KR20030016257A - 트랜스폰더 착륙 시스템 - Google Patents

트랜스폰더 착륙 시스템 Download PDF

Info

Publication number
KR20030016257A
KR20030016257A KR1020027015072A KR20027015072A KR20030016257A KR 20030016257 A KR20030016257 A KR 20030016257A KR 1020027015072 A KR1020027015072 A KR 1020027015072A KR 20027015072 A KR20027015072 A KR 20027015072A KR 20030016257 A KR20030016257 A KR 20030016257A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
aircraft
response signal
antenna
antennas
response
Prior art date
Application number
KR1020027015072A
Other languages
English (en)
Inventor
칼 위너
벤자민 알. 쿠엔
Original Assignee
어드밴스트 내비게이션 앤드 포지셔닝 코퍼레이션
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 어드밴스트 내비게이션 앤드 포지셔닝 코퍼레이션 filed Critical 어드밴스트 내비게이션 앤드 포지셔닝 코퍼레이션
Publication of KR20030016257A publication Critical patent/KR20030016257A/ko

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • 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
    • G01S3/00—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received
    • G01S3/02—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received using radio waves
    • G01S3/14—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction
    • G01S3/46—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using antennas spaced apart and measuring phase or time difference between signals therefrom, i.e. path-difference systems
    • 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
    • G01S13/74—Systems using reradiation of radio waves, e.g. secondary radar systems; Analogous systems
    • G01S13/76—Systems using reradiation of radio waves, e.g. secondary radar systems; Analogous systems wherein pulse-type signals are transmitted
    • G01S13/762—Systems using reradiation of radio waves, e.g. secondary radar systems; Analogous systems wherein pulse-type signals are transmitted with special measures concerning the radiation pattern, e.g. S.L.S.
    • 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
    • G01S13/91—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for traffic control
    • G01S13/913—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for traffic control for landing purposes

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Electromagnetism (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
  • Radio Transmission System (AREA)
  • Casting Devices For Molds (AREA)
  • Radio Relay Systems (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)

Abstract

지면에 설치된 정밀 항공기 착륙 시스템은 CATI 정밀 접금 및 착륙 안내를 제공한다. 항공기 고도 위치는 항공기 ATCRBS 트랜스폰더 응답의 도착 시간 및 캐리어 위상간의 차이를 착정하여 결정된다. 트랜스폰더 응답은 센서에 전달되는 다수의 센서 안테나 위치에서 수신되어, 복조 및 디지탈화된다. 그 데이타는 교정 및 다중 경로 수정이 인가되는 중앙 프로세서에 전달된다. 항공기 트랜스폰더 다이버시터 안테나 스위칭은 개별 센서 안테나들간에 측정된 위상차 점프를 교정하므로써 트랜스폰더 응답 다중ㅍ경로의 지터와 칼라 노이즈로부터 분리된다. 다이버시티 안테나 분리의 평가는 칼만 필터 프로세싱에 의하여 유지된다. 이러한 평가 분리는 항공기 고도의 위상차 측정 데이터를 교정하는데 사용된다. 이러한 교정된 위상 측정과 도착시간 측정은 다른 칼람 필터를 사용하여 발생되어, 항공기 위치의 소정의 방위 측정을 수행하는데 적용된다. 항공기의 바위와 고도는 소정의 접근 경로에 비겨되고, 소정의 접근에 대한 항공기 위치 오차를 항공기에 전달한다.

