Brevet FR2001842A1 — publié le 19691003

la présente invention qui se rapporte au brevet français N° 1 555 526, a pour objet des procédés et des systèmes d'aide à la navigation aérienne dans lesquels on obtient une précision beaucoup plus grande en utilisant des récepteurs d'énergie rayonnante, des 5 indicateurs, des systèmes de poursuite, et des dispositifs de commande perfectionnés. Un meilleur traitement de l'information provenant des récepteurs d'énergie rayonnante et d'autres dispositifs de détection donne une précision inaccessible jusqu'à présent et augmente beaucoup la sécurité de la navigation aérienne et du pilotage 10 d'un avion. Bien que de nombreuses caractéristiques de l'invention soient applicables à des navires et à véhicules autres que des avions, on décrira cette invention en considérant son application au: pilotage d'un avion à titre de mode.d'exécution préféré, bien que l'invention 15 ne soit pas limitée à cette application. A l'époque héroïque de l'aviation, après l'invention de l'aéroplane par les frères Wright, on effectuait la navigation aérienne en regardant des repères topographiques visuels, l'emploi de feux de signalisation le long d'une piste voulue se faisait pour des 20 vols de nuit à travers la campagne, par exemple. Graduellement, au fur et à mesure que les moteurs d'avions et les avions devenaient de plus en plus grands et sûrs, la nécessité de systèmes d'aide à la navigation de plus en plus perfectionnés s'est fait sentir. Des systèmes à l'estime, tels que ceux qui étaietife 25- utilisés à bard de navires- et qui étaient basés sur des- mesures à — l'aide de compas et des mesures de vitesses et de temps étaient introduits. Des systèmes de balises lumineuses perfectionnés ont aussi été introduits. toutefois, il devenait bientôt évident que des systèmes de 30 commande d'avions et des systèmes indicateurs pour avions étaient d'une nécessité impérative et des signaux radio-électriques commençaient à être utilisés. En outre, l'invention révolutionnaire du gyroscope a eu pour conséquence le début de l'utilisation d'instru— ments pour virages et à compas stabilisés. 35 On a commencé à utiliser des systèmes radio-électriques de mesure de distances à basses fréquences dans lesquels les routes aériennes étaient repérées par des signaux de code audibles "A" et "N". Puisque la représentation en code de la lettre "A" est "point, 69 03535 2 2001842 trait" et celle de la lettre "N" est "trait, point", un son continu invariant indiquait la position sur la route aérienne. Ensuite, il a été installé des dispositifs radio-électriques d'aide à la radio-navigation omnidirectionnels VOB. dans lesquels une 5 droite radiale quelconque pourrait être choisie par un pilote à titre de route voulue. Le système VOB. émet une paire de signaux dont la relation de phase identifie une droite radiale particulière. le problème de navigation le plus critique pour un avion consiste à faire le point et effectuer un atterrissage en toute sécuri-10 té dans des conditions atmosphériques défavorables. Il a été développé des systèmes d'atterrissage sans visibilité qui produisaient des signaux de pente ou courbe de descente pour commander l'altitude d'approche et des signaux de radio-guidage en direction pour commander la position de l'avion dans le plan horizontal. Ces systèmes 15 utilisent des zones à signaux égaux utilisant des signaux à 90 et 150 cycles par seconde modulant des ondes porteuses appropriées. Ces signaux sont détectés, redressés et comparés pour indiquer la zone à amplitudes égales. Les systèmes d'atterrissage sans visibilité deviennent d'au-20 tant plus importants que la visibilité devient plus mauvaise. Des conditions de mauvaise visibilité se présentent souvent pendant des orages et dans des conditions dans lesquelles l'émission et la réception radio-électriques deviennent mauvaises et, pendant de nombreuses années, on a supposé que des signaux émis dans des systèmes 25 VOR et ILS- étaient soumis -à de nombreuses perturbations, et que . rien ne pouvait être fait pour améliorer les signaux transmis. L'inventeur a découvert que de nombreuses perturbations et parasites que l'on considérait auparavant comme étant inhérents aux signaux transmis dans des systèmes d'aide à la navigation d'avions 30 sont engendrés en fait dans les récepteurs radio-électriques, et qu'en fait les signaux transmis sont bien meilleurs que ceux qui étaient supposés les meilleurs possiblesauparavant. Puisque, aux premiers temps des aides radio-électriques à la navigation, il était admis et enseigné que les signaux transmis étaient peu précis 35 et que très peu d'amélioration pouvait leur être apportée, l'inventeur a découvert que beaucoup d'erreurs parmi celles attribuées jusqu'à présent à l'émetteur sont engendrées en fait dans le récepteur. 69 03535 3 2001842 Par exemple, dans des récepteurs VOR, deux signaux à 30 cycles par seconde ou hertz sont détectés et leurs phases sont comparées de façon à indiquer un gisement vers la station ou à partir de la station. II a été découvert que les récepteurs VOR. réagissent à des 5 fluctuations d'amplitudes ainsi qu'au déphasage voulu entre les deux canaux à 30 cycles par seconde. Une erreur introduite par le récepteur se produit dans les circuits de redressement du récepteur qui engendrent les indications de cap/^de distance. Une autre erreur introduite dans le récepteur est due à la caractéristique de fi 1-10 trage non symétrique du filtre à 30 cycles par seconde, les différents servomécanismes fonctionnent en filtres et une asymétrie de ceux-ci peut introduire des erreurs. Une autre erreur résulte d'effets relatifs à l'amplitude dans la détection de la sous-porteuse modulée en fréquence. 15 Dans des systèmes d'atterrissage sans visibilité, les deux signaux sinusoïdaux à "basse fréquence modulants sont détectés, redressés et appliqués à un indicateur ou à des pilotes automatiques. Il a été découvert qu'une réponse dissymétrique dans les deux canaux de détection et de redressement produit des effets qui étaient 20 supposés antérieurement être inhérents au signal transmis mais qui proviennent en fait du récepteur, les signaux à 90 et 150 cycles par seconde sont filtrés après détection, et des erreurs sont introduites dans cette opération. Par exemple, une perte par hystérésis non symétrique dans des filtres des deux canaux produit des résul-25 tats dissymétriques à la sortie. Il a aussi été trouvé que les réponses d1indicateurs et de pilotes automatiques sont non linéaires et dissymétriques et peuvent introduire des erreurs qui étaient considérées auparavant comme étant inhérentes aux signaux émis ou transmis. 