NO864865L

NO864865L - MIKROBOELGE-LANDING SYSTEM.

Info

Publication number: NO864865L
Application number: NO864865A
Authority: NO
Inventors: John P Chisholm
Original assignee: Sundstrand Data Control
Priority date: 1985-04-04
Filing date: 1986-12-03
Publication date: 1987-02-02
Also published as: DK583286D0; NO864865D0; DK583286A

Description

Bakgrunn for oppfinnelsen.Background for the invention.

I mange år har flyplasser vært utstyrt med de instrumentlandings-system som er kjent som ILS. Imidlertid er dette landingssystem på vei til å bli erstattet med et nytt mikrobølge-landingssystem, betegnet som MLS som i den senere tid har fått aksept så og si over hele verden. Den første ordre på bakkedelen av et MLS-system er nylig plassert av FAA. For many years, airports have been equipped with the instrument landing system known as ILS. However, this landing system is on its way to being replaced by a new microwave landing system, designated as MLS, which has recently gained acceptance practically all over the world. The first order for the ground part of an MLS system has recently been placed by the FAA.

I betraktning av den vesentlige betydning som landing av luftfartøyer har, idet landing ofte er ansett for å være den mest kritiske av regulære manøvreringer, er det viktig å ha et monitor-og støttesystem som tilveiebringer en uavhengig kontroll under innflyvning for å sikre absolutt pålitelighet av de data som leveres av hovedlandings-systemet. Dette kommer i tillegg til de vanlige bakkebaserte monitorer som anvendes for å kontrollere kursinnretning, signalstyrke etc. for de signaler som utstråles fra komponentene i det bakkebaserte landingssystem. I luftfartøyet er andre typer av navigeringsteknikker hele tiden i bruk for å kontrollere nøyaktigheten av landingssystemet, men ingen gir den høye grad av pålitelighet som kreves under den avsluttende innflyvning. Considering the essential importance of aircraft landing, landing often considered to be the most critical of routine maneuvers, it is important to have a monitor and support system that provides independent control during approach to ensure absolute reliability of the data provided by the main landing system. This is in addition to the usual ground-based monitors that are used to check heading, signal strength etc. for the signals emitted from the components of the ground-based landing system. In the aircraft, other types of navigation techniques are constantly in use to check the accuracy of the landing system, but none provide the high degree of reliability required during the final approach.

I en mulig teknikk for å avstedkomme et uavhengig landings-monitorsystem (ILM) for den kritiske landingsoperasjon, er å anordne en dobbelt bakkeinstallasjon og i luftfartøyet å sammenligne de lede-data som leveres av begge bakkeinstallasjoner og dersom disse data stemmer overns innenfor foreskrevne grenser, å gå videre med landingen. In one possible technique to provide an independent landing monitor system (ILM) for the critical landing operation, is to arrange a dual ground installation and in the aircraft to compare the guidance data provided by both ground installations and if these data agree within prescribed limits, to proceed with the landing.

I ILS-systemer har det vært upraktisk å anordne en identisk ILS-installasjon nr. 2 som støttemonitor ved samme flyplass hovedsakelig på grunn av de store dimensjoner av ILS-antennene. Selv om antennene er meget mindre i MLS-systemer på grunn av de høyere frekvenser som benyttes, nemlig omkring femtusen MHz, vil det videre være upraktisk å anordne en identisk MLS-installasjon nr. 2 på samme flyplass, på grunn av de meget høye omkostninger forbundet med MLS-systemene, nemlig omkring femtusen dollar for hvert. In ILS systems, it has been impractical to arrange an identical No. 2 ILS installation as a support monitor at the same airport mainly because of the large dimensions of the ILS antennas. Although the antennas are much smaller in MLS systems due to the higher frequencies used, namely around five thousand MHz, it would also be impractical to arrange an identical MLS installation No. 2 at the same airport, due to the very high costs associated with the MLS systems, namely about five thousand dollars for each.

En annen ILM-teknikk er å bruke utstyr som allerede er installert i luftfartøyene til andre formål for å tilveiebringe landings-lededata for slike uavhengige monitorformål. Another ILM technique is to use equipment already installed in the aircraft for other purposes to provide landing guidance data for such independent monitoring purposes.

Vær-radaren enten i modifisert eller uten modifikasjon og i samarbeide med bakkebaserte reflektorer eller radiofyr, har mange ganger vært foreslått for realisering av et ILM-system, spesielt eftersom vær-radar benyttes under flyvning med dårlige værforhold The weather radar, either modified or unmodified and in cooperation with ground-based reflectors or radio beacons, has many times been proposed for the realization of an ILM system, especially since weather radar is used during flight in bad weather conditions

(IFR). (IFR).

Dette ILM-kosept basert på vær-radarutstyr er beskrevet i mitt US Patant 3 243 816 som anvendes flyets vær-radar sammen med bakkemonterte passive reflektorer eller eventuelt med radarfyr av frelvensskifttypen, til å vise ledebaner for landing eller for landingsmonitor-formål. This ILM concept based on weather radar equipment is described in my US Patent 3,243,816 which uses the aircraft's weather radar together with ground-mounted passive reflectors or possibly with radar beacons of the frequency shift type, to show guidance paths for landing or for landing monitor purposes.

Senere har Assam i sitt US Patent 3 729 737 tilføyet en ytterligere teknisk lære som innebfatter deteksjon av et flertall skråttstilte reflektorer ved hjelp av en flyradar, for å frembringe glidebane-ledemønster for ILM-formål. Later, Assam in his US Patent 3,729,737 added a further technical teaching involving the detection of a plurality of tilted reflectors by means of an aircraft radar to produce glide path guidance patterns for ILM purposes.

Gendreu med flere foreslår i US Patent 4 103 300 en vær-radar og et bakke-radiofyrsystem for ILM-formål. Denne teknikk er imidlertid tilbøyelig til å kreve komplisert flyinstru-mentering og kan derfor ikke benytte en vær-radar av standardtype, hvilket er en stor ulempe. Gendreu and others propose in US Patent 4,103,300 a weather radar and a ground radio beacon system for ILM purposes. However, this technique tends to require complicated flight instrumentation and therefore cannot use a standard type weather radar, which is a major disadvantage.

Mitt US patent 4 429 312 overvinner problemene med behovet for en ikke-standardisert vær-radar ved å anvende et værradar-radiofyr av standardtype for ILM-formål i en operasjonsmodus basert på tidsfrekvenser. My US Patent 4,429,312 overcomes the problems of the need for a non-standard weather radar by using a standard type weather radar radio beacon for ILM purposes in a time frequency based mode of operation.

Problemet med alle de ovenfor nevnte anvendelser av vær-radar for ILM-formåler at de krever anvendelse av en vær-radar som ikke alltid er installert på luftfartøyer av interesse. Hva som da kreves er en ILM som gir en fullstendig uavhengig monitor-funksjon som er integrert innenfor rammen av det landingsledesystem som kontrolleres og som ikke krever installasjon av tilleggsutstyr i luftfartøyet. Spesielt søker denne oppfinnelse å avstedkomme denne type av ILM-egenskaper i nåtidens MLS-landingssystem som standardiseres verden over. The problem with all the above mentioned applications of weather radar for ILM purposes is that they require the use of a weather radar which is not always installed on the aircraft of interest. What is then required is an ILM that provides a completely independent monitor function that is integrated within the framework of the landing guidance system being controlled and that does not require the installation of additional equipment in the aircraft. In particular, this invention seeks to achieve this type of ILM characteristics in today's MLS landing system which is standardized worldwide.

En ILM for overvåkning eller kontroll (monitoring) av progresjonen ved hver landing på en MLS-lokalitet er derfor ønskelig slik at et luftfartøy kan oppnå virkelig uavhengig bekreftelse på de MLS-lededata som kommer fra ILM-bakkeutstyr, som er integrert med MLS-bakkeutstyret. I et slikt system vil de i luftfartøyet avledede ILM-data være virkelig uavhengige, men kan være basert på bruk av det allerede installerte MLS-utstyr i flyet uten å kreve tilleggsutstyr i dette. An ILM for monitoring or controlling (monitoring) the progression at each landing at an MLS location is therefore desirable so that an aircraft can achieve truly independent confirmation of the MLS guidance data coming from ILM ground equipment, which is integrated with the MLS ground equipment . In such a system, the ILM data derived in the aircraft will be truly independent, but can be based on the use of the already installed MLS equipment in the aircraft without requiring additional equipment in this.

MLS er et system som arbeider sekvensmessig og som kan gi opptil femten forskjellige funksjoner på forskjellige tider under MLS-utstrålingssekvensen. Disse funksjoner kan oppdeles i to separate kategorier, nemlig en kategori som gir ledefunksjoner og en annen kategori som skaffer luftfartøyet data vedrørende den spesielle MLS-installasjon, d.v.s. beliggenheten av MLS-utstyret i forhold til rullebanen, utstyrets status, tjenestetyper som inngår etc. MLS-signalformatet omfatter for tiden både en hjelpeledefunksjon og en hjelpedatafunksjon (som ennå ikke er fullt spesifisert). Disse uspesifiserte hjelpefunksjoner tjener til å muliggjøre fremtidig utbygning av MLS-systemet. MLS is a sequential system that can provide up to fifteen different functions at different times during the MLS broadcast sequence. These functions can be divided into two separate categories, namely one category that provides guidance functions and another category that provides the aircraft with data regarding the particular MLS installation, i.e. the location of the MLS equipment in relation to the runway, the status of the equipment, types of services included etc. The MLS signal format currently includes both an auxiliary guidance function and an auxiliary data function (which is not yet fully specified). These unspecified auxiliary functions serve to enable future expansion of the MLS system.

MLS er også et meget fleksibelt system hvor i hovedsaken alle funksjoner kan være anordnet i noen installasjoner, som for eksempel på en sterkt trafikkert flyplass, mens bare noen funksjoner kan inngå på mindre flyplasser. MLS is also a very flexible system where essentially all functions can be arranged in some installations, such as at a heavily trafficked airport, while only some functions can be included at smaller airports.

Når MLS-funksjonen er, når den er inkludert, d.v.s. blir utsendt, ledsaget av en tilordnet ingress-identifikasjonskode. When the MLS function is, when it is included, i.e. is issued, accompanied by an assigned ingress identification code.

Da hver funksjon har en slik identifikasjonskode kan funksjonene utsendes eller avgis på forskjellige eller tilfeldig valgte tidspunkter, og ikke nødvendigvis i noen spesiell sekvens. Spesifikke sekvenser er imidlertid anbefalt i ICAO SARPS (Standards and Recommended Practices) for installasjoner som gir en spesiell kombinasjon av funksjoner. I tillegg til dette må hver spesiell funksjon utsendes med en viss minimal repetisjons-takt som stemmer overens med den tjeneste som funksjonen utfører, d.v.s. at azimut-ledefunksjonen eller -informasjonen må leveres med en hastighet som er forenlig med flyets/pilotens respons med sikte på en ønsket ledevirkning. As each function has such an identification code, the functions can be emitted or transmitted at different or randomly selected times, and not necessarily in any particular sequence. However, specific sequences are recommended in ICAO SARPS (Standards and Recommended Practices) for installations that provide a particular combination of functions. In addition to this, each particular function must be emitted with a certain minimum repetition rate consistent with the service that the function performs, i.e. that the azimuth guidance function or information must be delivered at a speed compatible with the aircraft/pilot's response with a view to a desired guidance effect.

De nøyaktige ledefunksjoner ved MLS tilveiebringes ved hjelp av en smal stråle som avsøker (skanner) det området hvor presisjonslede-funksjonen tilveiebringes. Tiden mellom suksessive passeringer av skannings-ledestrålene forbi luftfartøyets mottagerantenne måles nøyaktig av en presisjons-tidskrets i luft fartøyet og brukes til å avstedkomme de ønskede vinkel-lededata. The precise guidance functions of MLS are provided by means of a narrow beam which scans (scans) the area where the precision guidance function is provided. The time between successive passes of the scanning guide beams past the aircraft's receiver antenna is precisely measured by a precision timing circuit in the aircraft and is used to obtain the desired angular guidance data.

Formålet med å benytte skannerstiåler for kurs- og elevasjons-bestemmelser i MLS til forskjell fra de fikserte stråler som anvendes i ILS, er å muliggjøre innflyvning og landing av luftfartøyer langs ikkeliniære kurslinjer som innebærer større fleksibilitet enn rettlinjede baner, d.v.s. at kurvet innflyvning såvel i azimut som elevasjon tillates, hvilket anses å være særlig nyttig ved lufthavner med sterk trafikk. Selv om en kurvet innflyvningsbane kan være nyttig i noen avstand fra selve landingspunktet for å gi større sikkerhet for en trygg landing, vil luftfartøyet vanligvis fly den siste og mest kritiske del av innflyvningen til bakkeberøring langs den vanlige rettlinjede midtlinjekurs uten manøvrering. Under de fleste innflyvninger vil videre luftfartøyet fremdeles følge en for-holdsvis rettlinjet glidebane ifølge vanlig standard, typisk en glidebane på 30 som er det samme som anvendt ved ILS-landinger, forut for bakkeberøring. The purpose of using scanner path needles for course and elevation determinations in MLS, as opposed to the fixed beams used in ILS, is to enable the approach and landing of aircraft along non-linear course lines which involve greater flexibility than straight courses, i.e. that a curved approach in both azimuth and elevation is permitted, which is considered to be particularly useful at airports with heavy traffic. Although a curved approach path may be useful at some distance from the actual landing point to provide greater assurance of a safe landing, the aircraft will usually fly the final and most critical part of the approach to touchdown along the usual rectilinear centerline course without maneuvering. During most approaches, the aircraft will also still follow a relatively straight glide path according to common standards, typically a glide path of 30 which is the same as used for ILS landings, prior to ground contact.

I tillegg til anvendelse eller utstråling av skannestrålen for å gi en presisjonslede-funksjon, kan MLS-ledefunksjonen også innbefatte bruk av sekvensmessig utstrålte fikserte stråler. In addition to using or emitting the scanning beam to provide a precision guidance function, the MLS guidance function may also include the use of sequentially emitted fixed beams.

Disse fikserte stråler tjener to separate formål. Ett formål betegnet OCI (out of course indication) er å understreke falske kursindikasjoner utenfor det etablerte MLS-ledeområdet. Disse falske kursindikasjoner kan bevirkes av sidelober på presisjons-ledestrålende. Undertrykkelse av falsk kurs blir oppnådd ved å utstråle en eller flere fikserte stråler som gir større signalssstyrke i en foreskrevet grad, enn sidelobene av skannestrålen i det området hvor det er ønskelig å undertrykke mulige falske ledekurser. Opp til seks undertrykkelsesstråler for falsk kurs kan utsendes innenfor azimut-ledefunksjonen og opptil to innen elevasjons-ledefunksjonen. These fixed rays serve two separate purposes. One purpose called OCI (out of course indication) is to emphasize false course indications outside the established MLS guidance area. These false course indications can be caused by side lobes on the precision beam. Suppression of false heading is achieved by radiating one or more fixed beams which give a greater signal strength to a prescribed degree than the side lobes of the scanning beam in the area where it is desired to suppress possible false guidance courses. Up to six false heading suppression beams can be emitted within the azimuth guidance function and up to two within the elevation guidance function.