Description

트랜스폰더 착륙 시스템{TRANSPONDER LANDING SYSTEM}
조종사가 활주로로의 원하는 활공을 유지할 수 있도록 하기 위하여 다양한 정확한 항공기 착륙 시스템들이 사용되어왔다. 계기 착륙 장치(ILS: Instrument Landing System)는 정확한 접근을 위해 주로 사용된다. 그러나, 계기 착륙 장치는 인접 FM 방송으로부터 간섭을 받기 쉽고, 광범위한 지형 경사 및 몇몇 공항에서 목표포착을 요구하며, 공항 근처의 건물로 인한 유도빔 왜곡을 받기 쉽다. 마이크로파 착륙 시스템(MLS: Microwave Landing System)은 계기 착륙 장치보다 훨씬 덜 사용되며 경제적 문제로 인하여 단계적으로 제거되고 있다. 정밀 접근 레이터(PAR: Precision Approach Radar)는 군대에서 주로 사용되며, 지상 운영자가 통신 연결을 통해 조종사에서 정확한 활주로 유도를 말로 전달하여야 한다. 교란과스푸핑(spoofing)을 받기 쉬우며 단일장치에 의한 정밀 접근에 적합하지 않은, 개발 중인 두개의 시스템 즉 광역 오차 보정 시스템(WAAS: Wide Area Augmentation System) 및 근거리 오차 보정 시스템(LAAS: Local Area Augmentation System)을 포함하는 위성 항법 장치(GPS: Global Positioning System)에 기반한 착륙 보조 장치가 제안되어 왔다.
항공 교통 관제 레이더 비컨 시스템(ATCRBS: Air Traffic Control Radar Beacon System) 트랜스폰더를 채용하는 항공기 항법 시스템은 일반적으로 종래 기술로써 알려져 있다. 트랜스폰더는 통상적으로 항공기에 배치되어 이동중인 항공기를 감시하고 제어하는 2차 감시 레이터(SSR: Secondary Surveillance Radar) 기능을 제공한다. 대부분의 민간 항공기들은 두 개의 트랜스폰더 안테나를 장착하고 있으며, 선회하는 동안 신뢰할 수 있는 트랜스폰더 응답을 유지하기 위하여 그 중 하나는 항공기 동체의 상부에 다른 하나는 하부에 각각 장착되어 있다. 그러한 트랜스폰더 안테나 구성들은 다이버시티 안테나로써 알려져 있다. 다이버시티 안테나를 장착하고 있는 트랜스폰더는 육상국(ground station)으로부터 최고 진폭 질의 신호(highest amplitude interrogation signal)를 수신하여 코딩된 응답 메시지를 전송하는 안테나를 선택한다. 국제 표준 및 권고 방식(International Standardsand Recommended Practices)은, 안테나 다이버시티 스위칭으로 인한 응답부터 응답까지의 명확한 SSR 범위 지터를 제어하기 위하여, 상부 안테나와 하부 안테나간의 수평 거리가 7.6 미터보다 작게 할 것을 요구하고 있다. 다이버시티 안테나의 수직 간격은 항공기 동체 높이의 기능에 따라 변하며 약 3 내지 10 미터일것이다.
ATCRBS 트랜스폰더를사용하는 착륙 시스템들은 항공기의 위치를 결정하고, 그것을 원하는 진입로와 비교하며, 요구되는 보정을 항공기로 전송하여야 한다. 네하마의 미국 특허번호 제3,564,543호는 원뿔형 진입로를 정의하는 대칭적이며 단순화한 수학을 이용하는 그와 같은 시스템에 관하여 기재하고 있다. 일반적으로, 네하마의 특허에서 개시한 위치 결정 시스템 및 그와 유사한 시스템들은 질의(interrogation)가 트랜스폰더로 전달되는 데 요구되는 시간, 즉 트랜스폰더가 응답하는 시간 및 신호들이 착륙하고 있는 항공기와 지상에 있는 다수의 위치 사이를 돌아다니는 데 필요한 시간으부터 유도된 트랜스폰더 응답 도달 시간 측정에 기반을 두고 있다. 이러한 거리로부터, 항공기의 위치는 추정된다. 네하마 특허는 항공 솔루션에서 실질적인 오차를 유발할 수 있는 가변하는 트랜스폰더 응답 시간의 존재를 인정하고 있다. 절충안으로써, 네하마 특허는 활주로의 길이를 횡단하는 실질적으로 수직인 기하학적 평면에 송신기와 센서들을 배치하였다. 이러한 배치는 수평방향으로 활주로의 축을 따라 오차를 산출한다. 부작용으로써, 이러한 배치는 공항 근처에서 높은 안테나 타워를 사용할 것을 요구한다. 왜냐하면, 모든 센서들이 지상 레벨에서 위치된다면 수평면에서 항공기의 계산된 고도는 정밀 착륙 시스템에서는 허용되지 않는 실질적인 오차를 포함하기 때문이다.
스톨츠의 미국 특허번호 제5,017,930호는 네 개의 센서를 채용함으로써 무엇보다도 트랜스폰더 인코딩 지연을 해결함으로써 네하마 특허보다 더 진보된 시스템을 개시하고 있다. 그러나, 네하마와 스톨츠 특허에서 설명된 것과 같은 착륙 시스템에 의해 사용되는 도달 측정 시간은 중요한 다중 경로 오차를 받기 쉽다. 이러한 다중 경로 오차들은 진입로를 따라 활주로로의 지형 특성에 의해 유발되며, 도달측정 시간에서 오차를 유발시킨다. 잘못된 도달 측정 시간은 항공 솔루션의 질을 떨어뜨리며, 항공기로 전송된 유도 신호들의 정확성을 감소시킨다.
착륙 시스템들은, 벤드(bends), 스캘로핑(scalloping), 거칠기 및 활공 경로인 "Point of Runway Intercept"로부터 1.4 km 지점에서 대략 3 미터에 해당하는 2 시그마를 지닌 다른 변형들을 포함하는 항공 온-패스(on-path) 신호의 유람 특성에 관한 국제 표준 및 권고 방식 제한을 지키는 것이 바람직하다. 그러나, 가장 작은 항공기에서 조차, 다이버시티 안테나 스위칭은 잠재적으로 수행이 이 범위를 벗나게 될 수 있다.
본 출원은 2000년 5월 9일자로 출원된 미국 가출원 제60/203,039호 및 2000년 10월 24일로 출원된 미국 특허 출원 제09/695,359를 35 U.S.C. 제119(e)조에 따라 우선권을 주장한다.
본 발명은 항공 시스템에 관한 것으로, 특히 진입 및 착륙하는 동안 관리자 또는 조종사와 같은 사용자에게 정밀한 고도의 유도를 제공하는 항공기 착륙 시스템에 관한 것이다.
도 1은 본 발명에 따른 트랜스폰더 착륙 시스템의 구성요소를 보여주는 사시도이다.
도 2는 본 발명에 따른 AOA 센서 및 전단 RF 에셈블리스위칭을 지닌 안테나 입력을 보여주는 블록도이다.
도 3은 다이버시티 항공기 안테나에 기인한 오차를 보여주는 도면이다.
도 4는 다중 경로 신호 전송에 기인한 오차를 보여주는 도면이다.
도 5는 본 발명에 따른 적합하게 실행되는 프로세서에서의 처리를 보여주는 흐름도이다.
본 발명은 상술한 문제점을 해결하고자 안출된 것으로써, 질의 신호에 응답하여 응답 신호를 전송하는 트랜스폰더를 가지고 있는 항공기의 위치를 결정하는 방법에 있어서, 수직 지향 어레이로써 배치된 다수의 안테나 상의 응답 신호를 수신하는 단계를 구비하는 방법이 제공된다. 상이한 위상, 진폭, 주파수 등과 같은응답 신호의 특징을 측정하여 항공기의 위치를 설정한다. 적어도 두개의 응답 신호간의 상이한 위상을 분석하여, 각 응답 시호들이 항공기의 다른 안테나로부터 유래되었는지를 판단한다. 상기 응답 신호가 다이버시티 안테나로부터 기원하는 경우에, 안테나 각각의 거리를 보정하기 위하여 평가된 위치가 조정된다. 또한, 상기 방법은 조정된 위치와 바람직한 위치 사이의 오차를 계산하여 상기 오차를 파일롯, 항공 교통 제어기 또는 다른 항공기의 조종실 디스플에이 같은 사용자에게 전달한다.
정밀 활공로 장치는 질의 신호와 상기 다수의 안테나 각각에서 상기 트랜스폰더 응답 신호의 수령 간의 경과 시간을 측정한다. 상기 시스템은 다중 경로의 효과를 관리하구, 또 착륙각을 측정하기 위하여 트랜스폰더 응답 위상차를 측정하여 항공기 위치를 정확하게 설정한다.
본 발명은 트랜스폰더 다이버시티 안테나를 보정하는 성능을 가지며, 이러한 보정 결과로서 가장 작은 다이나믹 래그로 고도 측정을 수행한다.