30 l'invention vise la détection, le redressement, le filtrage, l'indication et le traitement d'énergie de rayonnement de telle sorte qu'il puisse se produire une commande plus précise d'un avion et qu'il en résulte une meilleure sécurité de vol dans l'aviation. Grâce aux techniques améliorées selon l'invention, un vol en 35 toute sécurité peut être effectué dans des conditions qui étaient jugées impossibles auparavant. D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description qui va suivre, et donnant à titre explicatif mais nullement limitatif des formes de réalisation conformes à l'invention. Sur ces dessins : la figure 1 illustre un système d'atterrissage sans visibi-5 lité selon l'invention; la figure 2 illustre un système VOR connu; la figure 3 illustre un filtre en double "JE" utilisé dans des récepteurs classiques d'aide à la navigation; la figure 4 illustre- un système VOR perfectionné selon l'in- f 10 vention; la figure 5 illustre un système VOR perfectionné; la figure 6 illustre un système VOR et un système IIS à filtrage variant en fonction de la distance; la figure 7 illustre un système d'aide à la navigation pour 15 la navigation au-dessus de terres et un système d'atterrissage sans visibilité qui utilise un filtrage dépendant de la distance; et dans lequel un pilote automatique peut être utilisé si cela est souhaité; et la figure 8 illustre la manière selon, laquelle le système 20 d'aide à la navigation de la figure 7 peut être utilisé pour la commande de l'approche et de l'atterrissage ou du décollage et de la dispersion de grands nombres d'avions. l'inventeur a découvert que de nombreux parasites et perturbations qui étaient supposés inhérents au signal émis ou transmis, dès 25 le début de la radio-navigation sont produits en fait par les récepteurs de radio-navigation, y compris les circuits de détection, les circuits de filtrage, les pertes par hystérésis dissymétrique dans des indicateurs et des transformateurs, et l'absence de réponse dans des indicateurs et des pilotes automatiques. Par exemple, des 30 variations d'amplitude des signaux respectivement de référence et de phase variable dans un récepteur VOR provoquent une variation d'amplitude bien que la phase des signaux reste fixe. l'inventeur a aussi découvert que, si des détecteurs, des filtres, des transformateurs et des indicateurs sont réalisés cor;-35 rectement, beaucoup de parasites et perturbations jugés inhérents au signal transmis sont éliminés, la figure 1 représente un système d'aide à l'atterrissage selon l'invention. Un récepteur de pente de descente est connecté à une antenne 11 appropriée et fournit des 69 03535 5 2001842 signaux d'entrée au détecteur 12 à 90 cycles par seconde et au détecteur 13 à 150 cycles par seconde. Le primaire d'un transformateur 3^ est relié à la sortie du détecteur 12 et son secondaire applique un signal d'entrée au redresseur 14. 5 Un transformateur a un primaire connecté au détecteur 13 à 150 cycles par seconde et un secondaire connecté au redresseur 16. Une paire de résistances et R^ est connectée entre les points respectifs B et & des détecteurs 14 et 16 et leur point de jonction est relié aux points respectifs A et E des redresseurs 14 10 et 16. Un filtre 17 est connecté en parallèle sur la paire de résistances R^, R^ et applique un signal de sortie à un organe moteur 18 d'un instrument de mesure 19 ayant une aiguille indicatrice horizontale ou élément indicateur horizontal 21. 15 Un commutateur 22 est connecté à l'entrée d'un récepteur 10 et peut être déplacé de façon à établir une connexion au contact 23 qui relie le récepteur 10 à l'antenne 11 ou au contact 24 qui est relié à la sortie du générateur de signaux 26. Le générateur de signaux 26 comporte une série d'organes de réglage ou de commande 27, 28y 20 29 et 31 pour commander différents signaux de sortie du générateur 26. Une antenne 32 est connectée à un contact 33 auquel une connexion peut être établie par un commutateur 34 qui est connecté à un récepteur 37 de guidage, en direction. Le commutateur 33 peut être 25 déplacé de façon à établir une- connexion au contact "36 qui est-relié à une sortie du générateur 26. Un détecteur 38 à 90 cycles par seconde reçoit un signal de sortie du récepteur 37 et fournit un signal de sortie au primaire d'un transformateur Un détecteur 39 à 150 cycles par seconde reçoit un signal d'entrée à partir du ré-30 cepteur 37 et fournit un signal de sortie au primaire du transformateur T.. 4 x Les bornes K et L d'un redresseur 41 sont reliées aux extrémités du secondaire d'un transformateur et les bornes 0 et P d'un redresseur 42 sont reliées aux extrémités du secondaire d'un trans-35 formateur T^. Une paire de résistances R^ et R^ est connectée entre les bornes J et H des redresseurs respectifs 41 et 42 et leur point de jonction est relié aux bornes I et M. Un filtre 43 est connecté en parallèle sur la paire de 69 03535 6 2001842 résistances R_ et R, et fournit un signal de sortie à l'organe ï> 4 producteur de déplacement 44 qui déplace l'élément indicateur droite-gauche 46 de l'instrument de mesure 19» Lors du fonctionnement, des systèmes classiques d'aide à 5 l'atterrissage présentaient des réponses dissymétriques et non linéaires qui étaient supposées être dues à des perturbations du signal reçu. Toutefois, l'inventeur a découvert que beaucoup de ces perturbations sont engendrées en fait dans le récepteur et dans les circuits et indicateurs qui lui sont associés. Dès qu'il est admis 10 que des parasites et perturbations sont inhérents au signal transmis, aucune tentative n'est faite pour les éliminer dans le récepteur. Cette hypothèse erronée est admise depuis le début de la radio-navigation» L'inventeur a éliminé un grand nombre de ces perturbations en 15 choisissant les organes mobiles ou producteurs de mouvements d'instruments de mesure, les filtres et éléments de récepteurs de telle sorte qu'il existe des trajets symétriques équilibrés de transmission des signaux à 90 et 150 cycles par seconde. Par exemple, les organes mobiles 18 et 44 d'un instrument ou 20 indicateur de mesure sont soumis à des tests et choisis de telle manière qu'ils réagissent symétriquement dans leurs déplacements verticaux ascendants et descendants et dans leurs déplacements horizontaux de droite à gauche et de gauche à droite. Les filtres 17 et 43 peuvent avoir des réponses réglables de 25 telle -sorte - que -leurs signaux de se6etie~-vaaâe-:at—à©-—— l'avion et avec la distance. Dans ce but, un récepteur de mesure de distance 51 peut régler les bandes passantes des filtres 17 et 43. Des réglages de vitesse peuvent être effectués au moyen des potentiomètres 52 et 53. 30 Les redresseurs 14 et 16 sont adaptés à toutes les amplitudes de sorte que les signaux redressés indiquent véritablement les signaux reçus. Les transformateurs et sont choisis de telle sorte que leurs réponses soient adaptées. Par exemple, si un transformateur présente une caractéristique dIhystérésis différente de 35 celle de l'autre, il en résulte que la réponse d'une voie est différente de celle de 1*autre. Par conséquent, on soumet à des tests les transformateurs pour toutes les fréquences de réception possibles et toutes les amplitudes possibles et on choisit deux transformateurs ayant des caractéristiques équilibrées. Les détecteurs 12 et 13 sont aussi adaptés de telle sorte que, pour des signaux de puissances égales, ils produisent des réponses égales. 