Det annent formål med å benytte utstrålte fikserte stråler er å tilveiebringe en klareringsevne (clearance capability). Klareringsstråler anvendes i MLS-installasjoner hvor azimut-skannestrålen ikke skanner det hele azimut-presisjons-ledeområdet som normalt foreskrives, på pluss eller minus 40° fra rullebanens senterlinje, men bare skanner en del av dette området. I slike installasjoner blir disse klareringsstråler utsendt til venstre og til høyre for skannestrålens presisjonsdekning, men innenfor det spesifiserte lede-dekningsområdet. Måling av amplitudene for slike stråler vil gi et fly/venstre- henholdsvis fly/høyre-signal for bruk i luftfartøyet for å tre inn i det området hvor proporsjonal presisjonslede-funksjon tilveiebringes av skannestrålen. Både OCI- og klareringsstrålene utstråles på forskrevne tider innenfor den tid som er allokert til den ledefunksjon innen hvilken de kan utnyttes. The second purpose of using radiated fixed rays is to provide a clearance capability. Clearance beams are used in MLS installations where the azimuth scan beam does not scan the entire azimuth precision guidance area normally prescribed, plus or minus 40° from the runway centerline, but only scans part of this area. In such installations, these clearance beams are emitted to the left and to the right of the scanning beam's precision coverage, but within the specified guide coverage area. Measurement of the amplitudes for such beams will provide a fly/left or fly/right signal for use in the aircraft to enter the area where the proportional precision guidance function is provided by the scanning beam. Both the OCI and clearance beams are emitted at prescribed times within the time allocated to the guidance function within which they can be utilized.

Det kan derfor bemerkes at LMS er et sekvens-opererende system som kan gi mange forkjellige ledefunksjoner i en meget fleksibel byggeblokk-konfigurasjon. Dessuten blir denne fleksibilitet forhøyet ved å anordne hjelpefunksjoner for ikke-spesifisert potensiell fremtidig utbygning. Presisjons-lededata tilveiebringes med nøyaktige målinger av de tidspunkter da skannestrålen passerer over luftfartøyet. I tillegg til dette blir det også i flyet foretatt amplitudemålinger for å bestemme intensitetene av sekvensmessig utstrålte fikserte stråler som kan være benyttet i noen MLS-installasjoner for å hindre falske kursindikasjoner (OCI-stråler) og for å hjelpe til med opp-fangningen av presisjons-ledestrålene (klareringsstråler). It can therefore be noted that the LMS is a sequence-operating system that can provide many different control functions in a very flexible building block configuration. Moreover, this flexibility is increased by providing auxiliary functions for unspecified potential future expansion. Precision guidance data is provided with accurate measurements of the times when the scanning beam passes over the aircraft. In addition to this, amplitude measurements are also made in the aircraft to determine the intensities of sequentially emitted fixed beams which may be used in some MLS installations to prevent false heading indications (OCI beams) and to assist in the capture of precision - the guide beams (clearance beams).

Oppsummering av oppfinnelsen.Summary of the invention.

Denne oppfinnelse tilveiebringer et landingssystem som integrert i dette har en uavhengig monitoring eller kontroll hvor signaler fra to separat-arbeidende landingssystemer integreres til et enkelt system for å tilveiebringe både landingsledefunksjoner og ledefunksjonskontroll. Dette er en foretrukket utførelse av systemet hvor resultatene av hvert av de separat arbeidende landingsledesystemer fremkommer uavhengig av hverandre i luftfartøyet, blir sammenlignet i dette og landingen enten fullført eller avbrutt avhengig av om de to resultater er i akseptabel overensstemmelse eller ikke. De respektive to systemer omfatter: For det første en velkjent MLS-tidssekvens som er en del av MLS-systemstandarden og under hvilken det skannes blandings-ledestråler og mottageren i luftfartøyet bestemmer posisjonen av dette basert på de tidspunkter da skannestrålene passerer over luftfartøyet. For det annet et separat og annerleders virkende system hvor parvise fikserte landings-ledestråler utsendes mot luftfartøyet på forut bestemte MLS-tidspunkter og luftfartøyets mottager sammenligner de relative intensiteter av de parvise signaler for posisjons- bestemmelses-formål. Det sistnevnte amplitudebaserte system benytter for azimutlederfunksjonen parvise fikserte ledestråler som i sekvens utstråler på forskjellige tilgjengelige MLS-tidspunkter og er rette henholdsvis til venstre og til høyre for senterlinjen og overlapper ved senterlinjen på slik måte at et luftfartøy under innflyvning langs senterlinjen vil oppfange like signalintensiteter som indikasjon på innflyvning på riktig kurs. Omvendt når luftfartøyet befinner seg ute av kurs på den ene side av senterlinjen vil det oppfange en sterkere signalintensitet på den tid da utsendelse skjer fra den fikserte stråle som er rettet til vedkommende side av senterlinjen, og en lavere signalintensitet under sendetiden for den fikserte stråle som er rettet til den annen side av senterlinjen. Resultatet er en indikasjon av at luftfartøyet er ute av kurs, ved ubalanse i intensitetene av de overlappende signaler fra de to fikserte ledestråler. Den side som luftfartøyet er ute av kurs på identifiseres ved større styrke på det signal som utstråles av vedkommende stråle og strekning av signalet fra den motsatte fikserte ledestråle. De tidspunkter da disse fikserte stråler utsendes, vil være de MLS-tider som er tilgjengelige og som ikke nødvendigvis er tilordnet noe annet formål, og de signaler som utstråles i disse vil benyttes til å avstedkomme uavhengig bekreftelse på den endelige rettlinjede bane frem til bakkeberøring og vil være uavhengig av hovedsignalene ved presisjons-ledeskanning i henhold til MLS-systemet. This invention provides a landing system which has integrated independent monitoring or control where signals from two separately working landing systems are integrated into a single system to provide both landing guidance functions and guidance function control. This is a preferred embodiment of the system where the results of each of the separately working landing guidance systems appear independently of each other in the aircraft, are compared therein and the landing is either completed or aborted depending on whether the two results are in acceptable agreement or not. The respective two systems comprise: Firstly, a well-known MLS time sequence which is part of the MLS system standard and during which mixing guide beams are scanned and the receiver in the aircraft determines the position thereof based on the times when the scanning beams pass over the aircraft. Secondly, a separate and different conductor operating system where paired fixed landing guide beams are sent out towards the aircraft at predetermined MLS times and the aircraft's receiver compares the relative intensities of the paired signals for position determination purposes. The latter amplitude-based system uses for the azimuth guide function paired fixed guide beams that radiate in sequence at different available MLS times and are straight respectively to the left and to the right of the center line and overlap at the center line in such a way that an aircraft during an approach along the center line will pick up signal intensities equal to indication of approach on the correct course. Conversely, when the aircraft is off course on one side of the center line, it will pick up a stronger signal intensity at the time when transmission takes place from the fixed beam directed to the relevant side of the center line, and a lower signal intensity during the transmission time of the fixed beam which is directed to the other side of the center line. The result is an indication that the aircraft is off course, due to an imbalance in the intensities of the overlapping signals from the two fixed guide beams. The side on which the aircraft is off course is identified by the greater strength of the signal emitted by the beam in question and the extension of the signal from the opposite fixed guide beam. The times at which these fixed beams are emitted will be the MLS times that are available and not necessarily assigned to any other purpose, and the signals emitted at these will be used to provide independent confirmation of the final straight path until touchdown and will be independent of the main signals in precision guided scanning according to the MLS system.

Selv omd en foregående omtale har vært konsentrert om azimut-ledeaspektet, kan lignende overlappende ledestråler anordnes for operasjon i elevasjonsmodus for å gi uavhengig landingsledeinformasjon for elevasjons-monitorformål. Although a previous discussion has concentrated on the azimuth guidance aspect, similar overlapping guidance beams may be arranged for elevation mode operation to provide independent landing guidance information for elevation monitor purposes.

Foreliggende oppfinnelse kan også tilveiebringe en landingsledefunksjon med fiksert stråle som vil være virksom i tilfelle av svikt i MLS-hovedskannesysternet, eller som eventuelt kan utgjøre et forenklet MLS-landingssystem med fiksert stråle som er egnet for bruk på små sivile flyplasser hvor man ikke har råd til MLS-skannestråle-ledefunksjonen på grunn av omkostningene, eller for bruk i visse taktiske landingsområder som ikke kan anvende MLS-skannestråle-ledefunksjoner på grunn av strørrelsen og vekten av de nødvendige skannestråleantenner. The present invention can also provide a fixed-beam landing guidance function which will be effective in the event of a failure of the MLS main scanning system, or which may possibly constitute a simplified fixed-beam MLS landing system suitable for use at small civil airports where one cannot afford to the MLS scan beam guidance function due to cost, or for use in certain tactical landing areas that cannot use MLS scan beam guidance functions due to the size and weight of the required scan beam antennas.

Både generering av MLS-skannestråler for ledet landing og generering av fiksert stråle for ledet landing som gir monitor-funksjonen kan utføres av mottagere av MLS-skannestråletypen fordi slike mottagere allerede er konstruert for å utføre både tids- og amplitudemålinger. Dessuten er den dataprosessering som er nødvendig for ILM-monitoring godt innenfor kapasiteten av moderne mikroprosessorer som allerede er konstruert for bruk i MLS-systerner, d.v.s. den nødvendige utterligere ILM-dataprosessering utover det som kreves for konvensjonelle MLS-formål alene, er ikke opphav til noen alvorlige problemer i konstruksjon av mottageren i luftfartøyet. Both generation of MLS scan beams for guided landing and generation of fixed beam for guided landing providing the monitor function can be performed by receivers of the MLS scan beam type because such receivers are already designed to perform both time and amplitude measurements. Moreover, the data processing required for ILM monitoring is well within the capabilities of modern microprocessors already designed for use in MLS systems, i.e. the necessary additional ILM data processing beyond that required for conventional MLS purposes alone does not give rise to any serious problems in the construction of the receiver in the aircraft.

Formål og fordeler med oppfinnelsen.Purpose and advantages of the invention.

Det er hovedformålet med oppfinnelsen å tilveiebringe et uavhengig ledesystem med fiksert stråle for bekreftelse av nøyaktigheten av landingsdata som leveres av det MLS-landingssystem som nå er annerkjent for installasjon over hele verden, og mer spsesielt å tilveiebringe et ledesystem som anvender det samme format og den samme repeterende tidssekvens som MLS-systemet benytter, og som vil være kompatibelt og operativt med flybåret MLS-mottagerutstyr. It is the main object of the invention to provide an independent fixed beam guidance system for confirming the accuracy of landing data provided by the MLS landing system now recognized for installation worldwide, and more specifically to provide a guidance system using the same format and the same repeating time sequence as the MLS system uses, and which will be compatible and operational with airborne MLS receiver equipment.

Et annet formål med oppfinnelsen er å tilveiebringe et uavhengig monitorsystem som kan realiseres enten ved bruk av uavhengig utstrålende og overlappende fikserte stråler fra bakken, eller eventuelt ved å bruke enten MLS-sektorklarerings-signalstrålene eller OCI-strålene som vil bli noe modifisert og reorientert for å bringe dem til å overlappe hensiktsmessig ved senterlinjen av innflyvningsbanen. Det er ytterligere et hovedformål med denne oppfinnelse å tilveiebringe et system av den angitte type som egner seg for praktisk konfigurasjon av et nedskallert ledesystem med fiksert stråle og som er kompatibelt med det flybårne MLS-utstyr for bruk ved mindre flyplasser som ikke er utstyrt med MLS, og som vil gi en ledenøyaktighet som nærmer seg ledenøyaktigheten av hoved-MLS-systemet, men til en liten brøkdel av omkostningene. Anvendelse av et slikt økonomisk realiserbart og nedskallert system er attraktivt fordi små flyplasser ikke krever noen kurvet innflyvning til sine rulle-baner fordi trafikken ikke er stor. Another object of the invention is to provide an independent monitor system which can be realized either by using independently radiating and overlapping fixed beams from the ground, or possibly by using either the MLS sector clearance signal beams or the OCI beams which will be somewhat modified and reoriented for to bring them to overlap appropriately at the centerline of the approach runway. It is a further principal object of this invention to provide a system of the type indicated which is suitable for the practical configuration of a scaled down fixed beam guidance system and which is compatible with the airborne MLS equipment for use at smaller airports not equipped with MLS , and which will provide joint accuracy approaching that of the main MLS system, but at a small fraction of the cost. Application of such an economically feasible and scaled-down system is attractive because small airports do not require a curved approach to their runways because the traffic is not large.

Et annet formål med oppfinnelsen er å muliggjøre bruk av en forenklet MLS-bakkestasjon av redusert strørrelse for militære anvendelser fordi den store bakkestasjon som kreves for MLS-skannestrålesystemer er en stor ulempe i mange taktisk opera-sjoner. De militære har for eksempel valgt MLS for fremtidig bruk, men hittil har man til tross for anvendelse av store pengesummer ikke hatt suksess med å oppnå en MLS-bakkestasjon som er tilstrekkelig liten og er lett nok for taktisk bruk. Another object of the invention is to enable the use of a simplified MLS ground station of reduced size for military applications because the large ground station required for MLS scanning beam systems is a major disadvantage in many tactical operations. For example, the military has chosen MLS for future use, but so far, despite spending large sums of money, they have not been successful in achieving an MLS ground station that is sufficiently small and light enough for tactical use.

Andre formål og fordeler ved oppfinnelsen vil fremgå av den følgende omtale av tegningene som viser foretrukne utførelses-former av oppfinnelsen. Other objects and advantages of the invention will be apparent from the following discussion of the drawings which show preferred embodiments of the invention.

Kort oversikt over tegningene.Brief overview of the drawings.