본 발명의 다른 태양에 따르면, 평가 위치 내에서 유도된 다중 경로 오차에 대하여 보상하기 위하여 선택된 특성에 다중 경로 보정을 인가하여, 다이버시티 안테나에 대한 최고로 가능한 검출과 보정을 수행한다.
본 발명의 한 장점으로는, 항공기로부터 기원하는 협력 트랜스폰더 응답 신호에 기초한 항공기 위치를 정밀하게 측정하는 능력이 제공되는 것이다.
본 발명의 또 다른 장점으로 트랜스폰더 응답 신호의 다중 경로 리턴의 효과를 관리 또는 취소하는 능력이 제공된다.
본 발명의 또 다른 장점으로 도착의 트랜스듀서 응답 각도 및 도착 시간을 측정하여 항공기 위치를 정확하게 측정하는 능력이 제공된다.
도 1을 참조하면, 공항에 활주로(10)가 있다. 본 발명에 따른 정확한 항공기 착륙 시스템은 상기 활주로(10)로 이어지는 소정의 진입로(도시되지 않음)를 따라 항공기를 유도하도록 동작한다.
상기 시스템은 질의및 억압 펄스를 생성하는 데 사용되는 본부 시설(20)에 수용되어 있는 질의 전송기를 포함한다. 반송 주파수 상에서 변조된 펄스들로 이루어진 질의 신호(interrogation signal)는 질의 안테나(22)로부터 생성된다. 이하에서 더 상세하게 설명하겠지만, 타이밍 신호(76)도 질의 신호와 동시에 본부(20)로부터 수신기 어레이(26, 28)로 보내어져 센서 측정 처리를 동기화시킨다. 예를 들어, 항공기의 트랜스폰더(도 3 및 도 4에서 참조부호 86)는 반송 주파수 상에서 변조된 펄스들로 이루어진 응답 신호를 질의 신호의 수신에 응답하여 전송한다. 응답 신호는 수신기 어레이(26, 28)에 의해 수신되며, 바람직하게, 처리를 위한 본부(20)내의 이중 디시밀러(dissimilar) 프로세서들(도 2의 78a, 78b)로 전송된다. 응답 신호들은 시간, 진폭, 주파수 및 다른 캐리어 위상(carrierphase)을 위해 이하에서 설명하는 방식으로 처리된다.
도 2는 구성요소들의 기능블록도를 보여주는 도면이다. 네 개의 안테나(26a 내지 26d)는 안테나 어레이(26)를 포함한다. 간단하게, 안테나(28)는 도시하지 않았으나, 당업자라면 유사한 처리가 그와 같은 어레이에서 수신된 신호들에서 일어난다는 것을 알 수 있을 것이다. 응답 신호들은 안테나(26)를 통해 수신되며, 필터(30)를 통과하며, RF 수신기 어셈블리(32)에 의해 처리된다. 상기 안테나들 중 하나를 기준안테나(26a)로 지정하고, 기준 안테나(26a)와 나머지 안테나(26b 내지 26d)간의 캐리어 위상을 측정함으로써, 세 개의 안테나 어레이 벌림면(antenna array aperture)은 획득하며, 따라서 예를 들어, 낮음, 중간, 높음과 같은 세 개의 다른 해상측정이 가능하다. 기준 안테나(26a)는 정교한 수신기 경로(34)로 입력된다. 비록, 당업자가 상기 어셈블리로 신호를 전송하는 동일한 메커니즘을 생각할 수 있지만, RF 수신기 어셈블리(32) 내의 스위치를 이용하여 다른 안테나(26b 내지 26d)는 두 개의 RF 수신기 경로들(36, 38)로 다중 송신된다. 각 경로(34, 36, 38)는 응답하는 트랜스폰더로부터 유래된 안테나(26)로부터 1090 MHz 펄스 변조된 RF 신호들을 수신한다. 위상 진폭 측정부(PAM: Phase Amplitude Measurement)(50)는 상기 RF 수신기 어셈블리로부터 중간 주파수 경로들(34 내지 38)를 수신하고, 로그 영상 신호들(54)과 디지털화된 위상 데이터(58A, 58B)를 신호처리용 위상 획득 카드(PAC)로 제공한다.
디지털화된 위상 데이터의 두 세트, 즉 기준 채널과 IF 채널 A(로우, 미디엄, 또는 하이 채널들((26b 내지 26d)간의 차(58A) 및 기준 채널과 IF 채널C(로우,미디엄, 또는 하이 채널들)간의 차(58B)가 제공된다. 세 입력의 각 로그 영상은 또한 상기 PAC(54A, 54B, 54C)로 보내어 진다. 저해상도 입력으로부터 제한된 IF 신호(68)은 주파수 변별기(70)로 제공된다. 주파수 변별기(70)는 RF 수신기 어셈블리 입력의 제한된 IF 신호를 수신하며, 아날로그 출력(72)을 주파수 측정을 위하여 상기 PAC(60)의 데이터 획득부로 제공한다. 상기 PAC(60)는 또한 본부(도 1의 20)로 부터 광섬유(74)를 통해 상기 질의 신호와 일치되는 시작신호 또는 동기 타이머, 로그 비디오 진폭 데이터(54), 상기 PAM(50)으로부터의 디지털 위상 데이터(58), 및 주파수 변별기(70)로부터의 주파수 영상(72)을 수신한다. 당업자라면 동기 신호가 무선 전송, 종래의 하드 라이팅 등의 형태 이외의 데이터 통신의 형태로 전송될 수 있다는 것은 당연히 알 수 있을 것이다. 또한, 상기 동기는 내부 클럭 또는 GPS 신호에 의한 것과 같이 몇몇 구성요소에 입각한 내부 메커니즘을 통해 구현될 수 있다.
센서 포착은 케이블(74) 상의 시작신호를 수신하자 마자 안테나(26)로부터 RF 입력을 처리하기 시작한다. 트랜스폰더 응답 신호들은 아날로그 처리되고 저장된다. 위상 및 주파수 데이터는 정지 영상신호 취득 데이터와 서로 관련되어 있다. 모든 데이터는 본부(20)에 있는 프로세서들(78)로 보내어진다.
칼만 필터링(Kanlman filtering)은 위치 추정위 정확성을 향상시키기 위해 사용된다. 상기 필터링은 가장 최근의 수신기 측정장치를 이용하는 것 뿐만 아니라 이전의 결정된 위치, 그 위치의 통계적 신뢰, 및 현재 측정의 통계적 가변성을 이용함으로써 향상된다. 칼만 필터링의 항공 시스템으로의 응용은 본 발명의 당업자에게는 잘 이해될 것이다. 처리 잡음 공분산 매트릭스(Q)는 예상된 대상 이동을 조절하는 발견적 세트이다. 그러나, 그것은 칼만 필터의 더 진보된 공식에 의해 적합하게 세팅된다. 처리 잡읍 공분산 매트릭스(Q)는 가속 이벤트가 항공기 동력학을 나타내는 상태 벡터에서 발생하도록 하는 "에이징(aging)" 매트릭스이다. Q에 대한 제1 근사는 종종 항공기가 수행할 것 같은 최대 가속을 고려함으로써 계산된다. 최적의 처리 잡음 셋팅은 다이버시티 안테나(DA) 알고리즘을 적용함과 더블어 성취된다.
도 3은 과장되었지만 다이버시티 안테나 오차의 예를 보여주는 도면이다. 활주로에 접근하고 있는 항공기(80)은 하부 안테나(86L) 및 상부 안테나(86H)를 구비하고 있다. 도시한 바와 같이, 먼저, 항공기(80)가 하부 안테나(86L)로 질의에 응답하고, 신호(90)는 직접 안테나 어레이(26)로 진행한다. 초기 질의 및 대답 순서에 따라, 항공기는 이동하고 도면번호 80'로 한다. 그러나, 항공기(80')은 고도 때문에 상부 안테나(86H)로 이후의 질의에 응답한다. 상술한 바와 같이, 다이버시티 안테나(86L, 86H) 간의 간극때문에, 오차가 발생하게 된다. 본부(도 2의 20)에서 프로세서들(78)은, 다이버시티 안테나들로부터 유래하는 항공기 트랜스폰더 응답을 감지하기 위해 시간에 걸친 응답 신호들의 디지털화된 차동 위상을 구하는 다이버시티 안테나 알고리즘을 구비하고 있다. 상기 알고리즘은 두 개의 도달각(AOA: Angle Of Arrival) 데이터 세트(58A 및 58B)을 이용하여, 다이버시티 안테나 구조의 존재를 구축하고 다이버시티 안테나 간극을 계산한다. "AOA"는 입사각의 소정의 정상 각으로부터 각도 옵셋을 확인하는 다양한 방법들 중 하나로써, 실제 각도 옵셋을 결정하는 단계와, 다중 신호들 간의 위상차를 결정하거나 도달 방향을 계산하는 단계를 포함한다. 이하에서 더 상세하게 설명하겠지만, 항공기의 상부 다이버시티 안테나로부터 유래된 AOA 측정은 다이버시티 안테나 간극을 보상하며, 발산지점으로써 하부 안테나를 지니고 있는 측정 세트를 제공한다.