5 De même, le canal de guidage en direction est constitué par des éléments adaptés, les détecteurs 38 et 39 étant adaptés, les transformateurs et étant adaptés et les redresseurs 41 et 42 étant adaptés. Ces éléments sont soumis à des tests et adaptés avant d'être installés dans le système tout entier puis on soumet à des 10 tests ce dernier en réglant les commutateurs 22 et 34 de façon à ce qu'ils établissent des connexions aux contacts 24 et 36. Le générateur de signaux 26 produit des signaux à haute fréquence qui sont modulés à 90 et 150 cycles par seconde et dont on peut faire varier les amplitudes au moyen des boutons 27, 28, 29 et 15 30. Il est bien entendu que l'on peut faire varier l'amplitude du signal à haute fréquence aussi bien que celles des signaux à 90 et 150 cycles par seconde pour simuler différentes distances à une piste d'atterrissage et différentes distances transversales ou verticales. Les indicateurs de mesure 21 et 46 sont contrôlés de façon 20 à déterminer s'il se produit une non linéarité ou absence de symétrie quelconque dans l'équipement tout entier. S'il en est ainsi, des composantes sont changées jusqu'au moment où l'indicateur de mesure 19 indique une réponse exacte et symétrique. Avec ces techniques, on obtient un système très perfectionné 25 dîaide à l'atterrissage par le" fait que de nombreuses perturbations qui étaient supposées auparavant exister déjà dans le signal transmis sont éliminées, et qu'un avion peut être commandé avec une précision beaucoup plus grande que celle que l'on imaginait possible jusqu'à présent. 30 La figure 2 représente un système VOR connu comportant une an tenne 56 qui est reliée au récepteur VOR 57» Le récepteur 57 démodule et sépare les signaux YOR respectivement de référence et de phase variable et les applique aux détecteurs 58 et 59. Un filtre 61 est connecté au détecteur 58 et un amplificateur 62 est connecté au 35 filtre 61. Le primaire 63 du transformateur du détecteur de phase est connecté à l'amplificateur 62. Un filtre à 30 cycles par seconde comprend les résistances série R5 et R5 et la self série L et les éléments en parallèle 69 03535 8 2001842 suivants : le condensateur C^, le condensateur et la résistance Rjo Un amplificateur 67 reçoit le signal de sortie du filtre et applique un signal de sortie au primaire 68 du transformateur Tg du détecteur de phase. 5 Des redresseurs 72 et 73 à diodes sont connectés aux secon daires 64, 66, 69 et 71 des transformateurs T,- et Tg, ainsi qu'il est représenté, et fournissent un signal de sortie à l'indicateur de mesure 75 de façon à déplacer l'aiguille 70. Dans certains récepteurs connus, le filtre représenté sur la 10 figure 2 était remplacé par un filtre passe-bas suivi par le filtre en double T représenté sur la figure 3. De filtre passe-bas comprend les résistances série B.^ et les branches parallèles C^ et R^, 0 . Le double I comprend la combinaison en série des résistances R^g et R^ en parallèle sur les condensateurs Cg et Cg, et 15 une' résistance R^ s'étend entre le point de jonction entre les condensateurs Cj. et Cg et le point de jonction entre les condensateurs C , C4 et C?. L'inventeur a découvert qu'un grand nombre des parasites qui étaient supposés inhérents aux signaux transmis sont engendrés en 20 fait dans les récepteurs VOR classiques. Par exemple, des récepteurs tels que celui qui est représenté sur la figure 2 sont susceptibles d'erreurs dues à des fluctuations d'amplitude entre les deux canaux à 30 cycles par seconde. Il existe au moins deux types importants d'erreurs. Les erreurs d'un type prennent naissance dans les cir-25 cuits de redressement qui engendrent les indications de cap et de distance. Les erreurs du second type résultent d'une absence de symétrie dans les caractéristiques du filtre à 30 cycles par seconde, comprenant le manque de symétrie dans un servomécanisme quelconque du système indicateur ou de commande. D'autres erreurs résultent 30 d'effets relatifs à l'amplitude dans la détection de la sous-porteuse modulée en fréquence. On a vérifié que ces erreurs existent en soumettant à des tests des récepteurs classiques en faisant varier l'amplitude du signal de sortie d'un générateur de signaux pour tests universels et 35 en l'appliquant à des récepteurs omnidirectionnels. On a fait varier l'amplitude de zéro à plusieurs cycles par seconde et on constate de grandes erreurs dans les indications de sortie du récepteur. Dans le montage de la figure 2, le signal de référence et le 69 03535 9 2001842 signal variable sont en quadrature quand l'avion est dans la direction radiale choisie. Quand l'avion dévie de cette direction radiale choisie, la phase du signal variable change. On peut montrer que le déplacement M de l'aiguille 70 est donné par : 5 M=K [2EvERy(Er2+Ev2)1^2]sin 0 où K est un coefficient de proportionnalité, Ev est la tension de phase variable, E^ est la tension présentant la phase de référence, et 0 représente l'angle de référence actuel ou réel. En examinant cette formule, on voit qu'un déplacement de l'ai-10 guille 70 est produit par des variations d'amplitude des deux signaux Ev et Eg ainsi que par des variations de 0. Par exemple, si Ev = E^ et 0 = 1 degré M = E \/ 2 sin ( 1 degré) Si Ev double de valeur : 15 M = K [4s^rL ^ degré) et M augmente de 27^. Des variations de phase soit du signal de référence soit du signal variable produisent des variations directes de l'angle 0, Ainsi, une variation de la phase de l'un ou l'autre signal à l'intérieur du récepteur ne peut pas être distinguée d'une variation 20 réelle du cap par rapport à l'émetteur YOR. l'inventeur a découvert que ce type d'erreurs se produit avec une valeur suffisante pour qu'il pose un problème difficile et qu'il puisse aboutir à des conditions dangereuses en navigation aérienne. Les filtres utilisés dans des récepteurs classiques, tels que 25 ceux qui sont représentés sur- les figures 2 et 3, sont non symétriques et transforment une partie de la modulation d'amplitude des signaux en une modulation en phase qui constitue une erreur directe apparaissant dans le signal de sortie. Des discriminateurs de modulation de fréquence non. linéaires d.Bns 30 sont utilisés également/des récepteurs selon l'invention et, lorsque l'amplitude du signal entrant varie elle monte et descend le long de la courbe dé résonance du circuit accordé du discriminateur de modulation de fréquence, et il en résulte des erreurs de phase dans le signal de sortie. 35 La figure 4 représente un récepteur YOR et un système YOR selon l'invention. Des éléments analogues sont désignés par les mêmes numéros de référence sur les figures 2 et 4. Un générateur de test 76 pourvu de boutons de réglage 77, 78, 69 03535 10 2001842 79 et 80 est connecté au contact 83 du commutateur 81 qui est connecté à l'entrée du récepteur YOR 57. Le commutateur peut être déplacé de façon à établir une connexion au contact 83 ou 82 qui est connecté à l'antenne 56. 