Fig. 1 er et diagram som viser en typisk utstrålingssekvens Fig. 1 is a diagram showing a typical radiation sequence

for de forskjellige funksjoner i et kjent MLS-system, for the various functions of a known MLS system,

Fig. 2 er et diagram som viser typiske antennestrålings diagrammer for et kjent MLS-system, Fig. 3 er et diagram som viser sendesekvensen i en MLS-ledefunksjon, og viser de tilsvarende signaler som mottatt på luftfartøyet, Fig. 4a og 4b viser en første utførelsesform med antennestrålingsdiagrammer for henholdsvis azimut og elevasjon ved et presisjons-ledesystem med fikserte stråler, Fig. 5a og 5b viser de relative amplituder av signaler som mottatt på et luftfartøy og som er utstrålt i de presi-sjonsledediagrammer for fikserte stråler som er vist på figur 4. Fig. 6a og 6 b viser antennestrålingsdiagrammer for azimut i et konvensjonelt MLS-system henholdsvis i et modifisert MLS-system hvor OCI-diagrammene er blitt endret for å gi en annen utførelsesform av oppfinnelsen hvor både en skannet stråle i henhold til MLS og en presisjonslede-funksjon med fiksert stråle er tilveiebrakt ved den samme bakkeinstallasjon, Fig. 7a og 7b viser antennestrålingsdiagrammer i azimut for et konvensjonelt MLS-system henholdsvis for et modifisert MLS-system hvor venstre og høyre klareringsdiagrammer er blitt endret for å gi en alternativ form av den annen utførelse ifølge oppfinnelsen, hvor det er tilveiebrakt både en skannet stråle i henhold til MLS og en presisjonsledefunksjon med fiksert stråle ved den samme bakkeinstallasjon, Fig. 8 er et diagram som for et typisk MLS-system viser de vinkelposisjoner hvor klarerings-strålesignaler utsendes i forhold til begynnelses- og endeposisjonene av de TIL- og FRA-skannede MLS-stråler, Fig. 9 er et diagram som viser en tredje utførelse av denne oppfinnelse, hvor presisjonsledesignaler basert på fiksertstrålen utsendes under skanneintervallene for de TIL- og FRA-skannede MLS-stråler, Fig. 10a og 10b er blokk-skjemaer som henholdsvis for azimut og elevasjon viser utførelser av bakke- og fly-MLS-utstyr modifisert for å implementere foreliggende oppfinnelse, som kombinerer både MLS-skannestråle-ledefunksjoner og presisjonsledefunksjoner med fiksert stråle i den samme integrerte bakkeinstallasjon, Fig. Ila og 11b er respektive bakkestasjon-strålingsdiagrammer for azimut og elevasjon i et system som vist på figurene 10a og 10b, Fig. 12 og 13 er diagrammer som illustrerer utgangen av en flybåret mottager som respons på ledesignaler mottatt i denne henholdsvis fra konvensjonelt MLS-bakkeutstyr for skannestråle-ledefunksjoner, og fra et system som anvender presisjonsledesignaler basert på fiksert stråle utsendt fra bakken. Fig. 2 is a diagram showing typical antenna radiation diagrams for a known MLS system, Fig. 3 is a diagram showing the transmission sequence in an MLS guidance function, and shows the corresponding signals received on the aircraft, Figs. 4a and 4b show a first embodiment with antenna radiation diagrams for azimuth and elevation respectively at a precision guidance system with fixed beams, Figures 5a and 5b show the relative amplitudes of signals received on an aircraft and which are radiated in the precision guidance diagrams for fixed beams shown in Figure 4. Figures 6a and 6b show antenna radiation diagrams for azimuth in a conventional MLS system and respectively in a modified MLS system where the OCI diagrams have been modified to provide another embodiment of the invention where both a scanned beam according to MLS and a fixed beam precision steering function are provided at the same ground installation, Fig. 7a and 7b show antenna radiation diagrams in azimuth for a conventional MLS system and for a modified MLS system respectively where left and right clearance diagrams have been changed to provide an alternative form of the second embodiment of the invention, where both a scanned beam according to MLS and a fixed beam precision guidance function are provided at the same ground installation, Fig. 8 is a diagram which for a typical MLS system, they show angular positions where clearance beam signals are emitted relative to the start and end positions of the ON and OFF scanned MLS beams, Fig. 9 is a diagram showing a third embodiment of this invention, where precision guidance signals based on the fixed beam emitted during the scan intervals of the ON and OFF scanned MLS beams, Figs. 10a and 10b are block diagrams showing for azimuth and elevation, respectively, embodiments of ground and airborne MLS equipment modified to implement the present invention , which combines both MLS scanning beam guidance and precision fixed beam guidance functions in the same integrated ground installation, Fig. II a and 11b are respective ground station radiation diagrams for azimuth and elevation in a system as shown in Figures 10a and 10b, Figures 12 and 13 are diagrams illustrating the output of an airborne receiver in response to guidance signals received therein respectively from conventional MLS ground equipment for scanning beam guidance functions, and from a system using precision guidance signals based on a fixed beam emitted from the ground.

Detaljert beskrivelse av tegningene.Detailed description of the drawings.

Det typiske MLS-system er et system som arbeider sekvensmessig og utstråler både lederfunksjoner og datafunksjoner på forskjellige eksklusivt anvendte tidsintervaller i en repeterende sekvens. De funksjoner som kan utsendes er henholdsvis: The typical MLS system is a system that works sequentially and radiates both management functions and data functions at different exclusively used time intervals in a repetitive sequence. The functions that can be sent out are respectively:

Hjelpedata Auxiliary data

Det antall ledefunksjoner som utstråles av hvilken som helst særskilt MLS-installasjon avhenger av de ledetjenester som må tilveiebringers på vedkommende bakkelokalitet. Det er også visse grunnleggende data som må utstråles fra denne installasjon. De ovenfor angitte hjelpedata og ledefunksjoner for fremtidig systemutvikling og deres tilhørende tidsintervaller er reservert for å tilfredsstille fremtidige behov som ennå ikke er spesifisert. The number of routing functions radiated by any particular MLS installation depends on the routing services that must be provided at the ground location in question. There are also certain basic data that need to be radiated from this installation. The above-mentioned auxiliary data and control functions for future system development and their associated time intervals are reserved to satisfy future needs that have not yet been specified.

Hver av de ovenfor angitte data- eller ledefunksjoner har sin egen identifikasjonskode i den ingress som er tilordnet vedkommende funksjon, og denne kode identifiserer entydig arten av den tilhørende funksjon for utstyret i luftfartøyet. Eftersom de individuelle funksjoner slik er identifisert med sine koder, er det ikke nødvendig at disse funksjoner blir utført i noen spesiell sekvens. Flymottageren og -prosessoren innbefatter evne til å gjenkjenne den funksjon som utsendes til den ved bruk av ingressen som går forut, slik at flymottageren bli innstilt til å utnytte informasjonen på riktig måte. Each of the data or control functions specified above has its own identification code in the preamble assigned to the relevant function, and this code uniquely identifies the nature of the associated function for the equipment in the aircraft. Since the individual functions are thus identified by their codes, it is not necessary that these functions be performed in any particular sequence. The aircraft receiver and processor includes the ability to recognize the function that is issued to it using the preamble that precedes it, so that the aircraft receiver is set to utilize the information appropriately.

Det henvises nå til tegningen hvor figur 1 viser en funksjons-utstrålingssekvens både for data og for azimut- og elevasjonledefunksjoner for et forenklet MLS-system. De nød-vendige grunnleggende dataord utsendes som representert ved datafunksjonsblokker betegnet 1 i tidspunkter som er tilgjengelig mellom det utstrålingstider som er representert ved andre funksjonsblokker, så som blokken 2 for azimut, henholdsvis blokken 3 for elevasjon-ledefunksjoner. Disse funksjoner blir alle utsendt med repetisjonstakter som er spesifisert av MLS-bakke-utstyret. En passende ingress, f.eks. ingressen 4, er vist ved hver funksjonsblokk ved starten av den funksjon som skal utsendes, og ingressene for de forskjellige funksjoner utstråles av antennene i ledeinstallasjonene 5 og 6. Elevasjonsinstal-lasjonen 6 er plassert nær innflyvningsenden av rullebanen og azimutinstallasjonen 5 er plassert langs senterlinjen ved den fjerne ende av rullebanen. Spesielt blir ingressen for azimut-ledefunksjonen 2 utstrålt fra en antenne med et diagram 8' på figur 2, med azimutinstallasjonen og gir dekning over lede-dekningsområdet 8 på +- 40° i azimut. De grunnleggende dataord utsendes vanligvis sammen med deres ingresser ved bruk av denne samme vinkeldekning. Hvis den ingress som tilhører en spesiell funksjon indikerer at det er en azimutledefunksjon, så vil det TIL- og FRA-skanneledesignal som er tilordnet vedkommende ingress bli utstrålt av en smalstråleantenne med et strålingsdiagram 9 som skanner den samme sektor 8. De egentlige lededata blir oppnådd i flymottageren ved å måle tiden mellom suksessive passeringer av skannestrålediagrammet 9 forbi luftfartøyet slik det er velkjent innen MLS-teknikken. Reference is now made to the drawing, where Figure 1 shows a function-radiation sequence both for data and for azimuth and elevation guidance functions for a simplified MLS system. The necessary basic data words are sent as represented by data function blocks denoted 1 in times that are available between the radiation times represented by other function blocks, such as block 2 for azimuth, respectively block 3 for elevation guidance functions. These functions are all broadcast at repetition rates specified by the MLS ground equipment. An appropriate preamble, e.g. the preamble 4, is shown at each function block at the start of the function to be broadcast, and the preambles for the different functions are radiated by the antennas in the guidance installations 5 and 6. The elevation installation 6 is located near the approach end of the runway and the azimuth installation 5 is located along the center line at the far end of the runway. In particular, the preamble for the azimuth guidance function 2 is radiated from an antenna with a diagram 8' in Figure 2, with the azimuth installation and provides coverage over the guidance coverage area 8 of +- 40° in azimuth. The basic data words are usually emitted together with their preambles using this same angle coverage. If the ingress belonging to a particular function indicates that it is an azimuth guidance function, then the ON and OFF scan guidance signal assigned to that ingress will be radiated by a narrow beam antenna with a radiation pattern 9 scanning the same sector 8. The actual guidance data is obtained in the aircraft receiver by measuring the time between successive passes of the scanning beam diagram 9 past the aircraft as is well known in the MLS technique.

Figur 3 viser ved klammer a mer detaljert organiseringen av utstrålingen under en azimutskannefunksjon i MLS-bakkesystemet innbefattet en ingress 11, sektorsignaler 15 og TIL- og FRA-skannetidsintervaller 20 og 20'. Ingressen 11 utstråles først og inkluderer en kontinuerlig bølge 12 som brukes for oppfanging av radiofrekvensbære-signalet i flymottageren. Denne bærebølge etterfølges av en referanse-tidssynkroniseringskode 13 for mottageren. Denne etterfølges av en funksjons-identifikasjonskode 14 som i dette tilfelle identifiserer funksjonen som skanneledefunksjon i azimut for innflyvning. Disse utstrålinger danner ingressen 11 som har en varighet som vist med pilen 21. Figure 3 shows in bracket a in more detail the organization of the radiation during an azimuth scan function in the MLS ground system including a preamble 11, sector signals 15 and ON and OFF scan time intervals 20 and 20'. The preamble 11 is first radiated and includes a continuous wave 12 which is used to pick up the radio frequency carrier signal in the aircraft receiver. This carrier wave is followed by a reference time synchronization code 13 for the receiver. This is followed by a function identification code 14 which, in this case, identifies the function as scan guide function in azimuth for approach. These radiations form the preamble 11 which has a duration as shown by the arrow 21.

De neste utstrålte signaler er sektorsignalene 15 sbaagynner ved utsendelse av en bakkestasjon-identifikasjonskode 16 som varer gjennom den periode som var angitt med pilen 22. Efter identifikasjonskoden utstråles det et testsignal 17 med konstant nivå og med en varighet som vist med pilen 23. Dette signal brukes i flyutstyret ved svitsjing av flyantenner under dette intervall 23 for å bestemme hvilken flyantenne som gir maksimal signal og følgelig bør anvendes derefter. Så blir OCI-signaler 18 utstrålt og disse prosesseres i mottageren for å bestemme om luftfartøyet er på en falsk kurs, d.v.s. følger en sidelobe på skannestrålen, hvilket indikeres ved at et mottatt OCI-signal er sterkere enn det falske skannestrålesignal. Derefter utsendes en TIL-skannetestpuls 19 efterfulgt av en TIL-skannestråle og så en FRA-skannestråle efterfulgt av en FRA-skannetestpuls 19', hvilket testpulser utstråles umiddelbart forut for og efter de tider som er allokert til TIL-skannestråletiden 20 og FRA-skannestråletiden 20 ' . The next radiated signals are the sector signals 15 sbaagynner by sending a ground station identification code 16 which lasts through the period indicated by the arrow 22. After the identification code, a test signal 17 is radiated with a constant level and with a duration as shown by the arrow 23. This signal is used in the flight equipment when switching flight antennas during this interval 23 to determine which flight antenna gives the maximum signal and should therefore be used thereafter. Then OCI signals 18 are emitted and these are processed in the receiver to determine if the aircraft is on a false heading, i.e. follows a sidelobe on the scan beam, which is indicated by a received OCI signal being stronger than the spurious scan beam signal. Then an ON scan test pulse 19 is emitted followed by an ON scan beam and then an OFF scan beam followed by an OFF scan test pulse 19', which test pulses are emitted immediately before and after the times allocated to the ON scan beam time 20 and the OFF scan beam time 20'.

Som det fremgår over toppen av figur 3 ved kammeret b avleder mottageren i luftfartøyet de nødvendige signaler basert på bakkeutstrålingene som nettopp omtalt. Som vist på figur 3 vil spesielt for azimut-skannefunksjonen vil ingressutsendingene i mottageren frembringe en ingress-sekvens 21 efterfulgt av bakkestasjon-identifikasjonskoden 22 som igjen følges av flyantenne-utvelgningssendingen 23. Det er vist to OCI-utstrålinger 24 og 25 (av seks OCI-utstrålinger som kunne sendes), efterfulgt av den bakkeutstrålte TIL-skannetestpuls 26. TIL- henholdsvis FRA-skanneledestrålene 28 og 29 blir så mottatt i luftfartøyet på tidspunkter avhengig av hvor dette befinner seg i forhold til rullebanens senterlinje, og til slutt blir FRA-skannetestpulsen 27 utstrålt. Klareringspulsene er ikke vist på figur 3 fordi disse ikke vil bli benyttet i konfigurasjonen på figur 2 på grunn av at skannestrålen skanner hele området på +-40° , ikke en sektor med redusert bredde. As can be seen above the top of Figure 3 at chamber b, the receiver in the aircraft derives the necessary signals based on the ground emissions just mentioned. As shown in figure 3, especially for the azimuth scanning function, the ingress transmissions in the receiver will produce an ingress sequence 21 followed by the ground station identification code 22 which is again followed by the aircraft antenna selection transmission 23. Two OCI emissions 24 and 25 are shown (out of six OCI -radiations that could be transmitted), followed by the ground-radiated ON scan test pulse 26. The ON and OFF scan guide beams 28 and 29 are then received in the aircraft at times depending on its location relative to the runway centerline, and finally the OFF the scan test pulse 27 radiated. The clearing pulses are not shown in Figure 3 because these will not be used in the configuration in Figure 2 due to the scanning beam scanning the entire area of +-40°, not a sector of reduced width.

For å implementere foreliggende oppfinnelse slik at den tilveiebringer både en skannestråleledefunksjon og en presisjonsledefunksjon med fiksert stråle integrert med denne i et felles system, må presisjonsledefunksjons-signalene være inkorporert i det nettopp beskrevne MLS-system på kompatibel måte, slik at det kan tilveiebringes en monitor-evne eller -mulighet ved i det flybårne utstyr å sammenligne skannestråle-lederesultatene med lederesultatene med fiksert stråle. In order to implement the present invention so that it provides both a scanning beam steering function and a fixed beam precision steering function integrated with it in a common system, the precision steering function signals must be incorporated into the just described MLS system in a compatible manner so that a monitor can be provided - capability or possibility of, in the airborne equipment, comparing the scanning beam guidance results with the fixed beam guidance results.

Det er et viktig mormål med oppfinnelsen å integrere ledesystemet med fast stråle i MLS-systemet på slik måte at de fremtidige MLS-bakkeinstallasjoner som modifiseres for å implementere denne oppfinnelse ved å inkorporere en presisjons-ledemulighet med fast stråle, ikke vil gi ukorrekte data til MLS-flysystemer av tidligere modell som ikke er slik modifisert. Selv om det er ønskelig å tilfredsstille dette formål, er det ikke absolutt nødvendig fordi den tilføyde evne eller mulighet i senere bygget utstyr kan begrenses i det minste for en tid, til spesielle anvendelser som ikke vil bli brukt med eldre MLS-flyutstyr. For eksempel kan de modifiserte bakkesystemer til å begynne med være begrenset til visse taktiske bakkeinstallasjoner for krigsforhold, hvis anvendelse vil være begrenset til luft-fartøyer utstyrt med oppdaterte taktiske mottagere av MLS-typen som kan konfigureres i overensstemmelse med foreliggende beskrivelse . It is an important objective of the invention to integrate the fixed beam guidance system into the MLS system in such a way that future MLS ground installations modified to implement this invention by incorporating a precision fixed beam guidance capability will not provide incorrect data to MLS aircraft systems of earlier model that are not so modified. While it is desirable to satisfy this purpose, it is not absolutely necessary because the added capability or capability in later-built equipment may be limited, at least for a time, to special applications that will not be used with older MLS aircraft equipment. For example, the modified ground systems may initially be limited to certain tactical ground installations for wartime conditions, the application of which will be limited to aircraft equipped with updated MLS type tactical receivers that can be configured in accordance with the present description.