본 발명의 일실시에 따르면, DA 알고리즘은 트랙 취득의 시작에서 매개변수(표 1)를 초기화한다. 이러한 매개변수들은 광범위한 항공기 형태를 적용함으로써 시뮬레이션 및 필드 데이터를 이용하여 튠(tune)된다. 활주로로의 접근동안, 다이버시티 안테나 스위칭으로 인한 측정 점프의 검출은 이전과 현재 질의 카운트 간의 증분(delta)을 검사함으로써 이루어진다. 만일 질의 증분이 계속적인 측정 샘플을 가르키고, TOA 측정의 범위가 최대 범위 1내에 있고, 첨프각의 사인값은 마지막 질의 및 해당 AOA 안테나 벌림면으로부터 위상차를 이용하여 계산된다면, 점프 검출된 플래그는 데이터가 존재한다고 알리도록 설정된다. 만일 첨프각의 사인값이 최소 2보다 크다면, 첨프 거리는 점프각(미터)으로부터 계산되며, 방향이 결정된다. 만일, 점프 거리가 최소 및 최대점프 한계(3,4) 사이에 있다면, 첨프 검출된 플래그가 설정되고, 첨프량은 거리로 설정된다. 마지막으로, 질의 카운트 및 위상 측정은 다음 질의 데이터와의 비교를 위해 저장된다. 상기 알고리즘의 이부분에 대한 대체 실시예는, 점프가 언제 발생하였는지 결정하기 위하여 가까운 범위에서 각도 정보(2)만 이용한다.
다른 실시예에서, 점프타입(표 2)은 미디엄 및/또는 하이 점프의 결과에 따라 부여하는 것을 포함한다. DA 구조의 신용은 다양한 형태의 측정 점프(10)의 수를 가중함으로써 계산된다. 동일한 방향으로 하이 및 미디엄 채널 점프는 큰 양의 가중치를 가진다. 또한, 하이 및 미디엄 채널 점프간의 합의의 정도는 가중치를 증가시키는 데 이용된다. 반대방향으로 하이 및 미디엄 측정채널 점프는 큰 음의 가중치를 가지고 있다. (AOA 센서 안테나 인터리브(interleave) 때문에) 이용가능한 미디엄이 없을 경우 하이 채널 점프는 낮은 양의 가중치를 가진다. 이용가능한 하이 채널이 없는 경우 미디어 채널 점프는 낮은 음의 가중치를 가진다. 이용가능한 미디엄 또는 하이 측정이 있는 경우 발생하는 그러나 점프를 나타내지 않는 하이 또는 미디엄 채널 점프는 낮은 음의 가중치를 가진다. 어떠한 점프도 가르키지 않는 측정은 제로 가중치를 가진다. 다이버시티 구조 존재 플래그는 충분한 수의 측정 갱신이 항공기가 다이버시티 안테나로 구비되었다는 것을 알려주는 점프-셋 기준(9-12)를 만족시킨 후 설정된다.
일단 설정되면, DA 간격 트랙 및 DA 간격 가변 트랙 모두는 일정한 이득을 가진 두 개의 1-상태 칼만 필터들에 의해 설정된다. 그 트랙들은 동일 방향으로 하이 및 미디엄 채널 점프의 평균에 입각하여 계산된다(5-8). 상기 알고리즘의 이부분에 대한 대체 실시예는, 미디엄 또는 하이 채널 점프가 트랙을 계산하기에 이용할 수 없을 때 개별적인 하이 또는 미디엄 채널 점프를 또한 사용한다.
안테나 상태(13-27)는 그 상태에서 (상부 또는 하부 다이버시티 안테나를) 신뢰성 있게 유지된다. "동일" 방향으로의 점프타입은 가르킨 방향으로 매우 높은 신뢰를 가지며, "반대방향"으로의 점프타입은 상태를 미지(unknown)로 설정한다.단지 점프의 크기가 DA 간격 트랙에 의해 지적되는 것 처럼 예상된 점프와 매치시키면, 하이, 미디엄, 하이 잡음 또는 미디엄 잡음의 점프타입은 높은 신뢰를 가지지만, 그렇지 않은 경우, 상태 신뢰는 감소한다. "NO DATA"의 점프타입은 상태 신뢰를 감소시킨다. "NONE"의 점프타입은 상태 신뢰를 바꾸지 않는다. 만일 상태가 상부로부터 하부로 또는 그 역으로 변하면, 상태 신뢰는 증가된다. 또한, 상태 신뢰는 점프와 DA 간격 트랙간의 합의의 수준에 근거하여 증가한다.
DA 간격 트랙에 기반하여, 상부 다이버시티 안테나로부터 결정된 응답은 하부 다이버시티 안테나에 해당하는 발생점으로 조절된다. 윈도우 문턱값(28-35)은 측정 트랙 속도(33)에 기반하여 윈도즈에 인가되는 스큐와의 최대 및 최소 범위로써 설정된다. 간격 추정 가변(31) 및 예측된 측정 가변(32)의 표준 일탈에 기반하여 윈도즈 크기가 조절된다. 정상 윈도즈의 선형 스케일링(36)인 와이드 윈도즈도 설정된다. 미디엄 또는/및 하이 측정과 예상된 측정간의 차이가 이러한 윈도즈들에 대하여 테스트된다. 다이버시티 안테나 상태 신뢰(37-38)도 테스트된다. 이러한 테스트들(39-43)의 결과는 측정이 조절되어야하는지를 결정하는 데 사용된다. 만일 그렇다면, DA 간격 트랙의 값은 측정으로부터 나온다. 상기 알고리즘의 이부분의 대체적인 실시예는 DA 간격 트랙간의 비율 및 예상된 측정 및 실제 측정간의 차이를 계산한다. 다이버시티 안테나 상태 및 상태 신뢰에 따른 미디엄 및/또는 하이 측정을 위한 이 값은 상기 측정이 조정되어야 하는지를 결정하는 데 사용된다.
다이버시티 안테나 알고리즘 매개변수
매개 변수 목 적
다이버시티 안테나 스위칭에 의해 야기된 측정 점프의 계산에 따라
1 jump_eval_max_rng 스위칭을 검출하는 최대 범위
2 min_jump_sin_theta 스위칭을 검출하는 최소각도
3 min_jump 최소 DA 스위치
4 max_jump 최대 DA 스위치
다이버시티 안테나의 간격의 추정에 따라
5 sep_gain DA 간격을 추정하기 위한 필터이득
6 sep_var_gain DA 간격을 추정하기 위한 필터이득
7 use_medium_only_jumps DA 간격을 추정하기 위한 미디엄만의 사용제어
8 use_high_only_jumps DA 간격을 추정하기 위한 하이로만의 사용제어
다이버시티 안테나의 존재 신뢰의 결정에 따라
9 exist_conf_limit DA 존재가 확인되는 한계
10 con_weights[MAX_JUMP_SET] 다른 형태의 측정점프를 위한 신뢰가중치
11 conf_same_ratio_weight 동일한 방향비로 적용되는 신뢰 가중치
12 conf_same_ratio_limit 동일 방향비를 위한 한계
다이버시티 안테나 상태의 계산에 따라
13 use_high_only_to_upper 상태를 높게 설정하기 위해 하이 점프를 사용
14 use_medium_only_to_upper 상태를 높게 설정하기 위해 미디엄 점프 만을 사용
15 use_high_only_to_lower 상태를 낮게 설정하기 위해 하이 점프를 사용
16 use_medium_only_to_lower 상태를 낮게설정하기 위해 미디엄 점프 만을 사용
17 both_status_conf 모두 점프일 경우 사용될 상태 신뢰
18 high_only_status_conf 하이만 점프일 경우 사용될 상태 신뢰
19 remium_only_status_conf 미디엄만 점프일 경우 사용될 상태 신뢰
20 expected_jump_bonus_conf 점프 매치가 예상될 경우 적용할 신뢰 보너스
21 expected_jump_conf_limit 예상되는 점프가 결정될 수 있는 신뢰 한계
22 same_ratio_bonus_conf 동일 점프간의 고율을 위한 신뢰 한계
23 same_ratio_bonus_limit 보너스 적용 시작 비율
24 status_conf_reduce 놓친 검출 기회가 있을 경우(예를 들어, 미디엄이 상태 설정에 사용되지 않은 경우 채널A의 미디엄 및 채널C의 미디엄) 신뢰 감소량
25 one_meas_trk_ratio_limit meas_trk 보너스가 적용시작된 때, 측정점프와 DA 간격 트랙 간의 비율. 단지하나의 측정이 있을 경우에 적용
26 two_meas_trk_ratio_limit meas_trk 보너스가 적용시작된 때, 측정점프와 DA 간격 트랙 간의 비율. 두 개의 측정이 있는 경우 적용 그러나 하나는 점프를 지적(즉,미디엄 잡음 또는 하이 잡음)
27 meas_trk_bonus_conf 단일 측정과 트랙 간의 비율에 근거한 적용될 신뢰 보너스
상부 트랜스폰더 안테나로부터일 경우 AOA 측정의 보상에 따라
28 smallest_window_min 가장 작은 허용 최소 윈도우
29 largest_window_max 가장 큰 허용 최대 윈도우
30 baseline_sep DA 윈도우 허용을 위한 명목상 양
31 set_weight DA 간격 불활실성에 대한 가중치 인자