5 Les filtres 84 et 86 reçoivent les signaux de sortie des dé tecteurs 58 et 59, respectivement, et sont conçus de façon à produire des erreurs d'amplitude et de déphasage minimum. Deux réseaux de compensation 87 et 88 reçoivent les signaux de sortie des filtres 84 et 86, respectivement, et comportent des boutons de réglage 96, 10 97 et 98, 99 qui permettent de régler l'amplitude et le déphasage des réseaux pour compenser des erreurs d'amplitude et de phase dues aux filtres 84 et 86. Deux écrêteurs 91 et 92 reçoivent les signaux de sortie des réseaux 87 et 88 et les écrêtent de façon à réduire les erreurs pro-15 duites par la modulation d'amplitude. Des boutons de réglage 93 et 94 permettent de régler le niveau d'écrêtage dans les écrêteurs. Des amplificateurs 101 et 102 reçoivent les signaux de sortie des écrêteurs 91 et 92 et appliquent des signaux d'entrée aux primaires 63 et 68 des transformateurs et Tg. Un comparateur d'am-20 plitudes 89 reçoit des signaux de sortie des amplificateurs 101 et 102 et commande leur gain de telle sorte que les amplitudes de leurs signaux de sortie soient égales. Les transformateurs et ïg, les redresseurs 72 et 73, et les détecteurs 58 et 59 sont choisis de telle sorte que les trajets de 25 transmission du signal présentant la phase de référence et du signal de phase variable soient symétriques. On peut réaliser ceci en partie en choisissant les composants ou éléments identiques dans les paires avant leur assemblage. Ensuite, on règle le commutateur 81 de façon à connecter le générateur de test 76 au récepteur et on soumet 30 à un test le système complet tout en faisant varier le signal d'entrée au moyen des boutons 77, 78, 79 et-80. On peut faire varier les amplitudes et les phases du signal de référence et du signal de phase variable et on peut régler les réseaux de compensation 87 et 88 et les écrêteurs 91 et 92 jusqu'au moment où l'indicateur 73 in-35 dique le déphasage correct pour tous les signaux d'entrée. Ainsi, on obtient un récepteur de radio-navigation qui n'introduit pas d'erreurs telles que celles qui apparaissent dans des récepteurs YOR actuels. 69 03535 n 2001842 Une autre forme de réalisation d'un système YOR perfectionné est représenté sur la figure 5. Le récepteur YOR 104 détecte le signal de référence à 30 cycles par seconde et le signal variable à 30 cycles par seconde et applique le signal de référence à.un détec-5 teur de phase ou déphasage 106„ Un oscillateur 107 synchronisé en phase fournit une entrée au détecteur de phase 106 et reçoit un signal de commande de phase provenant du récepteur 1 04. Ce signal de commande corrige lentement la phase de l'oscillateur synchronisé en phase de telle manière que sa phase est la phase moyenne du 10 signal d'entrée à 30 cycles par seconde, à phase variable. De tels oscillateurs synchronisés en phase sont utilisés dans des récepteurs de télévision et sont bien connus des spécialistes. En outre, n'importe quel organe standard de commande automatique de phase -pourrait aussi recevoir les signaux de sortie de l'oscillateur 107 15 et le signal variable à 30 cycles par seconde et commander la phase de l'oscillateur de telle manière qu'il suive lentement le signal variable à 30 cycles par seconde. Un récepteur de mesure de distance 108 est connecté à l'oscillateur 107 pour régler le couplage entre le signal de commande 20 et l'oscillateur. La structure de la figure 5 élimine un grand nombre des erreurs de phase introduites dans le récepteur et on obtient une réponse bien meilleure. Les figures 6, 7 et 8 illustrent la manière selon laquelle 25 les systèmes ILS et YOR perfectionnés selon l'invention peuvent être utilisés en combinaison avec le^ystème de radio-navigation perfectionné selon l'invention. La figure 8 représente par exemple deux pistes parallèles 111 et 112 d'un aérodrome. Une série d'avionsdont certains, ou 30 la plupart , ou tous, transportent un équipement selon l'une ou l'autre de ces formes de réalisation de l'invention,doivent atterrir sur les pistes 111 et 112. Le système peimet de choisir une série de pistes parallèles 115*116, 117,118,119 et 120 et de les faire parcourir par des avions. 35 La calculatrice pour trajectoires décalées permet à des avions de suivre en volant des lignes de vol parallèles en toute sécurité. Lorsque les avions approchent respectivement des prolongements 69 03535 12 2001842 121 et 122 des pistes 111 et 112, on les fait passer, par commutation, du régime de radio-navigation par calculatrice de trajectoires décalées au régime de radio-navigation ILS et on les fait voler selon les systèmes d'atterrissage associés aux pistes 111 5 et 112. On peut utiliser deux systèmes d'atterrissage séparés, à savoir un par piste d'atterrissage, ou "bien un système d'atterrissage avec une calculatrice de trajectoires décalées pour décaler l'émetteur de guidage en direction de la distance séparant les pistes d'atterrissage. 10 Les avions 115, 120 sont espacés suivant l'arrangement géo- ■ métrique d'approche représenté et on obtient une plus grande sécurité et une meilleure précision dans des zones terminus qui sont actuellement très encombrées. Les récepteurs VOR et ILS des systèmes des figures 6, 7 et 8 sont construits selon les prin-15 cipes de lTinvent'ion et n'introduisent pas les erreurs produites par les récepteurs classiques. La figure 6 représente un système pouvant être utilisé pour approcher d'une aire terminus et atterrir sur celle-ci selon la figure 8. L'antenne 123, le récepteur VOR 124, le récepteur 20 de mesure de distance 131, le limiteur de vitesse 128 , le potentiomètre de décalage 132 et le contact 135 sont semblables , sauf que le récepteur VOR est construit selon les principes de l'invention. Ainsi, le bouton 134 permet un vol suivant, n'importe quelle trajectoire ou courbe de descente décalée choisie vers 25 une aire d'atterrissage, par exemple. Lorsque l'avion s'approche de l'aire d'atterrissage, le commutateur 137 peut être déplacé de façon à déconnecter le système VOR et les interrupteurs 140 et 145 peuvent être fermés de façon à connecter les récepteurs de courbe de descente ou d'arrondi 157 et le récepteur de 30 radio-guidage en direction 138 aux éléments indicateurs 151 et 149 de l'indicateur de mesure 148. Le récepteur 157 applique un signal de sortie à un potentiomètre 1 54 qui comporte un contact mobile 156 « Un limiteur de vitesse 152 pourvu d'un organe de réglage de vitesse 153 est 35 connecté au contact 156 et applique un signal d'entrée à l'indicateur de mesure 148. Le récepteur 138 applique un signal de sortie au potentiomètre 143 comportant un curseur 144 qui attaque le limiteur de 69 03535 13 2001842 vitesse 141. Un organe de réglage de vitesse 142 fait partie du limiteur 141= le signal de sOrtie du limiteur 141 est appliqué à l'organe producteur de mouvement 149 de l'indicateur de mesure 148. l'arbre de sortie 147 du récepteur de mesure de distance 131 5 commande les contacts 127, 144 et 156 de façon à régler les réponses des filtres en fonction de la distance» Ainsi, ce système peimet un vol suivant une trajectoire VOR décalée, puis de brancher les récepteurs d'atterrissages 138 et 157 en vue de l'approche et de l'atterrissage final 10 Tous les récepteurs VOR et ILS doivent être construits selon l'invention. La figure 7 illustre un système complet d'aide à la navigation d'avion 200 combinant un grand nombre des caractéristiques • des systèmes décrits précédemment dans un dispositif, commandé 15 par calculatrice, de radio-navigation en coordonnées rectangulaires. Dans le système de radio-navigation 200, la prise mobile 214 d'un potentiomètre 213 de mesure de distance est couplée par un transformateur 231 à l'enroulement de stator 232 d'une calculatrice de transformation d'un courant alternatif en position angulaire, 20 représenté au dessin.par la calculatrice 233. La calculatrice 233 est d'une construction classique et comprend la paire classique d'enroulements de rotor en quadrature 234 et 23-5. Un second enroulement de stator peut être inclus, selon la pratique courante, mais il n'est pas utilisé dans la calculatrice 233, et par 25 suite il n'a pas été représenté. Comme dans certains dispositifs décrits précédemment, le récepteur VOR 32 qui est incorporé dans le système de radio-navigation 200 commande un synchrodifférentiel 61 qui fait partie de l'indicateur de cap omnidirectionnel du récepteur. Le synchro-30 différentiel 61 est connecté électriquement aux trois enroulements de stator 236, 237 et 238 d'un transformateur de commande classique 239. Une borne de l'enroulement de rotor 241 du transformateur de commande 239 est connectée à la masse du sytème. L'autre borne de l'enroulement 241 est reliée par une résistance série 242, 35 un condensateur série 243, et une autre résistance série 244 à un amplificateur asservi^condensateur/peut,être connecté en parallèle avec l'enroulement de rotor 241. 