Med sikte på å illustrere foreliggende oppfinnelsestanker som integrerer presisjonslede-funksjoner basert på fiksert ståle i et skannestrålesystem av MLS-typen, vil tre forskjellige ut-førelsesformer bli omtalt. Den første av disse utførelser er vist og beskrevet under henvisning til figurene 4 og 5 og innebærer utstråling av overlappende fikserte stråler både i azimut og elevasjon fra installerte tilleggsantenner som arbeider innenfor forskjellige tidsintervaller i henhold til MLS-sekvensen, for å muliggjøre fremtidig utbygging av systemet. En annen utførelsesform viser modifikasjon av MLS-systemstråler som utsendes i henhold til dagens teknikk, for å avstedkomme presisjonslede-funksjoner basert på fiksert stråle, multimodi-fikasjoner især i eksisterende MLS-OCI-stråler som vist på figur 6 eller i eksisterende venstre og høyre klareringsstråler som vist på figur 7. En tredje utførelse viser utstrålingen fra installerte tilleggsantenner for nyne presisjonsledesignaler basert på fiksert stråle under ubrukte deler av intervaller som allerede er tilordnet for andre MLS-funksjoner, for eksempel som vist på figur 9 under MLS-systemets TIL- og FRA-skanneintervaller. With the aim of illustrating the present inventive concepts which integrate precision guidance functions based on fixed steel in a scanning beam system of the MLS type, three different embodiments will be discussed. The first of these embodiments is shown and described with reference to Figures 4 and 5 and involves the emission of overlapping fixed beams both in azimuth and elevation from installed additional antennas operating within different time intervals according to the MLS sequence, to enable future development of the system . Another embodiment shows modification of MLS system beams which are emitted according to the current technique, in order to achieve precision guidance functions based on fixed beam, multi-modifications especially in existing MLS-OCI beams as shown in figure 6 or in existing left and right clearance beams as shown in Figure 7. A third embodiment shows the radiation from installed additional antennas for new precision guidance signals based on fixed beam during unused parts of intervals already assigned for other MLS functions, for example as shown in Figure 9 under the MLS system's TIL and FRA scan intervals.

Betraktes nå den første utførelse som er vist og beskrevet under henvisning til figurene 4 og 5, benytter denne den fremtidige ledefunksjon som står ledig eller som reserve, beregnet for å muliggjøre ledefunksjoner eller -behov ved fremtidig utbygging, og utstråler i sitt tilordnet tidsintervall mine ledesignaler for fiksert stråle. Denne utførelsesform benytter den ledige hjelpedatafunksjon til å utstråle data som er nød-vendige for å ledsage presisjonsledesignalene for fiksert stråle. Denne utførelse anvender også parvise separete antenner som i tillegg er montert på MLs-bakkelokaliteten for utstråling av parvise fikserte presisjons-ledestråler langs innflyvningsbanen for å avstedkomme landingsledefunksjoner som er uavhengige av de ledefunksjoner som tilveiebringes av TIL- og FRA-skannestrålen for MLS-systemet som angitt ved henvisningstallet 9 på figuren 2 og 4a. Disse tilføyde fikserte presisjons-ledestråler er riktig identifisert med sin egen ingress som definerer deres funksjon for flymottagere og av hjelpedata utsendt sammen med denne for å utløse riktig prosessering av de mottatte signaler i luftfartøyet fra de fikserte ledestråler. I denne utførelse er presisjonsledefunksjonen med fiksert stråle tilveiebrakt ved ekstra antenner 80 og 81, se figur 10a, drevet sekvensmessig av bakkeutstyret for å utstråle et venstre strålingsdiagram 31 og et høyre strålingsdiagram 32 i forhold til den ønskede azimutsenter-linjekurs 36 for landing. Figur 4b viser utstrålingen av et øvre strålingsdiagram 33 og et nedre strålingsdiagram 34 i elevasjon, i forhold til en ønsket glidebane, ved anvendelse av antenner 89 og 90, se figur 10b. Bemerk at azimutstrålene 31 og 32 delvis overlapper langs senterlinjen 36 på figur 4a, og at de fikserte ledestråler 33 og 34 for elevasjon delvis overlapper langs den ønskede glidebane 36' uttatt for monitoring på figur 4b. Den stråle 30 som er vist på sistnevnte figur omfatter den OPP- og NED-skannestråle i henhold til MLS som dekker den vertikale bue 30 ' . If we now consider the first embodiment which is shown and described with reference to figures 4 and 5, this uses the future control function that is free or as a reserve, calculated to enable control functions or needs in future development, and radiates my control signals in its assigned time interval for fixed beam. This embodiment uses the idle auxiliary data function to emit data necessary to accompany the fixed beam precision guidance signals. This embodiment also uses paired separate antennas which are additionally mounted on the MLs ground location for radiating paired fixed precision guidance beams along the approach path to provide landing guidance functions that are independent of the guidance functions provided by the ON and OFF scan beam for the MLS system which indicated by the reference number 9 in figures 2 and 4a. These added fixed precision beacons are properly identified by their own preamble defining their function to aircraft receivers and by auxiliary data transmitted along with this to trigger proper processing of the received signals in the aircraft from the fixed beacons. In this embodiment, the fixed beam precision guidance function provided by additional antennas 80 and 81, see Figure 10a, is driven sequentially by the ground equipment to radiate a left beam pattern 31 and a right beam pattern 32 relative to the desired azimuth center line course 36 for landing. Figure 4b shows the radiation of an upper radiation diagram 33 and a lower radiation diagram 34 in elevation, in relation to a desired glide path, using antennas 89 and 90, see Figure 10b. Note that the azimuth beams 31 and 32 partially overlap along the center line 36 in Figure 4a, and that the fixed guide beams 33 and 34 for elevation partially overlap along the desired glide path 36' taken for monitoring in Figure 4b. The beam 30 shown in the latter figure comprises the UP and DOWN scanning beam according to MLS covering the vertical arc 30'.

De ledefunksjonssignaler med fiksert stråle som blir mottatt i luftfartøyet er vist på figurene 5a og 5b og en fatter i hvert tilfelle en ingress 37 inneholdende informasjon inkludert funksjonsidentifikasjon etc, efterfulgt av parvise ledesignaler i fiksert stråle som representerer henholdsvis azimut- og elevasjonsinformasjon for to forskjellige posisjoner (31, 35' og 36, 36') av et luftfartøy under innflyvning. De fikserte stråler 31, 32, 33 og 34 på figur 4 blir alle utsendt med samme intensitet langs innflyvningsbanen. Efterson de respektive parvise stråler overlapper likt langs den valgte glidebane 36' og senterlinje 36 vil et luftfartøy som befinner seg nøyaktig langs disse, motta like intensiteter av de parvise signaler fra alle fire av disse stråler. Således viser figur 5b de resulterende signaler 38, 39, 40 og 41 i flymottageren, med samme amplituder. Hvis imidlertid luftfartøyet avviker fra denønskede bane, blir signalet fra den stråle som er rettet mer til den side som luftfartøyet avviker, forsterket mens signalet fra den stråle som er rettet bort fra denne side, vil bli svekket. Således viser figur 5a at for et luftfartøy i posisjon 35, 35' til venstre for senterlinjen og over glidebanen, er det venstre signal 38' sterkere enn det tilhørende høyre signal 39' og det øvre signal 40' er sterkere enn det tilhørende lavere signal 44'. Denne ubalanse i signalene 38', 39' og 40', 41' prosesseres i flyets mottager for å avgi et tilhørende utgangssignal hvis amplitude indikerer en ikkesentrert posisjon av luftfartøyet til venstre i azimut og over den valgte glidebane i elevasjon, fordi når luftfartøyet avviker fra den ønskede bane, forsterkes siganlet på den siden som det har avveket og svekkes på den side som det har beveget seg bort fra. Videre vil den grad som kursavviket har skjedd i, bli indikert proporsjonalt med graden av ubalanse i amplitudene av de parvise signal 38, 39 og 40, 41, for å oppnå proporsjonal ledevirkning. The fixed beam guidance function signals that are received in the aircraft are shown in Figures 5a and 5b and in each case one understands a preamble 37 containing information including function identification etc, followed by paired fixed beam guidance signals representing respectively azimuth and elevation information for two different positions (31, 35' and 36, 36') of an aircraft during approach. The fixed beams 31, 32, 33 and 34 in Figure 4 are all emitted with the same intensity along the approach path. Since the respective paired beams overlap equally along the selected glide path 36' and centerline 36, an aircraft located exactly along these will receive equal intensities of the paired signals from all four of these beams. Thus figure 5b shows the resulting signals 38, 39, 40 and 41 in the aircraft receiver, with the same amplitudes. If, however, the aircraft deviates from the desired path, the signal from the beam directed more to the side from which the aircraft deviates will be amplified, while the signal from the beam directed away from this side will be weakened. Thus, figure 5a shows that for an aircraft in position 35, 35' to the left of the center line and above the glide path, the left signal 38' is stronger than the associated right signal 39' and the upper signal 40' is stronger than the associated lower signal 44 '. This imbalance in the signals 38', 39' and 40', 41' is processed in the aircraft's receiver to produce an associated output signal whose amplitude indicates an off-center position of the aircraft to the left in azimuth and above the selected glide path in elevation, because when the aircraft deviates from the desired path, the signal is amplified on the side from which it has deviated and weakened on the side from which it has moved away. Furthermore, the degree to which the course deviation has occurred will be indicated proportionally to the degree of imbalance in the amplitudes of the paired signals 38, 39 and 40, 41, in order to achieve a proportional control effect.

Disse utgangsignaler kan benyttes enten til å avstedkomme hjelpe-monitorsignaler som i MLS-systemet anvendes for sammenligning med lignende utgangssignaler basert på skannestråle-ledesignaler i MLS-systemet, eller eventuelt kan ledefunksjon med fiksert stråle erstatte MLS-skannestrålesignalene fullstendig i små flyplassinstallasjoner for på slike flyplasser å tilveiebringe en mindre komplisert og kostbar landingshjelp som allikevel er kompatibel med mottagersystemene i luftfartøyer som har full MLS-funksjon. Utstråling av denne presisjonslede-funksjonen med fiksert stråle og tilhørende data benytter bare en meget liten prosentdel av den hjelpe- eller ekstratid som er allokert i MLS-systemet for å muliggjøre hittil udefinert fremtidig utbygning av systemet. Da bare en mindre del av denne hjelpe- tidstildeling er nødvendig for ledefunksjonen med fiksert stråle, blir den tid som står til disposisjon for fremtidig utbygning nesten ikke redusert. These output signals can be used either to generate auxiliary monitor signals which in the MLS system are used for comparison with similar output signals based on scan beam guidance signals in the MLS system, or possibly the fixed beam guidance function can completely replace the MLS scan beam signals in small airport installations for on such airports to provide a less complicated and expensive landing aid that is still compatible with the receiver systems in aircraft that have full MLS functionality. Radiation of this fixed-beam precision guidance function and associated data uses only a very small percentage of the auxiliary or extra time allocated in the MLS system to enable hitherto undefined future expansion of the system. As only a small part of this auxiliary time allocation is necessary for the guidance function with a fixed beam, the time available for future expansion is hardly reduced.

Det er for tiden normal praksis å utstråle ingressen med dennes referansetidskode for en ledefunksjon ved å anvende det samme utstyr som utsender ledestrålene selv, til forskjell fra utstråling av ingressen og de tilhørende ledefunksjoner med bruk av separat lokalisert bakkeutstyr. I systemer hvor azimut- og elevasjonsfunksjonene er plassert sammen kan således senderanordningen for ingress-datafunksjonene installeres på særlig økonomisk måte. Det er imidlertid intet som utelukker bruk av denne utførelsesform i en installasjon slik som vist på figur 1, hvor utstrålingsutstyr for azimut og elevasjon er plassert med innbyrdes stor avstand langs rullebanen. It is currently normal practice to radiate the preamble with its reference time code for a guidance function by using the same equipment that emits the guidance beams themselves, as opposed to radiating the preamble and the associated guidance functions with the use of separately located ground equipment. In systems where the azimuth and elevation functions are placed together, the transmitter device for the ingress data functions can thus be installed in a particularly economical way. However, there is nothing that precludes the use of this embodiment in an installation as shown in Figure 1, where radiation equipment for azimuth and elevation is placed at a large distance from one another along the runway.

Nå skal den annen utførelsesform betraktes. Denne benytter en noe annerledes løsning på presisjonslede-konseptet basert på fiksert stråle. Denne løsning er illustrert ved to forskjellige former som er vist på de respektive figurer 6 og 7. En annen utførelse adskiller seg fra det konsept som er omtalt i forbindelse med figurene 4 og 5 ved at man isteden for å anordne ytterligere antenneinnretninger for å utføre presisjonslede-funksjonene med faststråle som angitt ovenfor, endrer den annen utførelse strålingsdiagrammene for eksisterende MLS-antenner slik at deres stråler overlapper langs senterlinjen og derved oppnår den ønskede presisjonsledefunksjon med fiksert stråle, uten å forringe de normale funksjoner av disse allerede eksisterende antenner. Figur 6a viser ikkemodifiserte strålingsdiagrammer som inkluderer venstre og høyre OCI-stråler, mens figur 6b angir en første from av den utførelse som anvender disse OCI-antennestråler (OCI - Out of Course Indication) i MLS-systemet ved å overlappe strålene ved senterlinjen 36. Figur 7 angir en annen form av den utførelse som benytter høyre og venstre klareringsantennestråler i MLS-systemet som beskrevet nedenfor. Now the second embodiment will be considered. This uses a somewhat different solution to the precision guide concept based on a fixed beam. This solution is illustrated by two different forms which are shown in the respective figures 6 and 7. Another embodiment differs from the concept discussed in connection with figures 4 and 5 in that instead of arranging additional antenna devices to carry out precision guidance - the fixed-beam functions as indicated above, the second embodiment modifies the radiation patterns of existing MLS antennas so that their beams overlap along the centerline and thereby achieves the desired fixed-beam precision steering function, without degrading the normal functions of these already existing antennas. Figure 6a shows unmodified radiation patterns that include left and right OCI beams, while Figure 6b shows a first view of the embodiment that uses these Out of Course Indication (OCI) antenna beams in the MLS system by overlapping the beams at centerline 36. Figure 7 indicates another form of the embodiment which uses right and left clearance antenna beams in the MLS system as described below.