32 meas_trk_weight 측정 트랙 불확실성을 위한 가중치 인자
33 meas_vel_weight 측정 트랙 속도를 위한 가중치 인자
34 upper_weight 상부 안테나일 경우 가중치 인자
35 lower_weight 하부 안테나의 경우 가중치 인자
36 wide_window_weight 약간 넓은 윈도우를 결정하는 가중치 인자
37 status_highest_conf 상태 신뢰가 가장 높을때 레벨
38 status_high_conf 상태 신뢰가 높을때 레벨
39 normal_window_pts 정상 윈도우를 위한 조절시점
40 wide_window_pts 와이드 윈도우를 위한 조절시점
41 status_highest_pts 가장 높은 신뢰를 위한 조절시점
42 status_high_pts 높은 신뢰를 위한 조절시점
43 pts_limit 조절할 필요시점
점프 타입 및 관련 도달각 측정 이벤트
점프 타입 지적된 점프 타입과 관련된 측정 이벤츠
동일 하이 및 미디엄은 동일 방향으로 DA 점프를 지적
반대 하이 및 미디엄은 반대 방향으로 DA 점프를 지적
하이 하이는 DA 점프를 지적하고 비교목적으로 이용가능한 미디엄은 없다.
미디엄 미디엄은 DA 점프를 지적하고 비교목적으로 이용가능한 하이는 없다.
하이 노이즈 하이는 DA 점프를 지적하고 미디엄은 지적하지 않는다. 이것은 잡음이 있는 하이 측정을 암시
미디엄 노이즈 미디엄은 DA 점프를 지적하고 하이는 지적하지 않는다. 이것은 잡음이 있는 미디엄 측정을 암시
없음 하이 또는 미디엄 모두 DA 점프를 지적하지 않고 데이터는 그들중 적어도 하나를 위해 이용가능
데이터 없음 어떠한 데이터도 이용불가능
이하, 도 4를 참조하면, 다중 경로 리턴이 제공되어 있다. 항공기(80)와 안테나(26a 내지 26d)간의 신호 진행은 각각의 안테나 사이의 두개 이상의 전파 경로를 따라 갈 수 있다. 제1 결오는 직접적인 가시거리(90)를 따르며, 다른 경로는 물체의 전도성, 크기 배향 및 신호 입사각의 함수로서, 지면, 언덕, 건물, 차량 항공기 또는 기타 물체 매질중 어느 하나로부터의 반사이다. 직접 경로와 매우 유사하며, 직접 경로 신호 직후에 반사 신호가 도달하게 물체로부터의 반사는 짧은 경로의 다중 경로(92)로서 공지되어 있다. 직접 경로에서 물체로부터의 반사는 긴 경로의 다중 경로로서 공지된 것을 야기한다. AOA 안테나에 충돌하는 신호의 캐리어 위상이 직저버 및 다중 경로 성부의 벡터합이기 때문에, 짧은 경로의 다중경로(92)는 AOA 측정 정밀도에 영향을 미친다. 다중경로의 짧은 경로의 다양성에 대한 기준은 다중경로(92)로서 언급된다.
응답 신호에 관한 다중 경로 오차는 룩업 테이블에 초기에 측정된 항공기 위치를 입력하고, 범위, 방위 및/또는 고도에서 항공기 위치의 함수로서 저, 중 및 고 해상도 채널 각각에서 유도된 예견된 오차를 보정하기 위하여 교정된 위상 오프셋으로 되돌려서 교정된다. 물론, 룩업 테이블로부터 여러가지 정정을 선택하는 것이교정된 위치들간의 위치 정정치를 측정하기 위하여 어느 정도의 내삽, 한계 도는 기타 중간 선택 기술을 필요로 함을 당업자는 알 수 있다. 트랜스폰더 부동 안테나 스위칭 (전술한 바와 같이)은 DA 알고리즘을 채용하기 이전에 AOA 츠정치에 적용된 다중 경로 교정 정정으로 보다 신뢰성 있게 검출된다.
다중 안테나(26a 내지 26d)가 상호 배치되어 어레이(26)를 형성하는 것을 상기하면, 분석을 위해서 다중 개구율, 즉 해상도를 제공하는 것이 바람직하다. 따라서, 오프로피 위상와 위치 평가의 신뢰도에 의존하여 여러가지 채널 중에 인터리빙이 바람직하다.
안테나 인터리빙은 우선 표 3에 따라서 낮은 패턴으로 설정된다. 이러한 인터리빙 비율의 낮은 패턴은 신뢰성 있는 항공기 위치 평가를 확립하기에 충분한 저해상도 측정치를 제공한다. 저해상도 채널은 중채널 또는 고채널의 해상도 보다 큰 빔 너비를 제공하며, 중 및 고채널에 관한여 이용가능한 애매모호한 사이틀로부터 선택하도록 사용된다. 본 발명의 다른 실시예는 사이클 모호성을 해결하기 위하여 저채널을 사용하는 대신에, 중 및 고채널에 대한 사이클 모호성을 해결하기 위하여 트랜스폰더로부터의 모드 C 응답을 이용한다. 항공기 접근 동안, 트랙 처리 알고리즘은 항공기 위치 평가의 소정의 정확도와 소정의 접근 경로 각도에 대한 항공기의 위치에 기초하여 후속 질의용 안테나 인터리빙을 결정하며, 저패턴, 고패턴 또는 어프로치 패턴에 대해서 안테나 인터리빙을 설정한다. 최적의 다양성 안테나 검출 및 보상을 위하여, 어프로치 패턴은 후속의 중 및 고 채너러 측정을 비교할 최대 기회를 부여할 때 가장 바람직하다. 안테나 구성의 또 다른 실시예는 분명한 개구를 선택하기 위하여 위상 변화된 어레이의 프로그램 가능한 제어부를 구비한다.
AOA 안테나 인터리브 속도
업데이트 번호 로우 패턴 하이 패턴 근사 패턴
채널A 채널C 채널A 채널C 채널A 채널C
1 로우 로우 하이 하이 하이 하이
2 하이 하이 미디엄 미디엄 미이엄 미디엄
3 하이 로우 하이 미디엄 하이 미디엄
4 미디엄 미디엄 로우 로우 하이 미디엄
5 미디엄 로우 하이 미디엄 하이 미디엄
6 하이 로우 하이 로우 하이 미디엄
7 하이 미디엄 하이 미디엄 하이 미디엄
8 미디엄 로우 하이 로우 하이 미디엄
9 하이 로우 하이 미디엄 하이 미디엄
10 하이 미디엄 하이 로우 하이 미디엄
11 미디엄 로우 하이 미디엄 하이 미디엄
12 하이 로우 하이 로우 하이 미디엄
13 하이 미디엄 하이 미디엄 하이 미디엄
14 미디엄 로우 하이 로우 하이 미디엄
15 하이 로우 하이 미디엄 하이 미디엄
16 하이 미디엄 하이 로우 하이 미디엄
17 미디엄 로우 하이 미디엄 하이 미디엄
18 하이 로우 하이 로우 하이 미디엄
19 하이 미디엄 하이 미디엄 하이 미디엄
20 미이엄 로우 하이 로우 하이 미디엄
도 5를 참조하면, 본 발명을 적절히 실시하는 단계의 플로우차트가 도시되어 있다. 항공기 안테나(86)는 단계 100에서 도시된 바와 같이 지면에 설치된 안테나어레이(26)에서 수신되는 응답 신호(90)를 전달한다. 수신된 신호는 단계 104에 도시된 바와 같이 응답 신호(90)의 도달 각도 및 도달 시간으로부터 위치 평가를 발생시키기 위하여 베이스(20)의 프로세서(78)에 전송된다. 베이스(20)의 중앙 프로세서(78)는 단계 108에 도시된 바와 같이 응답 신호(90)의 다중 경로 리턴을 이용하여 초기 위치 평가에서 정정을 수행한다. 다중경로 정정 이후에, 연속 업데이트에 대한 안테나 인터리빙을 채용하는 DA 알고리즘을 실행하는 중앙 프로세서(78)는, 단계 110에서 알 수 있는 바와 같이, 접근하는 항공기(80)가 다이버시티 안테나(86L, 86U)를 경유하여 응답하였는 가를 판단하고, 그 판단에 기초하여 위치 평가에 수정치를 제공한다.
중앙 프로세서(78)는 단계 114에서 알 수 있는 바와 같이 오프로치 경로와 같은 소정의 경로와 조정된 항공기 위치를 비료하여 위치 오차를 계산한다. 당업자라면, 소정의 항공기 위치에 대하여 비교될 수 있는 다수의 상호 연결된 위치로 구성된 어느 유형의 어프로치 경로를 채용할 수 있음을 알 수 있다. 환언하면, 다수의 항공기 설비에서 사용되는 종래 직선 어프로치와 구별되는 것은, 노이즈에 민감한 영역과 지형 특징, 및/또는 항공기 교통이 바람직하지 않은 주항 영역을 피하고 오프로치 공중회랑이 한정될 수 있다. 프로세서(78)는 단계 118에서 알 수 있는 바와 같이 항공 교통 컨트롤러 또는 항공기 파일럿과 같은 사용자에 의하여 사용될 수 있는 포맷으로 판단된 위치를 변환시킨다.
본 발명을 양호한 실시예를 참조하여 설명하였다. 명백한 것은, 전술한 것을 읽고 이해하므로써 수정 및 변경이 이루어질 수 있다. 본 발명은 청구범위 및그 균등물의 범위에 속하는 한 이러한 모든 수정과 변경을 포함하는 것으로 해석되어야 한다.