69 03535 14 2001842 La sortie de l'amplificateur asservi 245 est reliée à -une "borne d'un premier enroulement d'excitation 247 d'un servomoteur 248, l'autre borne de l'enroulement 247 étant connectée à la masse du système. Le moteur 248 est un servo-moteur diphasé 5 classique et comprend un enroulement de stator en quadrature 249 et un rotor 251 qui est couplé magnétiquement aux deux enroulements 247 et 249. L'enroulement "en quadrature" 249 du moteur 248 est relié à une source appropriée d'alimentation en courant alternatif 252 qui peut être la source classique d'alimentation à 26 10 volts et 400 cycles par seconde disponible dans la plupart des avions . Le rotor 251 du servomoteur est relié mécaniquement au rotor de la calculatrice 233 , qui comprend les enroulements 234 et 235 » et il est utilisé pour commander la position angulaire du rotor de la calculatrice par rapport à l'enroulement 15 de stator 232, ainsi qu'il sera exposé avec plus de détails ci-après. Le rotor 251 du servo-moteur 248 est aussi relié mécaniquement pour l'entraîner au rotor 253 d'une génératrice tachymétrique 254. La génératrice 254 est une génératrice tachymétrique classique 20 à courant alternatif et comprend deux enroulements de stator 255 et 256 disposés -nerpendiculairement, et un rotor 253 auquel ces deux enroulements sont couplés magnétiquement. L'enroulement 2'55 constitue l'enroulement d'entrée de la génératrice tachymétrique et est connecté électriquement à la source de courant alter-25 natif 252 et à un circuit avertisseur 257 qui sera décrit plus complètement ci-après. L'enroulement de stator 256 est l'enroulement de sortie de la génératrice tachymétrique. Une borne de l'enroulement de sortie 256 est reliée à la masse du système. Son autre borne est reliée par l'intermédiaire 30 d'un condensateur série 258 et d'une résistance série 259 au point de jonction entre la résistance 242 et le condensateur 243 appartenant au circuit d'entrée de l'amplificateur asservi 245. Ce circuit constitue un circuit de réaction négative à partir de la génératrice tachymétrique 54 vers l'entrée de l'amplificateur 35 asservi 245. De préférence , un circuit comportant un condensateur 262 et une résistance 263 en parallèle est connecté en parallèle sur l'enroulement 256 de façon à peimettre un réglage 69 03535 15 2001842 en phase et en amplitude du signal de sortie de la génératrice. le système de radio-navigation comprend en outre une calculatrice de cap de point de trajectoire 264 qui est essentiellement semblable à la calculatrice 233 des données reçues. Ainsi, la 5 calculatrice 264 comprend un enroulement de stator 265 et deux enroulements de rotor 266 et 267 qui sont disposés perpendiculairement l'un par rapport à l'autre. Ici encore, dans sa forme de réalisation commerciale normale, la calculatrice 264 comprendrait un second enroulement de stator mais celui-ci ne serait pas utilisé, 10 et par suite il n'a pas été représenté. l'enroulement de stator 265 de la calculatrice de cap 264 est relié par l'intermédiaire d'un transformateur 268 au curseur 269 d'un potentiomètre 271. le curseur 269 du potentiomètre 271 est réglable manuellement.à l'aide d'un moyen approprié représenté 15 par le bouton de réglage de distance 272. le bouton 272, ou un autre moyen de réglage , est gradué de façon à régler le potentiomètre 271 à une distance radiale variable entre la station émettrice de radio-navigation et un point choisi de la trajectoire. 69 03535 16 200Î842 les potentiomètres 213 et 271 sont reliés , par 1*intermédiaire d'un potentiomètre d'ajustage 273 à un organe de réglage de facteur d'échelle 274. l'organe de réglage de facteur d'échelle 274 comporte une connexion par prises multiples à la source de cou-5 rant alternatif 252 de façon à modifier l'amplitude de la tension alternative appliquée aux potentiomètres 213 et 271 en vue de permettre des réglages à des graduations différentes du système de ra-dionavigation 200. Il est aussi prévu des moyens pour régler manuellement la po-10 sition angulaire du rotor de la calculatrice 264 par rapport à son stator. Cet arrangement est représenté sur la figure 7 sous une forme simplifiée et comporte un bouton de réglage de cap 275 qui est relié mécaniquement au rotor de la calculatrice. En ce qui concerne les deux boutons de réglage réglables manuellement 272 15 et 275» on comprendra que des servomécanismes appropriés ou d'autres moyens de liaison indirects peuvent être employés au lieu des organes de réglage manuel simples illustres, si on le souhaite. les enroulements de rotor 234 et 235 de la calculatrice 233 de données reçues et les enroulements de rotor 266 et 267 de la 20 calculatrice de cap 264 sont reliés l'un à l'autre et à l'entrée d'une calculatrice de poursuite 277. Ainsi, une borne de l'enroulement de rotor 267 de la calculatrice 264 est reliée à la masse du système et l'autre borne est reliée à une extrémité de l'enroulement 234 de la calculatrice 233» l'autre borne de 1*enroulement 25 234 érkant relié à un premier enroulement de rotor 278 de la calculatrice de poursuite 277. l'enroulement de stator 278 est reliéf par une connexion de retour à la masse pour fermer ou boucler le circuit. Un circuit semblable connecte l'enroulement de rotor 266 de la calculatrice de cap 264 en série avec l'enroulement 235 de 30 la calculatrice 233* à un second enroulement de stator en quadrature 279 de la calculatrice de poursuite 277. le rotor de la calculatrice de poursuite 277» de même que les rotors des calculatrices décrites précédemment, comporte deux enroulements perpendiculaires ou en quadrature 281 e1^82. Une extré-35 mité de l'enroulement 281 est reliée à la masse du système, l'autre borne de cet enroulement de rotor de la calculatrice de poursuite est reliée à un ampli£iéa.teor283 qui est lui-même relié à un circuit détecteur 284. De même, une borne de l'enroulement 282 est reliée à la masse du système et son autre borne est reliée par un 40 amplificateur 285 à un circuit détecteur 286. les deux circuits 69 03535 17 2001842 détecteurs 284 et 286 fournissent des signaux de commande séparés à un instrument 52 A indicateur combiné d'écart par rapport à une ligne droiteo Dans