I den første form viser figur 6a OCI-stråler 43 og 44 i henhold til vanlig MLS-standard brukt til å undertrykke mulig-heten av innflyvning av et luftfartøy på falsk kurs, idet dette kunne følge en sidelobe 45 fra en skannestråleantenne istedenfor hovedstrålen 9. Når luftfartøyet er utenfor skannesektoren på +-40°ansees det for å være utenfor ledeområdet 80. Disse OCI-stråler 43 og 44 utstråles med slik intensiteter at for et luftfartøy som befinner seg utenfor ledestråleområdet 8 må deres mottatte amplituder være større enn signalene fra hvilken som helst skannestrålelobe eller klareringsstråle-ledelobe som er mottatt, men for et luftfartøy som befinner seg innenfor området 80 må OCI-signalintensiteten være i den minste 5 db lavere enn ledesignalene. Efter at en flymottager i sekvens har mottatt signaler som er identifisert ved deres respektive tidsplassering i ledefunksjonen, som må være OCI-signaler, og i tillegg har mottatt klareringssignaler (fra installasjoner som anvender slike) og skannestrålesignaler, og hvis klarerings- eller skannestråle-ledesignalene ikke er mer enn minst fem db sterkere i intensitet enn OCI-signalene, så advarer flysignalprosessoren piloten om at han er utenfor lededekningsområdet 8. Selvsagt har OCI-signalene større intensitet enn skannestrålesignalene 9 eller klareringssignalene (hvis de utstråles) i alle posisjoner utenfor azimut-dekningen av ledeområdet 8. Opptil seks atimut- og to elevasjons-OCI-stråler er anordnet i forskjellige MLS-systemer. Det er derfor intet i OCI-spesifikasjonskriteriene i henhold til MLS som utelukker at OCI-stråler benyttes til å avstedkomme foreliggende presisjonsledefunksjoner med fiksert stråle under de tilordnede OCI-utstrålingstider. In the first form, figure 6a shows OCI beams 43 and 44 according to the usual MLS standard used to suppress the possibility of an approach by an aircraft on a false course, as this could follow a side lobe 45 from a scanning beam antenna instead of the main beam 9. When the aircraft is outside the scanning sector of +-40° it is considered to be outside the guidance area 80. These OCI beams 43 and 44 are emitted with such intensities that for an aircraft located outside the guidance beam area 8 their received amplitudes must be greater than the signals from which any scan beam lobe or clearance beam guidance lobe received, but for an aircraft located within area 80, the OCI signal intensity must be at least 5 db lower than the guidance signals. After an aircraft receiver in sequence has received signals identified by their respective time locations in the guidance function, which must be OCI signals, and has additionally received clearance signals (from installations using such) and scan beam signals, and if the clearance or scan beam guidance signals is not more than at least five db stronger in intensity than the OCI signals, then the flight signal processor warns the pilot that he is outside the guidance coverage area 8. Of course, the OCI signals have greater intensity than the scan beam signals 9 or the clearance signals (if emitted) at all positions outside the azimuth the coverage of the guidance area 8. Up to six azimuth and two elevation OCI beams are arranged in different MLS systems. There is therefore nothing in the OCI specification criteria according to MLS that precludes OCI beams from being used to produce the present precision guidance functions with a fixed beam during the assigned OCI radiation times.

Som vist på figur 6b er OCI-strålene blitt modifisert til å avstedkomme den overlappende kontur som er vist som strålene 46 og 47 som overlapper azimut-senterlinjen 36 ved 48. Når de er konfigurert slik kan strålene 46 og 47 fremdeles utføre sine normale OCI-funksjoner, mens på samme tid de partier av strålene som overlapper senterlinjen ved 48 kan gi den samme type presisjonsledefunksjon med fiksert stråle som omtalt ovenfor under henvisning til figurene 4 og 5. Slik OCI- og ledeut-strålinger med fiksert stråle som har dobbelt funksjon vil ikke bli ukorrekt tolket av dagens ikke-modifiserte MLS-mottagere fordi deres ledeegenskaper basert på fiksert stråling ganske enkelt vil bli neglisjert, mens på samme tid mottagerne vil anvende OCI-informasjonen riktig. På den annen side vil fremtidige MLS-mottagere som er riktig programmert med utstrålte dataord for å utnytte de dobbelte OCI-stråleegenskaper, også oppnå presisjonsledefunksjoner basert på fiksert stråle fra disse OCI-stråler. As shown in Figure 6b, the OCI beams have been modified to provide the overlapping contour shown as beams 46 and 47 overlapping the azimuth center line 36 at 48. When so configured, beams 46 and 47 can still perform their normal OCI functions, while at the same time the portions of the beams that overlap the centerline at 48 can provide the same type of fixed beam precision guidance function as discussed above with reference to Figures 4 and 5. Thus OCI and fixed beam guidance radiations having a dual function will not be incorrectly interpreted by today's unmodified MLS receivers because their directivity based on fixed radiation will simply be neglected, while at the same time the receivers will apply the OCI information correctly. On the other hand, future MLS receivers properly programmed with radiated data words to exploit the dual OCI beam characteristics will also achieve precision guidance functions based on fixed beam from these OCI beams.

Det er erkjent at på noen lufthavnsteder som har alvorlige problemer med sideveis multi-bølgeforplantningsbaner kan det være vanskelig å utnytte den vide dekning av fikserte OCI-stråler 46 og 47 som er vist på figur 6b, til å gi presisjonsledefunksjoner med fiksert stråle som er tilstrekkelig definert og er fri for sideveis multiforplantningsbane-effekter ved overlapping av strålene langs senterlinjen 36. Det er imidlertid intet i de MLS-spesifiserte kriteria for frembringelse av OCI-stråler som utelukker utstråling under ubrukte OCI-tidsintervaller for ny fikserte ledestråler 31, 32, 33 og 34 med trang presisjon som er vist på figurene 4a og 4b. Slike stråler vil neglisjeres av nå eksisterende MLS-mottagere, men vil bli hensiktsmessig utnyttet av fremtidige MLS-mottagere som har den riktige programmering innstilt ved hjelp av for eksempel hjelpedataord, for å prosessere deres presisjonslededata basert på fiksert stråle. It is recognized that at some airport locations which have severe problems with lateral multi-wave propagation paths, it may be difficult to utilize the wide coverage of fixed OCI beams 46 and 47 shown in Figure 6b to provide sufficient fixed beam precision guidance functions defined and is free of lateral multi-propagation path effects when overlapping the beams along the centerline 36. However, there is nothing in the MLS-specified criteria for generation of OCI beams that excludes emission during unused OCI time intervals for newly fixed guide beams 31, 32, 33 and 34 with narrow precision shown in Figures 4a and 4b. Such beams will be neglected by currently existing MLS receivers, but will be appropriately utilized by future MLS receivers that have the correct programming set using, for example, auxiliary data words, to process their precision guidance data based on fixed beam.

Som en alternativ form av denne annen utførelse ifølge oppfinnelsen som i begge former endrer eksisterende MLS-utsendte stråler og benytter dem for presisjonsledefunksjoner basert på fiksert stråle, tjener figur 7 til å illustere det konsept og modifisere azimut-klareringsstrålene 50 og 51 i henhold til MLS-standard som vist på figur 7, ved å utvide dem slik at de overlapper langs senterlinjen 36 for innflyvningsbanen for å anta de stråleformer som er vist ved 52 og 53 på figur 7b. Som omtalt under henvisning til figur 2 gir skannestrålen 9 i det vanlige MLS-system dekning over hele ledeområdet 8 som strekker seg +-40°fra senterlinjen 36. I den skannestråleutførelse som er vist på figur 7 gir imidlertid skannestrålen 9' bare proporsjonal presisjonsledefunksjon med skannestrålen over en sektor 49 som strekker seg +-10° på hver side av senterlinjen 36, idet denne begrensede vinkeldekning er passende angitt i de utstrålte grunnleggende dataord og er en alternativ form i MLS-systemet i henhold til eksisterende standard. Venstre og høyre sektorbue 8'' og 8''' som er beliggende like utenfor det skannede område 49 og som strekker seg til de MLS-spesifiserte grenser på +-40° , er ifølge nåværende MLS-spesifikasjoner dekket med MLS-klareringsstråler 50 og 51 som vist på figur 7a. Måling av signalintensitetene av klareringsstrålesignalene benyttes i luftfartøyet for å gi riktige fly/venstre eller fly/høyre-indikasjoner til piloten for å lede denne til å tre inn i hovedskanne-ledestrålen 9' i sektoren 49. De kriteria som er angitt i MLS-spesifikasjonene er: at signalintensitetene i klareringsstrålen 50 for et luftfartøy som befinner seg i sektorbuen 8'' må overskride signalintensi teten av klareringsrollen 51 med 15 db og må overskride sidelobene av skannestrålesignalet 9' med 5 db, og dessuten at signalintensiteten av klareringsstrålen 50 må være 5 db under skannestrålingssignalets intensitet for et luftfartøy som befinner seg ved -10° langs linjen 49a, d.v.s. ved den negative kant av skannestråle-dekningsområdet 49. Lignende spesifikasjoner gjelder klareringsstrålen 51 i sektor 8'''. Det er derfor klart at intet ved MLS-spesifikasjonen vedrørende klareringsstrålen hindrer at disse klareringsstråler overlapper langs senterlinjen 36 som vist ved 52 og 53 på figur 7b i det øyemed å tilveiebringe presisjonsledefunksjoner basert på fiksert stråle for luftfartøyer som befinner seg innenfor ledeområdet 49 på +-1°0 . As an alternative form of this second embodiment of the invention which in both forms modifies existing MLS emitted beams and utilizes them for precision guidance functions based on fixed beam, Figure 7 serves to illustrate that concept and modify the azimuth clearance beams 50 and 51 according to MLS -standard as shown in Figure 7, by extending them so that they overlap along the centerline 36 of the approach path to assume the beam shapes shown at 52 and 53 in Figure 7b. As discussed with reference to Figure 2, the scanning beam 9 in the usual MLS system provides coverage over the entire guide area 8 which extends +-40° from the center line 36. In the scanning beam design shown in Figure 7, however, the scanning beam 9' only provides proportional precision guidance function with the scanning beam over a sector 49 extending +-10° on either side of the center line 36, this limited angular coverage being suitably indicated in the radiated basic data words and being an alternative form in the MLS system according to the existing standard. Left and right sector arcs 8'' and 8''' which are located just outside the scanned area 49 and which extend to the MLS-specified limits of +-40°, according to current MLS specifications are covered with MLS clearance beams 50 and 51 as shown in Figure 7a. Measurement of the signal intensities of the clearance beam signals is used in the aircraft to provide correct fly/left or fly/right indications to the pilot to direct him to enter the main scan guide beam 9' in sector 49. The criteria set out in the MLS specifications are: that the signal intensities in the clearance beam 50 for an aircraft located in the sector arc 8'' must exceed the signal intensity of the clearance roll 51 by 15 db and must exceed the side lobes of the scanning beam signal 9' by 5 db, and furthermore that the signal intensity of the clearance beam 50 must be 5 db below the scanning radiation signal intensity for an aircraft located at -10° along line 49a, i.e. at the negative edge of the scan beam coverage area 49. Similar specifications apply to the clearance beam 51 in sector 8'''. It is therefore clear that nothing in the MLS specification regarding the clearance beam prevents these clearance beams from overlapping along the center line 36 as shown at 52 and 53 in Figure 7b in order to provide precision guidance functions based on fixed beam for aircraft located within the guidance area 49 on +- 1°0.

Figur 8 viser MLS-standardformatet for klareringsstrålene i forhold til skannestrålen 9' for +-10°som på figuren er vist fire ganger nær de fire ytterste vinkelposisjoner av skannestrålen 9'. De fire klareringsstrålepulser 55, 56, 57 og 58 utstråles på tidspunkter da skannestrålen 9' har nådd sine ytterste TIL- og FRA-skannegrenser. For en posisjon av luft-fartøyet til venstre for senterlinjen 36, for eksempel som vist ved 49a på figur 7a, vil fly/høyre-pulsintensitetene 56 og 57 som mottatt på luftfartøyet være innbyrdes like, men mindre (ikke vist) enn fly/venstre-pulsintensitetene 55 og 58. For en beliggenhet av luftfartøyet på senterlinjen 36 vil intensitetene av alle fire pulser være lik slik som vist på figur 8. Det skal bemerkes at i MLS-systemer hvor skannesttrålen skanner fullt ut 40° til hver side av midten, slik at klareringsstråler ikke anvendes, se figur 4a, kan de fremdeles tilføyes i systemet for presisjonsledeformål med fiksert stråle, og vil bli brukt for ledemonitorformål av oppdaterte og riktig programmerte MLS-mottagere, mens de ignoreres av nå eksisterende ikkemodifiserte MLS-mottagere. Figure 8 shows the MLS standard format for the clearance beams in relation to the scanning beam 9' for +-10° which is shown in the figure four times near the four outermost angular positions of the scanning beam 9'. The four clearing beam pulses 55, 56, 57 and 58 are emitted at times when the scanning beam 9' has reached its outermost ON and OFF scanning limits. For a position of the aircraft to the left of the center line 36, for example as shown at 49a in Figure 7a, the aircraft/right pulse intensities 56 and 57 as received on the aircraft will be mutually equal, but smaller (not shown) than aircraft/left - the pulse intensities 55 and 58. For a location of the aircraft on the centerline 36, the intensities of all four pulses will be equal as shown in Figure 8. It should be noted that in MLS systems where the scanning beam scans fully 40° to either side of the center, so clearance beams are not used, see Figure 4a, they can still be added to the system for fixed-beam precision guidance purposes, and will be used for guidance monitor purposes by updated and properly programmed MLS receivers, while being ignored by currently existing unmodified MLS receivers.

Klareringsstråler blir ikke utsendt med MLS-elevasjons-funksjoner og derfor er bruk av klareringsstråler for å gi presisjonsledefunksjoner med fiksert stråle bare egnet for MLS-monitoring til azimut-ledefunksjoner eller uavhengige azimulede-funksjoner. Følgelig er anvendelse av klareringsstråler ikke generelt en så nyttig form av foreliggende oppfinnelse som bruk Clearance beams are not emitted with MLS elevation functions and therefore the use of clearance beams to provide fixed beam precision guidance functions is only suitable for MLS monitoring to azimuth guidance functions or independent azimuth guidance functions. Accordingly, the use of clearing rays is not generally as useful a form of the present invention as use

av OCI-stråler er.of OCI rays is.

Den tredje utførelsesform av denne oppfinnelse skal nå betraktes under henvisning til figur 9. Denne utførelse utstråler fra nytilføyde presisjonsledeantenner for fikserte stråler under ubrukte tidsintervaller innenfor ledefunksjons-signalformatet, til forskjell fra anvendelse av tidsintervaller for hjelpeledefunksjoner, slik som anordnet i MLS-systemet for å muliggjøre fremtidig utbygging av systemet slik som for eksempel i den første utførelsesform, eller fra bruk av nå eksisterende utsendte stråler innenfor allerede eksisterende ledefunksjoner som også benyttes for andre formål, så som OCI- eller klareringsstråler . The third embodiment of this invention shall now be considered with reference to Figure 9. This embodiment radiates from newly added fixed beam precision guide antennas during unused time intervals within the guide function signal format, as distinct from the use of auxiliary guide function time intervals, as provided in the MLS system to enable future development of the system such as, for example, in the first embodiment, or from the use of currently existing emitted beams within already existing control functions that are also used for other purposes, such as OCI or clearance beams.