Claims (20)

  1. 질의 신호에 응답하여 응답 신호를 전송하는 트랜스폰더를 가지고 있는 항공기의 위치를 결정하는 방법에 있어서,
    수직 지향 어레이로써 배치된 다수의 안테나 상의 응답 신호를 수신하는 단계;
    상기 수신된 응답 신호로부터 상기 항공기의 위치를 설정하는 단계;
    상기 응답 신호의 선택된 특징들을 결정하는 단계; 및
    상기 응답 신호의 선택된 특징을 분석하여 각 응답 시호들이 항공기의 다른 안테나로부터 유래되었는지를 결정하는 단계를 포함하여 이루어진 항공기의 위치를 결정하는 방법.
  2. 제1항에 있어서, 상기 분석단계에 근거하여, 상기 항공기에서 다른 안테나로부터 유래한 응답신호를 보상하기 위하여 상기 설정된 위치를 적합하게 하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 위치를 결정하는 방법.
  3. 제2항에 있어서, 상기 적합하게된 위치와 원하는 위치간의 오차를 계산하는 단계; 및 상기 오차를 사용자에게 전달하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 위치를 결정하는 방법.
  4. 제1항에 있어서, 상기 위치를 설정하는 단계는, 상기 질의 신호와 상기 응답 신호간의 경과 시간을 결정하는 단계; 및 수직 지향 어레이에 관려하여 상기 응답 신호의 도달각을 결정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 위치를 결정하는 방법.
  5. 제4항에 있어서, 상기 선택된 특징들은, 선택된 안테나 상의 응답 신호의 다른 위상을 포함하며, 상기 분석단계는, 일련의 응답 신호를 비교하는 단계; 및 비교결과, 상기 응답 신호가 하나 이상의 안테나로부터 유래되었다고 알려주는 소정 값을 초과할 때, 지시자를 설정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 위치를 결정하는 방법.
  6. 제4항에 있어서, 상기 응답 신호들은 직접 경로와 반영 경로를 포함하는경로상으로 항공기 안테나와 안테나 어레이 사이에서 전파하는 것을 포함하며, 상기 반영 경로 상 신호 발생한 오차를 보정하기 위하여 다중 보정 결정을 적용하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 위치를 결정하는 방법.
  7. 제6항에 있어서, 상기 적용 단계는 예측된 위치에 근거하여 다수의 저장된 보정으로부터 다중경로 보정을 결정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 위치를 결정하는 방법.
  8. 제1항 있어서, 수평 지향 어레이로써 배치된 다수의 안테나 상으로 응답 신호를 입력하는 단계; 및 상기 수평 지향 안테나 어레이와 관련하여 상기 응답 신호의 각을 결정하는 단계를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 위치를 결정하는 방법.
  9. 제1항에 있어서, 상기 결정단계는, 상기 다수의 안테나 중 기준 안테나상의 응답 신호를 수신하는 단계; 상기 다수의 안테난 중 다른 안테나상의 응답 신호를 수신하는 단계; 및 상기 기준 안테나 상으로 수신된 신호와 다른 안테나상으로 수신된 신호간의 위상차를 결정하는 단계를 포함하여 이루어는 것을 특징으로 하는 항공기 위치를 결정하는 방법.
  10. 질의 신호에 응답하여 응답 신호를 전송하는 트랜스폰더가 두개의 안테나 사이에 스위칭할 수 있도록 연결되어 있는 항공기에 있어서, 질의 신호를 전송하는 질의장치의 동작가능한 범위내에서 진입로를 따라 항공기를 유도하기 위한 정밀 활공로 장치는,
    a) i) 다수의 안테나들;
    ii) 질의 신호와 상기 다수의 안테나 각각에서 상기 트랜스폰더 응답 신호의 수령 간의 시간을 결정하는 동기화된 타이머; 및
    iii) 제1 안테나를 포함하는 제1 수신 채널과 제2 안테나를 포함하는 제2 수신 채널 간의 캐리어 위상차를 계산하는 차동 캐리어 위상 계산기를 포함하여 이루어진 고도 측정 시스템; 및
    b) i) 선택된 안테나 상에 응답 신호 수령의 동기 시간에 근거하여 위치를 설정하는 시간 기반 위치 설정자;
    ii) 항공기에서 하나 이상의 안테나로부터 발생되는 응답 신호를 검출하고 상기 예측된 거리 만큼 상기 차동 캐리어 위상을 보상하는 다이버시티안테나 계산기; 및
    iii) 상기 보상된 차동 캐리어 위상 및 상기 시간 기반 위치 추정에 기반하여 위치를 결정하는 결합된 위치 계산기를 포함하여 이루어진 중앙 처리장치를 포함하여 이루어진 정밀 활공로 장치.
  11. 제10항에 있어서, 네 개의 수신 채널들은 네 개의 안테나로부터 입력을 수신하는 것을 특징으로 하는 정밀 활공로 장치.
  12. 제10항에 있어서, 상기 결합된위치 계산기는 상기 수신 채널들 중 인터리빙에 의해 상기 다수의 안테나들에 관련하는 응답신호의 각도를 계산하는 것을 특징으로 하는 정밀 활공로 장치.
  13. 제10항에 있어서, 항공기 고도의 기능으로 다중 경로 보정을 선택하는 다중경로 오차 보정기를 더 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 정밀 활공로 장치.
  14. 제10항에 있어서, 항공기 범위의 기능으로 다중경로 보정을 선택하는 다중경로 오차 보정기를 더 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 정밀 활공로 장치.
  15. 제10항에 있어서, 항공기의 방위각의 기능으로써 다중경로 오차 보정을 선택하는 다중경로 오차 보정기를 더 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 정밀 활공로 장치.
  16. 트랜스폰더 착륙 시스템에 있어서,
    응답 신호에 민감한 착륙지와 직교하게 위치하는 안테나 어레이;
    상기 어레이와 통신하여 동작하며 상기 응답 신호의 수령 시간에 근거한 범위 및 상기 어레이와 관련하는 상기 응답 신호의 각도를 계산하는 고도 프로세서; 및
    계산된 범위의 기능으로 응답 신호의 다중경로 수령에 의해 유도된 위치 오차를 보정하는 보정 프로세서를 포함하여 이루어진 트린스폰더 착륙 시스템.
  17. 제16항에 있어서, 상기 보정 프로세서는, 상기 응답 신호의 상기 계산된 각도에 따라 선택할 수 있는 일련의 저장된 보정들을 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 트랜스폰더 착륙 시스템.
  18. 제16항에 있어서, 하나 이상의 항공기 안테나로부터 유래하는 응답 신호들을 검출하고, 상기 항공기 안테나의 간격에 근거하여 상기 예측된 위치를 조절하는 다이버시티 안테나 프로세서를 더 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 트랜스폰더 착륙 시스템.
  19. 위치 결정 방법에 있어서,
    알려진 위치에서 다수의 수신기 상의 질의 신호에 응답하여 전송된 응답 신호를 수신하는 단계;
    응답 시간의 수령의 시간차 및 상기 다수의 안테나상의 응답 신호의 위상차에 근거하여 예측된 위치를 계산하는 단계; 및
    상기 응답 신호의 수령의 시간차로 및 상기 응답 신호의상기 위상차로부터 결정된 범위에 근거하여 예측된 위치를 조절함으로써 상기 예측된 위치에서 다중경로 오차들을 보정하는 단계를 포함하여 이루어지는 위치 결정 방법.
  20. 제19항에 있어서, 응답 신호들의 다중 원지점을 감지하는 단계; 및 상기 검출된 원지점에 의해 유도된 상기 예측된 위치에서 오차를 보정하는 단계를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 위치 결정 방법.
KR1020027015072A 2000-05-09 2001-05-09 트랜스폰더 착륙 시스템 KR20030016257A (ko)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US20303900P 2000-05-09 2000-05-09
US60/203,039 2000-05-09
US09/695,359 US6469654B1 (en) 2000-05-09 2000-10-24 Transponder landing system
US09/695,359 2000-10-24