l'indicateur d'écart 52A incorporé dans le système 200, 5 les déplacements verticaux de l'aiguille indicatrice de distance 53 A, s'étendant horizontalement, sont provoqués par un organe approprié moteur ou producteur de déplacement, représenté généralement sur la figure 7 par la résistance 291. Une résistance a été représentée parce que des organes de ce type ont ordinairement une 10 impédance caractéristique pratiquement constituée par une résistance. L'organe moteur 291 de ^instrument de mesure est relié au détecteur 286 par un circuit limiteur. Ce circuit limiteur comprend deux diodes 293 et 294 branchées en parallèle avec des polarités opposées entre les bornes de sortie du détecteur 286, Le circuit 15 limiteur comprend en outré une résistance série 295 et un condensateur shunt 296. On voit ainsi que le circuit limiteur est essentiellement un circuit intégrateur à résistance et condensateur qui sert aussi à limiter l'amplitude du signal qui est intégré et fourni à l'organe producteur de déplacement 291 de l'indicateur de me-20 sure. L'autre organe moteur approprié qui commande la position de l'aiguille indicatrice de déplacement 54A, qui s'étend verticalement dans l'indicateur 52A.est représenté sur la figure 7» par la résistance 297. L'organe moteur 297 est relié électriquement au 25 circuit détecteur 284 par un circuit limiteur de vitesse de réponse qui est généralement semblable à l'autre circuit limiteur. Ainsi, ce circuit comprend deux diodes 299 et 301 qui sont connectées en parallèle entre les bornes de sortie du détecteur 284 mais avec des polarités opposées l'une par rapport à l'autre. 30 Ce circuit comprencj/en outre une résistance série 302 et un condensateur shunt 303 constituant un circuit intégrateur à résistance et condensateur. Toutefois, le circuit contient en outre un second condensateur 304 qui a une valeur beaucoup plus grande que celle du condensateur 303. Le condensateur 304 peut être connecté en pa-35 rallèle sur le condensateur 303,ou bien il peut être déconnecté du circuit par 1'actionnemént d'un commutateur 305» En reprenant l'examen de la calculatrice de poursuite 277» on voit que le rotor de cette calculatrice qui comprend 3ês enroulements 281 et 282, est accouplé mécaniquement au rotor 311 d'un 40 servomoteur 312. Le rotor 311 de servomoteur est aussi utilisé pour 69 03535 18 2001842 entraîner le rotor 313 d'un transformateur de commande 314. L'enroulement de rotor 313 du transformateur de commande 314 est connecté en retour à l'enroulement de commande 315 du servomoteur 312 par l'intermédiaire d'un amplificateur 316 de façon à boucler un 5 circuit d'asservissement à recherche du zéro. L'enroulement d'entrée en quadrature 317 du servomoteur 312 est relié à la source d'alimentation en courant alternatif 352. le primaire du transformateur de commande 314 comprend les enroulements 321, 322 et 323» ayant tous trois une borne commune. 10 Les enroulements 321, 322 et 323 sont reliés séparément auz secondaires respectifs 324, 325 et 326 d'un synchr«générateur 328. Les enroulements 324-326 sont reliés électriquement l'un à l'autre de façon à compléter le circuit de synchro-générateur. Le primaire 327 du synchro-générateur 328 est relié électriquement à la source 15 d'alimentation en courant alternatif 352. l'enroulement 327 est l'enroulement de rotor du synchro-générateur et est relié mécaniquement à un moyen de réglage de parcours représenté par un bouton 329. le bouton de réglage 329 ou un autre moyen de réglage est aussi relié mécaniquement à l'instrument 52A pour régler le par-20 cours qui apparaît dans la fenêtre 58A de l'instrument. Dans la pratique normale, le bouton de réglage 329 est immédiatement adjacent à l'instrument en vue de la commodité d'utilisation par le pilote. On va considéfer maintenant le fonctionnement de tout le sys— 25 tème 200 dfaide radio-électrique à la navigation d'un avion : le meilleur point de départ est peut être le récepteur YOR 32. le récepteur YOR Sst accouplé mécaniquement à un synchro-différentie] approprié 61 qui peut être un élément de l'instrument OBI de l'avion, le récepteur YOR est connecté au secondaire du synchro-30 différentiel dont le primaire est connecté à un transmetteur fixe approprié ( non représenté) . les signaux de sortie du synchro-différentiel 61 qui représentent des signaux de cap recrus obtenus par le récepteur YOR 32, sont appliquée aux enrouler:euts d'entrée 236-238 dix transformateur de commande 239» 35 Chaque fois que le rotor du transformateur de commande 239 n'est pas aligné exactement sur les enroulements primaires du transformateur de commande, comme par exemple quand une variation du cap s'est produite, un signal d'erreur est engendré dans ^enroulement de rotor 241 et est appliqué à l'enroulement de commande 40 247 du servomoteur 248 par 1'intermédiaire du circuit de couplage 69 03535 -19- 2001842 comprenan-Çia résistance 242, le condensateur 243, la résistance 244 et 1'amplificateur 245» la rotation résultante du rotor 251 du servomoteur repositionne le rotor 234» 235 de la calculatrice 233 à données reçues. Ainsi l'angle d'orientation du rotor de la calcu-5 latrice 233 est maintenu continuellement sur une position indiquant le cap de l'avion déterminé à partir des signaux; provenant du système VOR 32. l'accouplement mécanique entre le rotor 251 du servomoteur et le rotor 253 de la génératrice tachymétrique contraint cette 10 génératrice à engendrer un signal de sortie chaque fois que le rotor du servomoteur tourne. le signal provenant de la génératrice tachymétrique 254 est appliqué à l'amplificateur de moteur 245 par un circuit de réaction négative comprenant le condensateur 258 et la résistance 259* le circuit de réaction négative s. pour fonction 15 de limiter la vitesse de réponse du servomoteur et amortit par conséquent efficacement des variations de la position angulaire de la calculatrice 233» Par conséquent, le circuit de réaction de la génératrice tachymétrique réduit les effets de perturbations de grandes amplitude et de courte durée dans les signaux VOR reçus , 20 à la manière d'un filtre passe-bas, augmentant à la fois l'utilité et la précision de l'information tirée de ces signa&x et représentée finalement par la position angulaire de la calculatrice 233» On comprendra que la liaison mécanique entre le rotor 251 de moteur et le rotor 241 du transformateur de commande constitue un servo-25 mécanisme de recherche du zéro, comme ceux qui ont été décrits précédemment, dans lequel le mouvement de rotation du servomoteur est interrompu dès que le rotor du transformateur de commande est repositionné dans une position d'alignement correspondant aux conditions d ' amplitudetB- modifiées des signaux dans le primaire du 3® transformateur de commande. En plus de l'information de cap fournie à la calculatrice 233fcar l'intermédiaire du positionnement angulaire du rotor de la calculatrice par le servomoteur 251, il est aussi nécessaire de fournir une information de distance à la calculatrice. Ceci est 35 accompli par la liaison entre le récepteur de mesure de distance 34 et le potentiomètré 213• Ainsi, l'amplitude du signal d'entrée fourni à l'enroulement de stator 232 de la calculatrice 233 est