Denne tredje utførelse anvender for eksempel tilføyde presisjonsledeantenner for fikserte stråler orientert i henhold til figur 4, men som utstråler deres fikserte ledestråler på ubrukte passende tider under det totale intervall av tid som er allokert for skannestrålefunksjonen. Bruken av disse tider følger i en viss grad de linjer som er foreslått i Eneins US Patent 4 306 239. Slike ubrukte passende tider vil ligge utenfor tidene for egentlig stråleskanning og/eller klareringsstråleutsendelse, fordi det tidsintervall som er allokert for skannestrålen er meget lengre enn det som kreves for normal skannestråleoperasjon og/eller klareringsstråleutsendelse. Normal skannestråleoperasjon overskrider ikke +-40° , mens det er inkludert tilstrekkelig tid i intervallet til å muliggjøre opptil +-62°skanning. Den tid som er allokert for skanneoperasjonen mellom +-40°og +-62°er således normalt tilgjengelig for andre anvendelser, så som utstråling av presisjonsledepulser i fikserte stråler. This third embodiment uses, for example, added fixed beam precision guide antennas oriented according to Figure 4, but radiating their fixed guide beams at unused convenient times during the total interval of time allocated for the scan beam function. The use of these times follows to some extent the lines proposed in Enein's US Patent 4,306,239. Such unused appropriate times will lie outside the times for actual beam scanning and/or clearance beam transmission, because the time interval allocated for the scanning beam is much longer than that required for normal scan beam operation and/or clearance beam emission. Normal scan beam operation does not exceed +-40°, while sufficient time is included in the interval to enable up to +-62° scanning. The time allocated for the scanning operation between +-40° and +-62° is thus normally available for other applications, such as the emission of precision guide pulses in fixed beams.

Figur 9a viser det tidsintervall som er allokert for skannefunksjonen innenfor MLS-tidssekvensen, og figurene 9b og 9c viser tilsvarende signaler mottatt i luftfartøyet for azimut-ledefunksjonen, under antagelse av utstråling av azimut-ledepulser med fiksert stråle av den type som er omtalt i forbindelse med figur 4a. Som illustrert på figur 9b blir den venstre fikserte ledestråle utsendt på et tidspunkt svarende til -50° av TIL-skanning som vist ved 60 og igjen på et tidspunkt svarende til - 50° FRA-skanning som vist ved 63. Likeledes utsendes den høyre fikserte ledestråle på et tidspunkt svarende til +50° av TIL-skanning som vist ved 61 og igjen på et tidspunkt svarende til +50°av FRA-skanning som vist ved 62. Vinkelskalaen er vist på figur 9a. Den relative intensitet av de venstre fikserte ledestråler 60 og 63 i forhold til intensitetene av de høyre fikserte ledestråler 61 og 62 som vist på figur 9b, når de sammenlignes i MLS-mottagerens prosessor, tjener til å indikere at luftfartøyet befinner seg utenfor og til venstre for senterlinjen 36. Differansene mellom disse intensiteter angir hvor langt fra senterlinjen luftfartøyet befinner seg. Lik amplitude av intensitetene, d.v.s. av alle fire pulser 60', 61', 62' og 63' som vist på figur 9c indikerer at luftfartøyet befinner seg nøyaktig på senterlinjen 36. Lignende relative intensiteter ville indikere posisjonen av luftfartøyet i elevasjon under en påfølgende elevasjons-skannefunksjon. Hjelpedataord utstrålt i tilknytning til ledepulsene med fiksert stråle informerer luftfartøymottageren om den del av dennes program som skal brukes for å prosessere de signaler som blir mottatt i luftfatøyet fra vedkommende bakkeinstallasjon. Videre blir de signaler som utstråles i henhold til denne tredje utførelsesform, utsendt på tidspunkter som er forskjellige fra de tidspunkter som normalt benyttes for utsendelse av klareringsstrålesignaler eller testpulser eller skannestrålesignaler, slik at nå eksisterende MLS-mottagere ikke feilaktig vil tolke disse presisjonsledesignaler med fiksert stråle. Det er allokert rikelig tid i skannetidsintervallet for MLS-skannestrålen for dette formål. Figure 9a shows the time interval allocated for the scanning function within the MLS time sequence, and Figures 9b and 9c show corresponding signals received in the aircraft for the azimuth guidance function, assuming the emission of fixed beam azimuth guidance pulses of the type discussed in connection with Figure 4a. As illustrated in Figure 9b, the left fixed guide beam is emitted at a time corresponding to -50° of ON scan as shown at 60 and again at a time corresponding to -50° OFF scan as shown at 63. Likewise, the right fixed guide beam at a time corresponding to +50° of TIL scanning as shown at 61 and again at a time corresponding to +50° of FRA scanning as shown at 62. The angular scale is shown in Figure 9a. The relative intensity of the left fixed guide beams 60 and 63 relative to the intensities of the right fixed guide beams 61 and 62 as shown in Figure 9b, when compared in the MLS receiver processor, serves to indicate that the aircraft is located outside and to the left for the center line 36. The differences between these intensities indicate how far from the center line the aircraft is. Equal amplitude of the intensities, i.e. of all four pulses 60', 61', 62' and 63' as shown in Figure 9c indicate that the aircraft is located exactly on centerline 36. Similar relative intensities would indicate the position of the aircraft in elevation during a subsequent elevation scan function. Auxiliary data words emitted in connection with the guide pulses with a fixed beam inform the aircraft receiver about the part of its program that will be used to process the signals received in the aircraft from the relevant ground installation. Furthermore, the signals emitted according to this third embodiment are transmitted at times that are different from the times normally used for the transmission of clearance beam signals or test pulses or scan beam signals, so that existing MLS receivers will not erroneously interpret these fixed-beam precision guidance signals . Ample time is allocated in the scan time interval of the MLS scan beam for this purpose.

Følgelig kan det innsees at det er mange forskjellige praktiske utførelsesformer inkludert de som her er beskrevet likesom andre som ikke er beskrevet, som kan benyttes til å utstråle presisjonsledepulser basert på fiksert stråle for både azimut- og elevasjonsledefunksjoner innenfor rammen av det spesifiserte MLS-formatet, hvilket format er meget fleksibelt og har meget lange ubrukte og/eller ikke disponerte tidsperioder som gir rikelig tid for utstråling av ledesignaler med fiksert stråle såvel som hjelpedataord til riktig programmerte MLS-mottagere, mens man unngår feilaktige reaksjoner i nå eksisterende ikke modifiserte mottagere Accordingly, it can be appreciated that there are many different practical embodiments including those described herein as well as others not described, which can be used to emit precision guidance pulses based on fixed beam for both azimuth and elevation guidance functions within the scope of the specified MLS format, which format is very flexible and has very long unused and/or undistributed time periods that provide ample time for the emission of fixed-beam guidance signals as well as auxiliary data words to properly programmed MLS receivers, while avoiding erroneous responses in currently existing unmodified receivers

Det kan også være riktig at noen nå eksisterende ikke- modifiserte MLS-mottagere ikke har den nøyaktighet som er nødvendig for utnyttelse av nåværende ledesignaler med fiksert stråle, til å frembringe presisjonsledefunksjoner for landing. Problemet er at de kan mangle tilstrekkelig evne til nøyaktig å måle de relative amplitudeintensiteter av ledesignalene basert på fiksert stråle med slik nøyaktighet som det vil kreves for å tilsvare nøyaktigheten ved skannestråleledefunksjoner, i betraktning av det faktum at eksisterende mottageres amplitude-måleevne kan være utilstrekkelig til å gi undertrykkelse av falsk kurs basert på signalstyrker mottatt fra MLS/OCI-stråler, eller til å gi fly/venstre-, fly/høyre-ledefunksjoner basert på målinger av signalstyrker fra klareringsstråler. Dessuten er signalprosesserings-programvare som kreves for bruk i mottageren i sammenheng med ledefunksjonen med fiksert stråle, ikke for tiden programmert inn i nåværende modeller av MLS-mottagere. Imidlertid kan riktig modifikasjon av nåværende mottagere for bruk av de foreliggende ledetrekk eller -egenskaper basert på fiksert stråle, lett foretas, inkludert forbedring av deres evne til signalintensitetsmåling og -sammenlignig og forbedringer for tilføyelse av nødvendig programvare. Nye mottagermodeller kan lett innkorporere den nødvendige evne til presisjonsmåling av amplitude og den hensiktsmessige programvare. It may also be true that some currently existing unmodified MLS receivers do not have the accuracy necessary to utilize current fixed-beam guidance signals to produce precision landing guidance functions. The problem is that they may lack sufficient capability to accurately measure the relative amplitude intensities of the fixed-beam based guidance signals with such accuracy as would be required to match the accuracy of scanning beam guidance functions, in view of the fact that the amplitude measurement capability of existing receivers may be insufficient to to provide false heading suppression based on signal strengths received from MLS/OCI beams, or to provide fly/left, fly/right guidance functions based on measurements of signal strengths from clearance beams. Also, signal processing software required for use in the receiver in conjunction with the fixed beam steering function is not currently programmed into current models of MLS receivers. However, appropriate modification of current receivers to use the present fixed beam based guiding features or characteristics can easily be done, including improving their signal intensity measurement and comparison capability and improvements to add the necessary software. New receiver models can easily incorporate the necessary capability for precision amplitude measurement and the appropriate software.

Figurene 10a og 10b viser integrerte systemer som kan virke til å gi både skannestråle- og fiksert-stråle-ledefunksjoner i henhold til denne oppfinnelse. Figur 10a viser en azimutdel av systemet og figur b viser en elevasjonsdel av systemet. Den spesifikke detaljerte utførelse som her beskrives gjelder for et konvesjonelt MLS-system med oppdelt lokalisering i likhet med det på figur 1, men med presisjonsledefunksjoner basert på fiksert stråle integrert ved anvendelse av OCI-allokerte tidsintervaller, og tilveiebringer enten kontroll (monitoring) av skannestråle-ledef unks jonen eller eventuelt uavhengig landingsledefunksjon med fiksert stråle for bruk på små flyplasser. Både på figur 10a og 10b er det illustrert en flymottager og en dataprosesserings-anordning som i virkeligheten er den samme enhet i luftfartøyet, selv om den er vist gjentatt i begge skjemaer. Det azimut-bakkeutstyr som er vist på figur 10a omfatter en sender 70 som selektivt gjennom en pasende svitsje-enhet 72 mater flere antenner 74 til 81 som har respektive forskjellige strålingsdiagramformer avhengig av den funksjon som det ønskes at hver av dem skal utføre. Selv om svitsje-enheten 72 skjematisk er vist som en roterende vender, vil den bestå av en elektronisk svitsje-enhet i en praktisk installasjon. Stillingen av svitsjen 72 og dennes oppholdstid i hver utvalgt stilling styres av en programmert utstrålings-styrelogikkenhet (RCLU) 71. Styreenheten 71 bestemmer også om senderen 70 når den er forbundet med en spesiell antenne, utsender en kontinuerlig bølge eller om den sender en datakodet funksjon, for eksempel referansetidskoden eller hensiktismessige dataord. Slik kodning besørges av datakoderen 73 når det forlanges av styreenheten 71. Figures 10a and 10b show integrated systems which may operate to provide both scanning beam and fixed beam guiding functions in accordance with this invention. Figure 10a shows an azimuth part of the system and figure b shows an elevation part of the system. The specific detailed embodiment described herein applies to a conventional MLS system with split localization similar to that of Figure 1, but with fixed beam precision guidance functions integrated using OCI allocated time slots, providing either scan beam control (monitoring) -ledef unks ion or possibly independent landing guidance function with fixed beam for use at small airports. In both figures 10a and 10b, an aircraft receiver and a data processing device are illustrated which are in reality the same unit in the aircraft, although it is shown repeatedly in both diagrams. The azimuth ground equipment shown in Figure 10a comprises a transmitter 70 which selectively, through a suitable switching unit 72, feeds several antennas 74 to 81 which have respective different radiation diagram shapes depending on the function that each of them is desired to perform. Although the switching unit 72 is schematically shown as a rotary vane, it will consist of an electronic switching unit in a practical installation. The position of the switch 72 and its dwell time in each selected position is controlled by a programmed radiation control logic unit (RCLU) 71. The control unit 71 also determines whether the transmitter 70, when connected to a special antenna, emits a continuous wave or whether it transmits a data coded function , for example the reference time code or appropriate data words. Such coding is provided by the data encoder 73 when required by the control unit 71.

Elevasjonsutstyret som er vist på figur 10b omfatter på lignende måte en sender 83 som selektivt gjennom en passende svitsje-enhet 85 mater flere antenner 87 til 90 som har respektive forskjellige strålingsdiagramformer avhengig av den funksjon som det ønskes at hver av disse utfører. Stillingen av svitsjen 85 likesom dennes oppholdstid i hver utvalgt stilling styres av en programmert utstrålings-styrelogikkenhet (RCLU) 34 som også bestemmer om senderen 83 når den er forbundet med en spesiell antenne, utsender en kontinuerlig bølgefunksjon eller om den utsender en datakodet funksjon. Slik kodning besørges av en datakoder 86 når det forlanges av styreenheten 84. The elevation equipment shown in Figure 10b similarly comprises a transmitter 83 which selectively, through a suitable switching unit 85, feeds several antennas 87 to 90 which have respective different radiation diagram shapes depending on the function that each of these is desired to perform. The position of the switch 85 as well as its dwell time in each selected position is controlled by a programmed radiation control logic unit (RCLU) 34 which also determines whether the transmitter 83 when connected to a special antenna emits a continuous wave function or whether it emits a data coded function. Such coding is provided by a data coder 86 when required by the control unit 84.

De stråler som utsendes fra de forskjellige antenner utgjør signaler som blir mottatt i luften av utstyr i luftfartøyet (vist både på figur 10a og 10b) som omfatter en antenne 92 koblet til en mottager 93 i luftfartøyet. Utgangssignalene fra mottageren avgis til en dataprosessor 94 som utfører alle de programmerte funksjoner som er nødvendige for å gi ledefunksjonene, og som leverer ledesignaler for å drive landings-ledeinnretninger som i denne utførelse omfatter en landingsindikator 95 med kryssende visere, hvilket er en standardform. The rays that are emitted from the various antennas constitute signals that are received in the air by equipment in the aircraft (shown in both figures 10a and 10b) which comprises an antenna 92 connected to a receiver 93 in the aircraft. The output signals from the receiver are transmitted to a computer processor 94 which performs all the programmed functions necessary to provide the guidance functions, and which supplies guidance signals to drive landing guidance devices which in this embodiment comprise a landing indicator 95 with crossing pointers, which is a standard form.

De systemer som er vist på figurene 10a og 10b besørger de standardfunksjoner som omfatter det for tiden aksepterte MLS-system, men dessuten kan de anvendes som forklart i det følgende til å gi enten skannestråleledefunksjoner som på kompatibel måte er kombinert med mitt nye ledemonitorsystem med fikserte stråler, eller eventuelt til å gi ledefunksjoner ved bruk av bare mitt ledesystem med fikserte stråler, d.v.s. på flyplasser som er små og har lavt trafikknivå og derfor ikke krever de mer innviklede kurvede innflyvningsbaner som skannestrålene i det fullstendige MLS-system kan tilveiebringe. The systems shown in Figures 10a and 10b provide the standard functions that comprise the currently accepted MLS system, but in addition they can be used as explained below to provide either scanning beam guidance functions which are compatiblely combined with my new guidance monitor system with fixed beams, or possibly to provide guidance functions using only my guidance system with fixed beams, i.e. at airports that are small and have low traffic levels and therefore do not require the more complex curved approach paths that the scanning beams of the full MLS system can provide.