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20030016257A true KR20030016257A (ko) 2003-02-26

Family

ID=26898256

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020027015072A KR20030016257A (ko) 2000-05-09 2001-05-09 트랜스폰더 착륙 시스템

Country Status (13)

Country Link
US (1) US6469654B1 (ko)
EP (1) EP1297307B1 (ko)
KR (1) KR20030016257A (ko)
CN (1) CN1441909A (ko)
AT (1) ATE279735T1 (ko)
AU (1) AU2001274822A1 (ko)
CA (1) CA2409547A1 (ko)
DE (1) DE60106446T2 (ko)
ES (1) ES2232631T3 (ko)
IL (1) IL152709A0 (ko)
MX (1) MXPA02011010A (ko)
NZ (1) NZ523021A (ko)
WO (1) WO2001086229A2 (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20200123714A (ko) * 2019-04-22 2020-10-30 최옥재 신호 이동시간을 이용한 고정익 항공기의 착륙유도방법 및 이를 이용한 시스템

Families Citing this family (60)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8446321B2 (en) 1999-03-05 2013-05-21 Omnipol A.S. Deployable intelligence and tracking system for homeland security and search and rescue
US7782256B2 (en) 1999-03-05 2010-08-24 Era Systems Corporation Enhanced passive coherent location techniques to track and identify UAVs, UCAVs, MAVs, and other objects
US7777675B2 (en) 1999-03-05 2010-08-17 Era Systems Corporation Deployable passive broadband aircraft tracking
US7570214B2 (en) 1999-03-05 2009-08-04 Era Systems, Inc. Method and apparatus for ADS-B validation, active and passive multilateration, and elliptical surviellance
US7739167B2 (en) 1999-03-05 2010-06-15 Era Systems Corporation Automated management of airport revenues
US7889133B2 (en) 1999-03-05 2011-02-15 Itt Manufacturing Enterprises, Inc. Multilateration enhancements for noise and operations management
US7908077B2 (en) 2003-06-10 2011-03-15 Itt Manufacturing Enterprises, Inc. Land use compatibility planning software
US8203486B1 (en) 1999-03-05 2012-06-19 Omnipol A.S. Transmitter independent techniques to extend the performance of passive coherent location
US7667647B2 (en) 1999-03-05 2010-02-23 Era Systems Corporation Extension of aircraft tracking and positive identification from movement areas into non-movement areas
US7136012B2 (en) 2003-04-01 2006-11-14 Lockheed Martin Corporation Approach radar with array antenna having rows and columns skewed relative to the horizontal
FR2854463B1 (fr) * 2003-04-29 2005-07-08 Airbus France Procede et dispositif de commutation sur un systeme d'atterrissage radiofrequence d'un aeronef
IL156739A0 (en) * 2003-07-02 2009-02-11 Elta Systems Ltd Method and system for destroying rockets
SE528139C2 (sv) * 2004-12-30 2006-09-12 Tagmaster Ab Förfarande för att bestämma en position av en transponder i förhållande till en kommunikator
US9099012B2 (en) * 2005-03-14 2015-08-04 Cubic Corporation Adjustment of altitude measurements
US8794970B2 (en) * 2005-03-14 2014-08-05 Steven G. Testrake Control systems to emulate jet aircraft in reciprocating engine-powered trainers
US8784107B2 (en) * 2005-03-14 2014-07-22 Cubic Corporation Flight training system
US7409272B2 (en) * 2005-09-27 2008-08-05 Honeywell International Inc. Systems and methods for removing undesired signals in instrument landing systems
US7965227B2 (en) 2006-05-08 2011-06-21 Era Systems, Inc. Aircraft tracking using low cost tagging as a discriminator
JP4352182B2 (ja) * 2007-02-19 2009-10-28 株式会社カシオ日立モバイルコミュニケーションズ 携帯端末装置及びプログラム
US8015390B1 (en) 2008-03-19 2011-09-06 Rockwell Collins, Inc. Dissimilar processor synchronization in fly-by-wire high integrity computing platforms and displays
US7852235B1 (en) 2008-04-28 2010-12-14 Rockwell Collins, Inc. High integrity computing via input synchronization systems and methods
FR2945889B1 (fr) * 2009-05-20 2011-08-05 Thales Sa Procede et systeme d'aide a l'atterrissage ou a l'appontage d'un aeronef
US9104641B2 (en) * 2009-12-15 2015-08-11 Nec Corporation Information processing device, method of processing information and storage medium
FR2956907B1 (fr) * 2010-02-26 2012-09-21 Thales Sa Systeme radar multistatique pour la mesure precise de l'altitude
CN101826880A (zh) * 2010-03-23 2010-09-08 成都九洲迪飞科技有限责任公司 空中交通告警与防撞系统接收机信号源模块
GB2478960B (en) * 2010-03-25 2012-08-22 Guidance Ip Ltd An apparatus for measuring the relative direction of a radio signal
GB2478954B (en) * 2010-03-25 2012-02-08 Guidance Ip Ltd Active target
GB2478961B (en) * 2010-03-25 2014-06-18 Guidance Ip Ltd Active target with height diversity
US9520066B2 (en) * 2010-04-21 2016-12-13 The Boeing Company Determining landing sites for aircraft
EP2604009A2 (en) * 2010-08-09 2013-06-19 Aviation Communication & Surveillance Systems, LLC Systems and methods for providing surface multipath mitigation
DE102010052474B4 (de) 2010-11-26 2017-07-27 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Flugführungssystem
DE102010052475B4 (de) 2010-11-26 2014-05-08 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Ortungssystem
RU2489325C2 (ru) * 2011-08-30 2013-08-10 Открытое Акционерное Общество "Научно-Производственное Объединение "Лианозовский Электромеханический Завод" (Оао Нпо "Лэмз") Многопозиционная система посадки воздушных судов
FR2979995B1 (fr) * 2011-09-09 2013-10-11 Thales Sa Systeme de localisation d'un engin volant
CN102435982B (zh) * 2011-09-09 2014-01-15 陕西长岭电子科技有限责任公司 一种三模式空管应答机及对三种模式询问信号的检测和识别方法
US8917201B2 (en) * 2011-09-30 2014-12-23 Honeywell International Inc. ADS-B receiver system with multipath mitigation
IL217450A (en) 2012-01-10 2017-02-28 Israel Aerospace Ind Ltd Anti-rocket system
WO2014096778A1 (en) * 2012-12-18 2014-06-26 Bae Systems Plc Improvements in and relating to radar
EP2747204A1 (en) * 2012-12-18 2014-06-25 BAE SYSTEMS plc Improvements in and relating to radar
US9766322B2 (en) 2013-03-14 2017-09-19 Ensco, Inc. Geolocation with radio-frequency ranging
US9995824B2 (en) * 2014-04-09 2018-06-12 Thomas Danaher Harvey Methods and system to assist search for lost and submerged objects
US10871566B2 (en) * 2014-04-09 2020-12-22 Thomas Danaher Harvey Methods and system to assist search and interception of lost objects
US9829574B2 (en) 2014-06-02 2017-11-28 Ensco, Inc. Carrier phase distance and velocity measurements
US9612325B2 (en) * 2014-06-02 2017-04-04 Ensco, Inc. Unwrapping and prediction of distance and velocity measurements using carrier signals
CN105066986B (zh) * 2015-07-28 2018-06-26 四川九洲空管科技有限责任公司 一种多模式上传体制的航空地面着陆系统及其控制方法
EP3165944B1 (en) * 2015-11-04 2022-04-20 Nxp B.V. Embedded communication authentication
RU2608183C1 (ru) * 2015-11-17 2017-01-17 Федеральное государственное образовательное бюджетное учреждение высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский государственный университет телекоммуникаций им. проф. М.А. Бонч-Бруевича" Многопозиционная система посадки воздушных судов
US10281586B2 (en) * 2016-04-07 2019-05-07 Thales USA, Inc. Transmission data for flight check
TWI593941B (zh) * 2016-07-26 2017-08-01 明泰科技股份有限公司 車載導航方法及系統
DE102017117495A1 (de) * 2017-08-02 2019-02-07 Airbus Defence and Space GmbH System und Verfahren zur Positionsbestimmung einer Sendeeinheit sowie Wasserfahrzeug mit einem System zur Positionsbestimmung einer Sendeeinheit
DE102017117498A1 (de) 2017-08-02 2019-02-07 Airbus Defence and Space GmbH System und Verfahren zum Kalibrieren einer Sendeeinheit sowie Wasserfahrzeug mit einem System zum Kalibrieren einer Sendeeinheit
FR3072490B1 (fr) * 2017-10-17 2019-11-08 Airbus Operations (S.A.S.) Systeme et procede d'aide a l'atterrissage d'un aeronef
US10330770B2 (en) * 2017-11-09 2019-06-25 Cisco Technology, Inc. Channel estimation in OFDMA for switched antenna array based angle-of-arrival location
CN108520640B (zh) * 2018-03-23 2022-07-01 清研讯科（北京）科技有限公司 基于超宽带的无人机导航方法、导航设备、无人机
JP7144801B2 (ja) * 2018-06-01 2022-09-30 国立大学法人京都大学 計測装置、受電装置、送電装置、および飛行システム
DE102018120198A1 (de) 2018-08-20 2020-02-20 Dr. Ing. H.C. F. Porsche Aktiengesellschaft Luftfahrzeug
JP7011729B2 (ja) * 2018-09-20 2022-02-10 京セラ株式会社 電子機器、電子機器の制御方法、及び電子機器の制御プログラム
CN110597297A (zh) * 2019-10-21 2019-12-20 深圳市道通智能航空技术有限公司 一种飞行器返航控制方法、装置、飞行器和存储介质
CN113554900B (zh) * 2021-09-22 2021-12-17 山东世纪矿山机电有限公司 一种基于定位系统的交通控制系统
CN115145157B (zh) * 2022-09-07 2022-12-13 北京航天自动控制研究所 一种基于截止频率映射的姿态控制增益整定方法