proportionnelle à la distance entre l'avion et le système émetteur de radionavigation. Ceci étaat le cas, on peut .montrer que 40 le -signal de.sortie d'un des enroulements 234 et 235 est de la for- 69 03535 -20- 2001842 me R' sinQ*, R* représentant la-distance entre--l%vion et le-émetteur de radionavigation, tirée du récepteur de mesure de distance 34 et ©' représentant l'angle de cap par rapport au nord magnétique à la station, tiré du récepteur YOR 32. la calculatrice cons-5 titue ainsi une calculatrice (R-9), la calculatrice 264 fonctionne exactement de la même manière que la calculatrice 233 mais relativement à la distance entre la station et un point de trajectoire éloigné prédéterminé et en cap de ce point par rapport au nord magnétique à la station. Le pilote 10 choisit un point donné de la. trajectoire vers lequel il souhaite voler, ce point étant à une distance inférieure à la distance maximum de réception du signal provenant de la station "Y0RIAC" sur lequel les récepteurs 32 et 131 sont accordés. Le moyen de réglage de distance 272 est réglé à la distance R" entre la station et le point 15 de trajectoire choisi.En conséquence, un signal ayant une amplitude proportionnelle à cette distance est appliqué^. l'enroulement d'entrée 265 de la calculatrice 264. l'indication du cap du point de trajectoire choisi est fournie à la calculatrice en réglant le moyen de réglage du cap 275» ce qui amèn^ar rotation le secondaire 266-20 267 de la calculatrice dans une orientation représentant le cap. Par conséquent, les amplitudes et les relations de phase des-signaux induits dans les enroulements 266-267 représentent les coordonnées polaires du point de trajectoire par rapport à la station de radionavigation. C'est-à-dire que la calculatrice 264 fonctionne en calcu-25 latrice (R-9) ou' calculatrice de coordonnées polaires du point de trajectoire. Les signaux de coordonnées est-ouest provenant . respectivement des calculatrices 233 et 264 pourraient être soustraits l'un de l'autre, dans un circuit électrique approprié,, de façon à engendrer 30 un signal indiquant l'écart de l'avion vis-à-vis du trajet direct vers le point de trajectoire choisi dans cette direction de coordonnées. De même, les signaux de coordonnée nord-sud provenant de ces deux calculatrices pourraient être soustraits de façon à produire un signal d'écart représentant la. différence entre la donnée de 35 cap du point de trajectoire choisi et la donnée de cap réel dans cette direction. Mais cette information serait donnée sous la forme d.e coordonnées nord-sud et est-ouest* et un affichage de l'information/présenterait de grandes difficultés en ce qui concerne le facteur d'échelle de l'indicateur 52A. 69 03535 - 21 - 2001842 Dans la calculatrice 200, les deux groupes de signaux de coordonnées engendrés dans 11 enroulement 234 de la calculatrice 234 et dans la calculatrice 267 pour point de trajectoire choisi sont effectivement soustraits l'un de l'autre du fait de la con-5 nexion en série de ces enroulements, de sorte que le signal fourni à l1enroulement d'entrée 278 de la calculatrice de poursuite 277 constitue un signal de différence représentant l'écart suivant un axe de coordonnées. De même, le signal combiné provenant des enroulements 235 et 266 et qui apparaît aux bornes de 1'enroulement 10 d'entrée 279 de la calculatrice de poursuite représente uc/signal de différence associé à l'autre axe de coordonnées» Mais d'autres données tirées de ces signaux sont nécessaires avant qu'ils soient appliqués à l1indicateur 52A. Ainsi, il est très souhaitable d'obtenir une représentation 15 visuelle 52 orientée en fonction de l'indication donnée au pilote le long de la trajectoire devant être suivie effectivement par l'avion. D'une manière plus importante, il est souhaitable d'orienter la trace affichée de façon à permettre une croissance du facteur d'échelle de l'indicateur jusqu'à une valeur maximum pour 20 permettre un contrôle plj.us précis des écarts par rapport à la trajectoire voulue. Pour parvenir à cette fin, le pilote oriente le rotor 281, 282 de la calculatrice de poursuite 277 dans une position représentant le cap réel le long duquel l'avion doit voler pour atteindre le point choisi de la trajectoire» Le pilote règle 25 le moyen de réglage329 de façon à orienter le rotor 327 dçia calculatrice 328 dans une position représentant le cap souhaité. L'information angulaire requise est transmise .ans transformateur de commande 314 qui commande le servomoteur 311 jusqu'au moment où ce servomoteur réoriente le rotor 313 du transformateur de com-30 mande dans la position zéro. Le déplacement angulaire du rotor 311 du servomoteur 311 repositionne effectivement le rotor 281,282 de la calculatrice de poursuite dans la position voulue représentant l'orientation de la trajectoire de vol. On comprendra peut être mieux la fonction de rotation des 35 coordonnées de la calculatrice de poursuite 277 quand l'avion vole le long de la trajectoire choisie vers un point choisi d^La trajectoire. L'information initiale relative à la position de l'avion est développée, dans la calculatrice 233, sous la forme de coordonnées est-ouest XI et de coordonnées nord-sud H. La calculatrice de £0 poursuite 277 fonctionne effectivement de façon à faire tourner le 69 03535 - 22 - 2001842 système de coordonnées de telle manière que l'information présentée finalement à 1*indicateur soit exprimée sous forme de coordonnées X2 et Y2 résultant d'une rotation. On voit donc que la calculatrice de poursuite a une double fonction : elle fonctionne de 5 façon à additionner ou superposer l'information de cap du point de trajectoire provenant de la calculatrice 264 à la donnée de position courante provenant de la calculatrice 233» et en même temps elle fait subir une rotation à l'information provenant de ces deux calculatrices de façon à produire des signaux de sortie dans un 10 système d'axes de coordonnées orienté le long de la trajectoire affichée de 1* avion. lie signal engendré dans l'enroulement 281 de la calculatrice, de poursuite 277 représente la distance de l'avion au point de trajectoire choisi vers lequel l'avion se dirige, à gauche ou à droite 15 de la trajectoire choisie. Oe signal, après amplification dans le circuit 283 et détection dans le circuit 284 est appliqué à l'organe motour 297 qui déplace l'aiguille indicatrice "gauche-droite" 54A de l'instrument 52A. Le signal appliqué à l'organe producteur de déplacement 297 est un signal en courant continu dont l'-inten-20 site, représente l'amplitude requise du déplacement dont le signal représente le sens ducëplacement. La vitesse de réponse de l'organe moteur 297, et par suite la vitesse de déplacement de l'aiguille indicatrice 54A, est limi-té^eux011 max^mui11 Préalablement choisi par le circuit limiteur 298. 