Som omtalt tidligere er MLS et meget fleksibelt system som kan installeres i mange forskjellige konfigurasjoner avhengig av terrenget ved den enkelte lokalisering, trafikkvolum etc. Den spesielle detaljerte MLS-utførelse som er omtalt nedenfor under henvisning til figurene lia og 11b ble valgt som representativ for en typisk installasjon og dessuten som en illustrasjon på den tidligere omtale i denne beskrivelse. Azimutdelen av det MLS-system som er vist på figur 10a er konfigurert til å gi skannestråledekning ved bruk av strålen 9' som vist på figur lia til å gi et presisjonsledeområde 49 på +-10° . Strålene 50 og 51 gir klarerings-sektorstråler utenfor dette området på +-10"og utvider ledefunksjonen til grenser på +-40°som angitt med sektoren 8. OCI-stråler 43 og 44 gir undertrykning av falske kursindikasjoner utenfor ledegrensene på +-40° . Strålene 31 og 32 gir presisjonsledefunksjonen med fiksert stråle ifølge denne oppfinnelse. As discussed earlier, MLS is a very flexible system that can be installed in many different configurations depending on the terrain at the individual location, traffic volume, etc. The particular detailed MLS design discussed below with reference to Figures 11a and 11b was chosen as representative of a typical installation and also as an illustration of the previous mention in this description. The azimuth portion of the MLS system shown in Figure 10a is configured to provide scanning beam coverage using beam 9' as shown in Figure 11a to provide a precision guidance range 49 of +-10°. Beams 50 and 51 provide clearance sector beams outside this range of +-10" and extend the guidance function to limits of +-40° as indicated by sector 8. OCI beams 43 and 44 provide suppression of false heading indications outside the guidance limits of +-40° The beams 31 and 32 provide the fixed beam precision guidance function according to this invention.

Elevasjonsdelen av MLS-systemet er illustrert med figurene 10b og 11b, og er konfigurert til å gi en skannestråledekning ved bruk av strålen 30 som skanner den vertikale bue 30', mens strålene 33 og 34 gir presisjonsledefunksjonen med fiksert stråle ifølge foreliggende oppfinnelsen. The elevation portion of the MLS system is illustrated in Figures 10b and 11b, and is configured to provide scanning beam coverage using beam 30 scanning the vertical arc 30', while beams 33 and 34 provide the fixed beam precision guidance function of the present invention.

En sekvens med konvensjonell MLS-stråleutsendelse fra bakkeantennene på figur 10 er normalt som følger, ved start ved azimututstyret. Som. vist på figur 10a blir en ingress først utsendt fra antennen 74 med en antennediagramdeknig tilsvarende +-40°mot et innflyvende luftfartøy i det fremre ledeområde 8 som vist på figur lia. Ingressen 11 på figur 3 omfatter en indikasjon av den MLS-funksjon 14 som utstråles og som i mottageren virker til å kalle opp det riktige prosessorprogram for å prosessere de data som utsendes innenfor den samme ledefunksjon fra bakkeinstallasjonen. Sektorstråler 15 blir så utsendt fra antennen 74 ved start med bakkeinstallasjons-identifikasjonskoden 16 (stasjonsitdentitet) og utvelgningssignalet 17 for antenner i luftfartøyet. Så blir OCI-strålene 18 utsendt fra azimutantenne 75 og 76 for å avstedkomme strålene 43 og 44 på figur lia for å advare piloten når har befinner seg utenfor ledeområdet 8. TIL-testpulsen 19 blir så utstrålt gjennom antennen 74 efterfulgt av utsendelse av den venstre klareringsstråle 50 gjennom antennen 78, hvilket så etterfølges av TIL-skannestrålen 9' gjennom antennen 79, hvoretter utstråling av den høyre klareringsstråle 51 skjer gjennom antennen 77. Efter en pause blir en annen høyre klareringsstråle utsendt gjennom antennen 77 efterfulgt av FRA-skannestrålen 9' ved bruk av antennen 79, hvilket så etterfølges av utstråling av en venstre klareringsstråle 50 fra antennen 78. Utstråling av FRA-tidspulsen 19' gjennom antennen 74 avslutter MLS-ledefunksjonen i azimut. A sequence of conventional MLS beam transmission from the ground antennas in figure 10 is normally as follows, starting at the azimuth equipment. As. shown in figure 10a, a preamble is first sent from the antenna 74 with an antenna diagram coverage corresponding to +-40° towards an incoming aircraft in the forward guidance area 8 as shown in figure 1a. The preamble 11 in figure 3 includes an indication of the MLS function 14 which is radiated and which acts in the receiver to call up the correct processor program to process the data which is sent out within the same control function from the ground installation. Sector beams 15 are then emitted from the antenna 74 at start with the ground installation identification code 16 (station site identity) and the selection signal 17 for antennas in the aircraft. Then the OCI beams 18 are emitted from azimuth antennas 75 and 76 to produce beams 43 and 44 in Figure 11a to warn the pilot when outside the guidance area 8. The TIL test pulse 19 is then emitted through antenna 74 followed by emission of the left clearance beam 50 through the antenna 78, which is then followed by the ON scanning beam 9' through the antenna 79, after which emission of the right clearance beam 51 occurs through the antenna 77. After a pause, another right clearance beam is emitted through the antenna 77 followed by the OFF scanning beam 9' using the antenna 79, which is then followed by the emission of a left clearance beam 50 from the antenna 78. The emission of the FRA time pulse 19' through the antenna 74 terminates the MLS guidance function in azimuth.

Azimutfunksjonen virker så for elevasjonsfunksjon-sekvensen. Elevasjonsingressen utstråles fra antennen 87 på figur 10b med bred dekning, og elevasjonsskannestrålen 30 på figur 11b utsendes fra antennen 88. Etter at elevasjonsstrålen er blitt utsendt, utstråles tilhørende grunnleggende dataord efterfulgt av en ny elevasjonsfunksjon. Så går systemet tilbake til å utstråle en neste azimutfunksjon i sekvensen. Luftfartøyets mottager og dataprosessor arbeider i overensstemmelse med konvensjonell MLS-praksis. The azimuth function then works for the elevation function sequence. The elevation preamble is emitted from antenna 87 in figure 10b with wide coverage, and the elevation scan beam 30 in figure 11b is emitted from antenna 88. After the elevation beam has been emitted, the associated basic data word is emitted followed by a new elevation function. Then the system returns to radiating a next azimuth function in the sequence. The aircraft's receiver and data processor operate in accordance with conventional MLS practice.

Den teknikk som anvendes for å inkludere utstrålingen av mine presisjonsledefunksjoner basert på fiksert stråle i MLS-systemet på figur 10 er som følger: Betraktes først azimut-ledefunksjonen, se figur 10a, er det seks OCI-tidsintervaller tilgjengelig for utstråling av OCI-strålene i henhold til den nåværende MLS-spesifikasjon. Det er konvensjonelt å utstråle bare to OCI-stråler 43 og 44 som på figur lia, i bare to av disse seks intervaller, hvilket etterlater fire ubrukte OCI-intervaller som står til disposisjon. De foreliggende presisjonsledestråler med fikserte stråler kan derfor utsendes under ubrukte OCI-intervaller ved å programmere logikkstyreenheten 71 til å utsende sekvensmessig gjennom svitsjen 72 og antennene 80 og 81 mine fikserte presisjonsstråler med strålingsdiagrammer 31 og 32 som overlapper hverandre langs senterlinjen 36 som vist på figur lia. I tillegg til dette innleder logikkstyreenheten 71 utsendelse av hjelpedataord ved bruk av hjelpedatafunksjonen og antennen 74 og svitsjen 75, på riktige tider i den totale MLS-utstrålings sekvens, hvilke dataord identifiserer arten av presisjons-funksjonen med fiksert stråle. The technique used to include the radiation of my precision guidance functions based on fixed beam in the MLS system of Figure 10 is as follows: Considering first the azimuth guidance function, see Figure 10a, there are six OCI time slots available for the radiation of the OCI beams in according to the current MLS specification. It is conventional to emit only two OCI beams 43 and 44 as in Figure 1a, in only two of these six intervals, leaving four unused OCI intervals available. The present precision guide beams with fixed beams can therefore be emitted during unused OCI intervals by programming the logic controller 71 to sequentially emit through the switch 72 and the antennas 80 and 81 my fixed precision beams with radiation patterns 31 and 32 overlapping each other along the center line 36 as shown in Figure 1a . In addition to this, the logic controller 71 initiates the transmission of auxiliary data words using the auxiliary data function and the antenna 74 and the switch 75, at appropriate times in the total MLS emission sequence, which data words identify the nature of the fixed beam precision function.

Det henvises nå til elevasjonsutstyret på figur 10b. På lignende måte er logikkstyreenheten 84 programmert til å energisere senderen 83 under to OCI-tidsintervaller for elevasjon og å forbinde dem igjennom svitsjen 85 med antennene 89 og 90 for å utsende presisjonsledestråler med fikserte stråler som har strålingsdiagrammer 33 og 34 som overlapper den ønskede glidebane 36' som er utvalgt for monitoring (figur 11b). Nå eksisterende MLS-mottagere som ikke er konfigurert i henhold til denne oppfinnelse, vil ignorere disse fikserte stråler 33 og 34 for presisjonsledefunksjoner, som utstråles under OCI-tidsintervaller slik det er omtalt tidligere. På den annen side vil en MLS-mottager som er programmert i overensstemmelse med denne oppfinnelse, motta hjelpedataord og på riktig måte benytte disse til å prosessere presisjonsledestrålene for å frembringe tilhørende ledeindikasjoner. Figur 12 viser utgangsresponsen av en MLS-mottager og - prosessor på en MLS-ledeskannestråle i azimut mottatt som respons på skannestrålen 9' som vist på figur lia. Den illustrerte respons i luftfartøyet på det MLS-skannede proporsjonale ledesystem omfatter en kurve P for prosessorens utgangsspenning ved forskjellige vinkelbeliggenheter av luftfartøyet på begge sider av senterlinjen 36 ved 0° langs den horisontale akse. For et luftfartøy med posisjon ved 0° på senterlinjen vil utgangen være lik null, hvilket innebærer at azimutviseren A i indikatoren 95 på figur 10, vil være sentrert. Når forskyvningen av luft-fartøyet ut fra senterlinjen øker vil utgangen på kurven P liniært øke viserbevegelsen for forskyvninger opptil 10° på hver side av senterlinjen, selv om den totale kurve er vist for avvik opptil 40° til hver side av senterlinjen. Responsen av kurven på figur 12 utenfor det liniære parti P, som er grensen for proporsjonal dekning med skannestrålen, bestemmes av klareringsstrålene 50 og 51 for å tilveiebringe fly/venstre- og fly/høyre-signaler PL og PR med konstant amplitude. Figur 13 viser en kurve K som har likhet med kurven P på figur 12 når det gjelder det hovedsakelige utseende, men repr-senterer responsen ifølge nytt ledesystem med fikserte stråler. En mindre del av konturen av kurven K utenfor senterlinjen 36 er liniær, idet den liniære delen omfatter mindre enn omkring 5°på hver side av senterlinjen, for eksempel for et luftfartøy som kommer inn mellom punktene 96 og 97 som vist på figur lia. Imidlertid blir det fremdeles gitt nyttig ledevirkning i sonene mellom forskyvningene på 5°og 10°utfra senterlinjen 36. Klareringsstrålene blir også levert fra antennene 77 og 73 på figur 10a for å frembringe fly-venstre- eller fly-høyre-indikasjoner som vist ved KR og KL, akkurat som på figur 12. En lederkurve med fiksert stråle for elevasjon (ikke vist) ville ha en kontur i likhet med den azimutkurven som er gitt på figur 13. En sammenligning av figurene 12 og 13 viser at et nedskallert system som bare anvender mitt ledesystem med fikserte stråler og eliminerer skannestråler, gir resultatet som er sammenlignbare med dem som fremkommer i det komplette MLS-system, og som er helt tilstrekkelig for bruk på små flyplasser. Det er av interesse å bemerke at ILS-landingssystemet som anvendt i mange år på store flyplasser, gir liniær ledeinformasjon i sin proporsjonale fremvisningsinnretning bare til omkring 2 1/2<0>på hver side av senterlinjen, idet viserne i cockpit-fremvisningen går i pigg for posisjoner utenfor 2 1/2° fra senterlinjen for å gi fly-venstre og fly-høyre instruksjoner til piloten. Reference is now made to the elevation equipment in Figure 10b. Similarly, the logic controller 84 is programmed to energize the transmitter 83 during two elevation OCI time intervals and to connect them through the switch 85 to the antennas 89 and 90 to emit precision guided beams with fixed beams having radiation patterns 33 and 34 that overlap the desired glide path 36 ' which is selected for monitoring (figure 11b). Currently existing MLS receivers not configured in accordance with this invention will ignore these fixed beams 33 and 34 for precision guidance functions, which are emitted during OCI time intervals as previously discussed. On the other hand, an MLS receiver programmed in accordance with this invention will receive auxiliary data words and properly use them to process the precision guidance beams to produce associated guidance indications. Figure 12 shows the output response of an MLS receiver and processor to an MLS guide scanning beam in azimuth received in response to the scanning beam 9' as shown in Figure 1a. The illustrated response of the aircraft to the MLS scanned proportional guidance system includes a curve P of the processor output voltage at various angular locations of the aircraft on both sides of the centerline 36 at 0° along the horizontal axis. For an aircraft with a position at 0° on the center line, the output will be equal to zero, which means that the azimuth pointer A in the indicator 95 on Figure 10 will be centered. As the displacement of the aircraft from the centerline increases, the output on the curve P will linearly increase the pointer movement for displacements up to 10° on either side of the centerline, although the total curve is shown for deviations up to 40° to either side of the centerline. The response of the curve of Figure 12 outside the linear portion P, which is the limit of proportional coverage with the scanning beam, is determined by the clearance beams 50 and 51 to provide constant amplitude fly/left and fly/right signals PL and PR. Figure 13 shows a curve K which is similar to the curve P in Figure 12 in terms of the main appearance, but represents the response according to a new guide system with fixed beams. A smaller part of the contour of the curve K outside the center line 36 is linear, the linear part comprising less than about 5° on each side of the center line, for example for an aircraft entering between points 96 and 97 as shown in Figure 1a. However, useful guidance is still provided in the zones between the offsets of 5° and 10° from centerline 36. The clearance beams are also provided from antennas 77 and 73 in Figure 10a to produce flight-left or flight-right indications as shown at KR and KL, just as in Figure 12. A fixed-beam guide curve for elevation (not shown) would have a contour similar to the azimuth curve given in Figure 13. A comparison of Figures 12 and 13 shows that a scaled-down system that only using my fixed-beam guidance system and eliminating scanning beams, gives results comparable to those obtained in the complete MLS system, and which is quite adequate for use at small airports. It is of interest to note that the ILS landing system used for many years at major airports provides linear guidance information in its proportional display only to about 2 1/2<0> either side of the centerline, as the pointers in the cockpit display go in spike for positions beyond 2 1/2° from centerline to provide fly-left and fly-right instructions to the pilot.

Diskusjonen ovenfor viser at MLS-standardsystemet, MLS-systemet utbygget til å inkludere mitt monitorsystem med fikserte stråler og det nedskallerte system som anvender mine fikserte ledestråler istedenfor skanneledesignaler, alle er gjensidig kompatible og kan alle benyttes om hverandre på lufthavner over hele verden. De forskjellige systemer krever bare en passende programmering av bakkeutstrålings-styrelogikken 71 og bakkedata-koden 73 for å indikere hvilken type system som opererer på en særskilt lokalitet, og krever dessuten riktig programmering av luftfartøyets dataprosessor 94 for å samvirke med de forskjellige bakkeinstallasjoner. Beskrivelsen viser også at mitt system med fikserte stråler selv om det benytter den samme bakkesender 70 som MLS-systemet, anvender forskjellige antenner og arbeider annerledes og på forskjellige tider i MLS-utstrålingssekvensen, og derfor i stor utstrekning arbeider uavhengig av MLS-skanne-strålesystemet når det tjener til å kontrollere eller overvåke The above discussion shows that the standard MLS system, the MLS system expanded to include my fixed beam monitor system and the scaled down system using my fixed beam guides instead of scan guide signals are all mutually compatible and can all be used interchangeably at airports worldwide. The various systems only require appropriate programming of the ground radiation control logic 71 and ground data code 73 to indicate the type of system operating at a particular location, and also require proper programming of the aircraft data processor 94 to interoperate with the various ground installations. The description also shows that my fixed beam system, although using the same ground transmitter 70 as the MLS system, uses different antennas and operates differently and at different times in the MLS broadcast sequence, and therefore largely operates independently of the MLS scanning beam system when it serves to control or monitor

(monitor) MLS-systemer.(monitor) MLS systems.