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3564543A (en) 1968-09-05 1971-02-16 Air Land Systems Co Aircraft landing control system
US3696415A (en) * 1970-05-21 1972-10-03 Hughes Aircraft Co Adaptive pulse quantizer system
DE2743370C2 (de) 1977-09-27 1983-01-20 Siemens AG, 1000 Berlin und 8000 München Sekundärradar Abfrage-Antwort-System mit einem Diversity-Transponder
US4454510A (en) 1978-12-18 1984-06-12 Crow Robert P Discrete address beacon, navigation and landing system (DABNLS)
GB8614408D0 (en) * 1986-06-13 1986-06-13 Cossor Electronics Ltd Aircraft-collision warning system
US5075694A (en) 1987-05-18 1991-12-24 Avion Systems, Inc. Airborne surveillance method and system
US5144315A (en) 1989-02-10 1992-09-01 Cardion, Inc. System for accurately monitoring aircraft position during training exercises
US5017930A (en) 1990-01-25 1991-05-21 John R. Stoltz Precision landing system
NL9001599A (nl) 1990-07-13 1992-02-03 Frans Herman De Haan Inrichting voor het lokaliseren en identificeren van antwoorders.
US5262784A (en) 1992-06-15 1993-11-16 Cardion, Inc. System for monitoring aircraft position
US5463398A (en) 1993-11-16 1995-10-31 B. F. Goodrich Flightsystems, Inc. Method and apparatus for multiple reply rejection when decoding transponder replay signals
US5400031A (en) 1994-03-07 1995-03-21 Norden Systems, Inc. Airport surface vehicle identification system and method
US5552788A (en) * 1995-06-30 1996-09-03 Ryan International Corporation Antenna arrangement and aircraft collision avoidance system
US5596326A (en) * 1995-07-17 1997-01-21 Northrop Grumman Corporation Secondary surveillance radar interrogation system using dual frequencies
US5627546A (en) 1995-09-05 1997-05-06 Crow; Robert P. Combined ground and satellite system for global aircraft surveillance guidance and navigation

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20200123714A (ko) * 2019-04-22 2020-10-30 최옥재 신호 이동시간을 이용한 고정익 항공기의 착륙유도방법 및 이를 이용한 시스템

Also Published As

Publication number Publication date
WO2001086229A3 (en) 2002-05-02
CA2409547A1 (en) 2001-11-15
IL152709A0 (en) 2003-06-24
EP1297307B1 (en) 2004-10-13
WO2001086229A2 (en) 2001-11-15
DE60106446T2 (de) 2006-02-02
US6469654B1 (en) 2002-10-22
ES2232631T3 (es) 2005-06-01
MXPA02011010A (es) 2004-08-19
AU2001274822A1 (en) 2001-11-20
CN1441909A (zh) 2003-09-10
ATE279735T1 (de) 2004-10-15
EP1297307A2 (en) 2003-04-02
NZ523021A (en) 2004-06-25
DE60106446D1 (de) 2004-11-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR20030016257A (ko) 트랜스폰더 착륙 시스템
ZA200209867B (en) Transponder landing system.
US5017930A (en) Precision landing system
US7477193B2 (en) Method and system for elliptical-based surveillance
US4910526A (en) Airborne surveillance method and system
US6094169A (en) Multilateration auto-calibration and position error correction
US7616149B2 (en) Methods and apparatus for radar time sensor
US8265808B2 (en) Autonomous and automatic landing system for drones
US8063744B2 (en) System and method for providing timing services and DME aided multilateration for ground surveillance
US4866450A (en) Advanced instrument landing system
US7295150B2 (en) Methods and systems for identifying high-quality phase angle measurements in an interferometric radar system
US20050175038A1 (en) Method and apparatus for synchronizing wireless location servers
WO2005121831A2 (en) Methods and systems for enhancing accuracy of terrain aided navigation systems
WO2007086899A2 (en) Transponder landing system augmentation of the global positioning system
CN110888134B (zh) 一种非协作和协作一体化机场场面监视系统
AU600740B2 (en) Advanced instrument landing system
CN116719020A (zh) 一种窄脉冲测距方法
NLR et al. Wide Area Multilateration Wide Area Multilateration Report on EATMP TRS 131/04 Version 1.1

Legal Events

Date Code Title Description
WITN Application deemed withdrawn, e.g. because no request for examination was filed or no examination fee was paid