Denne oppfinnelse skal ikke ansees begrenset til de detaljerte utførelsesformer som er vist på tegningene, idet man åpenbart kan foreta endringer innenfor rammen av de følgende patentkrav. This invention should not be considered limited to the detailed embodiments shown in the drawings, as changes can obviously be made within the scope of the following patent claims.

Claims

1. Method for providing MLS landing guidance functions for aircraft and independently monitoring the accuracy of these MLS guidance functions for a prescribed approach path by transmitting from a ground-based antenna device in a repetitive sequence of allocated MLS time intervals several different guidance functions that include respective precision landing guidance functions with scanning beam alternating with precision guidance functions with fixed beams, comprising the following steps: (a) scanning said scan beam in a first and a second opposite direction over an approach area comprising the prescribed approach path, to provide said scan beam function, which scan beam is emitted within its own allocated MLS time slots in the sequence and starts and stops at opposite sides of the prescribed approach path. (b) sending paired fixed guide beams during non-interfering MLS time intervals along opposite sides of the prescribed approach path such that the radiation patterns of the paired beams overlap the prescribed approach path to the same degree, to achieve said fixed beam function, so that their intensities measured along the prescribed approach path are mutually equal, (c) reception of the emitted guide rays in an incoming aircraft to produce received signals, (d) processing the signals received from the scanning beam-guide function to provide a first output signal which varies proportionally with the time between the aircraft's reception of the scanning beam passage in said first direction and reception of the scanning beam passage in the second direction at the relevant position of the aircraft, and utilizing these first output signals to generate scan beam guidance signals with respect to the prescribed approach path, (e) processing the signals received from the leader function with the paired fixed beams by comparing their relative amplitudes to produce another output signal varying in proportion to the relative strengths thereof as received at the relevant position of the aircraft, and applying of these other output signals to produce fixed beam guidance signals with respect to the prescribed approach path, (f) comparing the first output signals and the second output signals and providing aircraft guidance functions said scanning beam guidance signals when the first and second output signals are substantially consistent.

2. Method according to claim 1, characterized in that, in connection with the aforementioned control functions, identifying data functions are sent which act to indicate the type of control functions which are sent out, thereby indicating in the aircraft how received signals are to be processed.

3. Method according to claim 2, characterized by alternate sending of the mentioned scanning beam guiding functions and the mentioned guiding functions with fixed beams in azimuth orientation and in elevation orientation.

4. Method according to claim 2, characterized in that MLS/OCI beams (OCI - out-of-course indication) are emitted in sectors outside the course different from the mentioned approach area at MLS-specified amplitudes for the OCI beams whose amplitudes are greater than any guide beam amplitude in the non-covered sectors and which is at least 5 db less than the scan beam amplitude within the scan beam area, and said OCI beams are shaped and directed to enter the approach area and with equal beam intensity to overlap the prescribed approach path, which pairwise OCI beams provide the aforementioned guidance signals for fixed beams in the aircraft.

5. Method according to claim 2, characterized in that for azimuth guidance functions, MLS clearance beams are emitted in clearance sectors near the scanning beam approach area with MLS-specified amplitudes so that the amplitude of each clearance beam exceeds the amplitude of the other clearance beam in the clearance sector of the other clearance beam, by 15 db , and it exceeds the sidelobe amplitudes of the scan beam by at least 5 db in its clearance sector and such that the amplitude of each clearance beam is at least 5 db lower than the amplitude of the scan beam at the edge of the scan beam area, and that the clearance beams enter the approach area and overlap the prescribed approach path with equal beam intensity and provides the aforementioned guide signals for fixed beams in the aircraft.

6. Method according to claim 2, characterized in that the fixed guide beams are emitted within the respective MLS time intervals allocated for the emission of the MLS scanning beam function, but outside the times that are actually used for MLS scanning beam emission.

7. Method according to claim 2, characterized in that the MLS system includes an auxiliary guide function time interval allocated for future development of the MLS system, and that each fixed guide beam is emitted during an MLS time interval for an auxiliary guide function.

8. In an MLS landing system with a ground-mounted transmitting device and with an MLS receiver and processing device in aircraft and with a repeating sequence of time intervals to enable a plurality of different guidance functions to be transmitted in conjunction with data identifying the type of function that is emitted, where the possible guidance functions include scanning beam guidance functions with scanning beams that are scanned in a first and in a second direction over an area in which an aircraft is making an approach for landing, and include guidance functions based on fixed beams arranged in pairs to overlap each other within the approach area along a prescribed approach path where their mutual intensities are equal, a method for providing instrument landing guidance functions in an aircraft, comprising: (a) reception of guidance function beams in the aircraft and formation of output signals based on these, (b) processing data associated with the output signal to determine the type of guidance function as a scanning beam guidance function only, a fixed beam guidance function only, and both scanning beam functions and fixed beam functions, and (c) processing the output signals in the correct manner as determined by the data assigned thereto, and producing in the aircraft guidance signals which are based on a single type of guidance function when only one type of guidance function is emitted, and which are based on a comparison of both types control functions when both types of control functions are emitted.

9. Method according to claim 8, characterized by alternate sending of guidance functions in azimuth orientation and in elevation orientation, each of these accompanied by assigned identification data.

10. Method according to claim 8, characterized in that sector and ingress data are sent during the repetitive time sequences to provide ground station identification and for use in the aircraft for signal capture and time management purposes.

11. Method according to claim 8, characterized in that MLS/OCI beams are emitted in off-course sectors and the mentioned approach area with MLS-specified amplitudes for the OCI beams whose amplitudes are greater than any guide beam amplitude in the off-course sectors and which are in the at least 5 db lower than the scanning beam amplitude when radiated within the scanning beam area, and that the said OCI beams are designed and directed so that they enter the approach area and overlap the prescribed approach path with equal beam intensity, which paired OCI beams constitute the said guidance signals with fixed beams in the aircraft.

12. Method according to claim 8, characterized in that, for azimuth derivation functions, MLS clearance beams are emitted in clearance sectors near the approach area of the scanning beam, with MLS-specified amplitudes so that the amplitude of each clearance beam exceeds the amplitude of the other clearance beam in the clearance sector of the other clearance beam, by 15 db and exceeds the sidelobe amplitudes of the scan beam when emitted by at least 5 db in its clearance sector and such that the amplitude of each clearance beam is at least 5 db lower than the amplitude of the scan beam when emitted, measured at the edge of the scan beam area, and that said clearance beams enter the approach area and overlaps the prescribed approach path with equal beam intensity and forms the aforementioned guide signals for fixed beams in the aircraft.

13. Method according to claim 8, characterized in that the said fixed guide beams are emitted within respective MLS time intervals allocated for the emission of the MLS scanning beam function, but outside times that are actually used for the emission of the MLS scanning beams.

14. Method according to claim 8, characterized in that the MLS system includes a time interval for auxiliary guidance functions allocated for future development of the MLS system, and that each fixed guidance beam is emitted during an MLS time interval for auxiliary guidance functions.

15. Apparatus for providing landing guidance functions in the aircraft according to the MLS system and independent monitoring of the accuracy of these guidance functions for an aircraft during approach along a prescribed path in an approach area, comprising sending several different guidance functions from a ground station device to a receiver device in aircraft during repetitive sequences of allocated MLS time slots, which respective guidance functions comprise scanning beam guidance functions alternating with guidance functions based on fixed beams, which apparatus comprises: (a) a transmitter device in the ground station selectively connected to a ground-mounted antenna device by means of a radiation control logic device, and operative to transmit a scanning beam steering function at its own time intervals which is radiated in said approach area and comprises a beam scan in a first and a second direction over the approach area, and to emit, during non-disruptive time intervals, guidance functions based on fixed beams including paired beams directed along opposite sides of the aircraft's approach path so that the paired beams overlap the prescribed approach path to the same degree, so that their beam intensities measured along this path are mutually equal, and (b) a receiver device in the aircraft coupled to a programmed data processor device connected to the landing guidance device, which receiver device is operative to receive signals based on guide beam functions, and the processor device is operative to process the received signals based on the scan beam function to provide a first output signal which varies as a function of the time between the reception of the scanning beam passage of the first and second directions in the present position of the aircraft, and the processing means acts to process the received signals based on the fixed beam guidance function, by comparing their relative amplitudes to give a second output signal that varies depending on the relative strengths of the paired fixed beam signals at the current position of the aircraft, and the processor device operates to compare the first and second output signals and to provide to the landing guidance device a guidance signal based on the first output signal when the first and second output signals are substantially consistent.

16. Apparatus according to claim 15, characterized in that the transmitter device comprises a data coding device which is set by the radiation control logic device to provide the transmitter device with identifying data for radiation to the aircraft to indicate the types of guidance functions that are emitted, and the airborne data processor device is influenced by the nature of the identifying data that has been received and of these is made operative to process received signals in the correct way.

17. Apparatus according to claim 16, characterized in that the radiation control logic device is alternately influenced by the transmitter device to radiate the aforementioned scanning beam guidance function and the aforementioned guidance function based on fixed beams in azimuth orientation and in elevazione orientation, each of which is assigned transmitted identification data.

18. Apparatus according to claim 16, characterized in that the radiation control logic device acts to activate the transmitter device and the antenna device to radiate MLS/OCI beams in sectors outside the course and said approach area, with MLS-specified amplitudes of the OCI beams, which amplitudes are greater than any guide beam amplitude in the off-course sectors and which is at least 5 db less than the scan beam amplitude within the scan beam area, and a device for shaping and aligning the aforementioned OCI beams so that we enter the approach area and overlap the prescribed approach path with an equal beam intensity, which paired OCI beams form the aforementioned guide signals for fixed beams in the aircraft.

19. Apparatus according to claim 16, characterized in that for azimuth guidance functions, the radiation control logic device is operative to activate the transmitter device and the antenna device to emit MLS clearance beams near the scan beam with MLS-specified amplitudes such that the amplitude of the clearance beam exceeds the amplitude of the other clearance beam in the clearance sector of the second clearance beam, by 15 db and exceeding the sidelobe amplitudes of the probe beam by at least 5 db in its clearance sector and such that each clearance beam amplitude is at least 5 db below the scan beam amplitude at the edge of the scan beam approach area, and means for shaping and arrange the clearance beams so that they enter the approach area and overlap the prescribed approach path with equal beam intensity and form the aforementioned guidance signals for fixed beams in the aircraft.

20. Apparatus according to claim 16, characterized in that the radiation control logic device acts to activate the transmitter device and the antenna device to radiate the overlapping fixed guide beams within time intervals allocated for the emission of the MLS scan beam function, but outside of the times actually used for the emission of the MLS scan beam .

21. Apparatus according to claim 16, wherein the MLS system comprises a time interval for an auxiliary guidance function allocated for future development of the MLS system, characterized in that the radiation control logic device acts to activate the transmitter device and the antenna device to radiate the fixed guide beams during the time intervals of the MLS system for auxiliary management functions.

22. In an MLS landing system with ground stations having several different functions to provide landing control functions for an aircraft approaching a station along a prescribed path in an approach area, and where the ground station transmits several guidance functions to the aircraft receiving device in a repetitive sequence with allocated MLS time slots and, together with the guidance functions, transmits assigned data functions that define the types of guidance functions that are transmitted from the relevant MLS ground station, an improved MLS apparatus characterized by: (a) the various MLS ground stations comprise a transmitter device which, through a radiation control logic device, is selectively connected to a ground-mounted antenna device which is selectively operable to transmit at least one of different precision guidance functions at allocated time intervals in said sequence, which functions include a scanning beam guidance function emitted in the said approach area and with a scanning beam which is scanned in a first and a second direction over the approach area, and which functions include guidance functions based on fixed beams with paired beams directed along opposite sides of the aircraft's approach path, so that the paired beams overlap the prescribed approach path to the same extent, whereby their beam amplitudes measured along the path are mutually equal, (b) The MLS receiver device in the aircraft comprises a device which operates to receive transmitted functions and comprises a programmed data processor device connected to the receiver device and under the influence of the received data signals operates to process the received guidance signals in a manner determined by the assigned data signals, said processing device operable to process precision scan beam signals to produce output signals that vary depending on the time between the passage of the scan beams in the first and second directions at the present position of the aircraft, and said processing device operable to process guidance signals from the pairwise fixed beams by comparing their relative amplitudes to form output signals which vary depending on the relative strengths of the received signals for the fixed beams in the present position of the aircraft, and a landing guidance device connected to the processing device and operative to to receive a control signal based on one of said output signals, (c) which processor device emits to the landing guidance device guidance signals that are based on a single type of guidance function when only one type of guidance function is emitted, and which is based on a selection of the guidance signals after a comparison of both types of signals when both types of guidance functions are emitted.

23. Apparatus according to claim 22, characterized in that the radiation logic control device acts to activate the transmitter device and the antenna device alternately to radiate the aforementioned guidance functions in azimuth orientation and in elevation orientation, each of these being assigned identification data.

24. Apparatus according to claim 22, characterized in that the radiation control logic device acts to activate the transmitter device and the antenna device to radiate MLS/OCI beams emitted in sectors outside the course and said approach area, with MLS-specified amplitudes for the OCI beams, which amplitudes is greater than any guide beam amplitude in the off-course sectors and which is at least 5 db less than the scan beam amplitude within the scan beam area, and a means of shaping and aligning the OCI beams to enter the approach area and overlap the prescribed approach path with the same beam intensity; which paired OCI beams form the aforementioned guide signals for fixed beams in the aircraft.

25. Apparatus according to claim 22, characterized in that for azimuth guidance functions, the radiation control logic device is operative to activate the transmitter device and the antenna device for emitting MLS clearance beams near the scan beam when it is emitted with MLS-specified amplitudes so that each clearance beam's amplitude exceeds that of the other clearance beam amplitude in the clearance sector of the second clearance beam, by 15 db and exceeding the sidelobe amplitudes of the scan beam when it is emitted by at least 5 db in its clearance sector, and such that each clearance beam's amplitude is at least 5 db lower than the amplitude of the scan beam when emitted at the edge of the scanning beam approach area, and a device for shaping and aligning the clearance beams so that they enter the approach area and overlap the prescribed approach path with the same beam intensity and form the aforementioned guidance signals for fixed beams in the aircraft.

26. Apparatus according to claim 22, characterized in that the radiation control logic device acts to activate the transmitter device and the antenna device to radiate the overlapping fixed guide beams within time intervals allocated for the emission of the MLS scan beam function, but outside of times actually used for the emission of the MLS scan beam.

27. Apparatus according to claim 22, where the MLS system comprises a time interval for auxiliary guidance functions allocated for future development of the MLS system, characterized in that the radiation control logic device works to activate the transmitter device and the antenna device for radiating the fixed guide beams during the MLS time intervals for auxiliary guidance functions.