25 Les/diodes 299 et 301 établissant effectivement une limite maximum de l'intensité de ce signal; d'une manière typique, si des diodes au silicium sont employées, cette limite est établie autour de 0,6 volt; tandis que, si des diodes au germanium sont utilisées, la limite de l'intensité du signal est de l'ordre de 0,3 volt . Pour 30 n'importe quel signal d'entrée d'une intensité égale ou supérieure à cette intensité limité^ le signal appliqué à l'organe moteur 297 est l'intégrale par rapport au teups du signal reçu avec un coefficient d'intégration établi par les capacités des condensateurs 303 et 304 et la valeur de la résistance 302. Pour une ligne de val 35 normale, l'interrupteur 305 est fermé, de sorte que le condensateur 304r est branché dans le circuit d'intégration. Le circuit limiteur 298 doit être construit ou réglé de façon à ajuster la gamme de vitesses de vol normales de l'avion dans leque il est installé. Ceci peut être accompli par un choix particulier 69 03535 23 2001842 de la résistance 302 et "des condensateurs '303 et 304 en vue de l'obtention d'un coefficient d'intégration et, par suite, d'une vitesse de réponse liee a la vitesse maximum de l'avion. D'autre part, il peut être fabriqué un équipement standardisé ou normalisé 5 destiné à être utilisé dans tous les avions, auquel cas la résistance 302, ou le condensateur 304 ou les deux, peuvent être des pièces détachée^&églables permettant un réglage âa circuit limiteur de façon à ce qu'il s'adapte aux exigences réelles de l'avion» Il est évident que le limiteur fonctionne en étaiilissant 10 une vitesse de réponse maximum de l'aiguille indicatrice "gauche-droite" 54A de l'instrument 52A. Etant donné que le signal d'information qui est transformé en déplacements de l'aiguille indicatrice 54A concerne un écart ou distance suivant une droite indépendamment de la position angulaire de l'avion par rapport à la 15 station de radionavigation', les déplacements de l'aiguille indicatrice sont toujours exprimés en déplacements de l'avion en. kilomètres par heures. Ainsi, l'établissement d'une vitesse maximum fixée de l'aiguille indicatrice 54A limite automatiquement et d'une manière inhérente la vitesse de réponse de l'instrument en fonction 20 des exigences réelles de navigation tant que la limite maximum est liée par une relation appropriée à la vitesse de l'avion. l'arrangement de commande de l'indicateur de direction 53A de l'instrument 52A est essentiellement semblable à celui qui est associé à l'aiguille indicatrice "gauche-droite" 54. Ainsi, le si-25 gnal de sortie de 1'enroulement 282 de la calculatrice de poursuite est amplifié dans le circuit 285 et détecté dans le circuit 286. le signal en courant continu résultant est appliqué par l'intermédiaire du limiteur à l'organe moteur 291 de l'instrument RSI. Ici, aussi les diodes 293 et 294 imposent une valeur maximum fixée au 30 signal fourni au moyen indicateur. En outre, ce signal est intégré par rapport au temps, pour des niveaux de signaux dépassant le maximum, dans le circuit d'intégration à résistance et condensateur 295-296. Par un choix approprié de la capacité du condensateur 296 et de la valeur de la résistance 295, compte-tenu des caractéristi-35 ques de tension des diodes 293 et 294; le circuit limiteur établit efficacement une vitesse maximum des déplacements de réponse de l'indicateur de direction 53A qui est liée directement aux exigences de navigation de l'avion. Dans le système calculateur de radionavigation 200, il 69 03S35 24 2001842 importe que le filtrage des données de cap provenant du récepteur VOR soit exécuté- dans, deux endroits du montage. Le filtrage initial se produit dans la boucle de servomécanisme comprenant le transformateur de commande 239» le servomoteur 24& et la génératrice tachy-5 métrique 254« Ce filtrage avant le codage des transitoires de grande amplitude et de durée relativement courte qui sont souvent présents dans.le signal de sortie du récepteur VOR 32 est tout à .fait souhaitable, et augmente beaucoup l'utilité de l'information de cap fourme à la calculatrice 233» Mais le filtrage avant codage du signal d'in-10 formation de gisement est accompli sans référence à un déplacement par rapport à la station de radionavigation et sans référence particulière à la vitesse de l'avion et ne donne pas à lui seul tous les avantages de la présente invention» la seconde opération de filtrage accomplie dans les limiteurs 15 est liée directement à la gamme de vitesses de l'avion et à la distance de l'avion à la station de radionavigation. En théorie, les limitations imposées à la vitesse de réponse par le moyen de commande de vitesse de réponse sont suffisantes pour produire l'accroissement voulu de la précision et de l'utilité de la donnée de cap. 20 pratique, le système illustré, dans lequel un certain filtrage /la est accompli avant le codage dans/ calculatrice 233» et un certain filtrage est accompli après, tend à donner des résultats plus compatibles et plus précis» Pendant que l'avion descend vers la trajectoire choisie, vers 25 un point de trajectoire particulier choisi, le condensateur 304 reste branché dans le circuit limitewr. Toutefois, au premier point de trajectoire choisi d'un vol,le pilote doit râglsi;- à nouveau le système 20Ô pour un autre point de trajectoire choisi, et habituellement il doit régler le système sur l'indicatif codé d'une station 30 V0RTAC différente. Le temps de retard de réponse de l'aiguille indicatrice "gauche-droite " 54A qui est produit par la présence du condensateur 304 dans le montage peut être trop grand pour permettre un réglage facile du système par le pilote. Le condensateur 304 étant branché dans le circuit, le réglage du système peut prendre 35 un temps aussi long que 10 hfe.0 secondes, tandis que le retard doit être maintenu à cinq secondes ou moins pour permettre au pilote d-'a-chever le réglage de code d'une manière raisonnable et erpéditive. C'est pour cette raison que l'interrupteur 305 est prévu» permettant au pilote de déconnecter le condensateur 304 et de réaliser ainsi 40 augmentation prononcée de la. vil esse de réponse de l'instrument 69 03535 - 2? - 2001842 "RSI"» et en particulier de l'aiguille indicatrice 54A quand on règle le système sur un nouveau point de trajectoire choisi, l'interrupteur 305 est aussi ouvert pour augmenter la vitesse de réponse quand l'avion manoeuvre dans une aire d'atterrissage, de-façon 5 à permettre une réponse plus rapide de l'instrument en vue d'une approche et d'un atterrissage. L'indicateur de position 52A actionné par le système 200 comprend deux moyens indicateurs séparés qui indiquent tous deux des écarts de l'avion par rapport à une trajectoire et qui utili-10 sent tous deux en partie à la fois le signal de cap initial engendré par le récepteur VOR 32 et le signal de distance provenant du récepteur de mesure de distance 34. Ainsi, l'élément indicateur 53A est commandé normalement, pour une part importanêe, par le signal de cap ainsi que par le signal de distance, puisque la par-15 tie calculatrice du système 200 exige ces deux signaux pour déterminer la position relative de l'avion en coordonnées cartésiennes et 1' pour/afficher par rapport à la trajectoire de vol prédéterminée sur laquelle la calculatrice 277 a été réglée. Ainsi, la correction et la compensation d'écarts erratiques des deux signaux de 20 radionavigation sont importantes en ce qui concerne les deux moyens indicateurs 53A et 54A du dispositif 52A, et c'est pour cette raison que les deux moyens de commande 292 et 298 pour limiter la vitesse de réponse maximum des moyens indicateurs sont incorporés dans le système. 25 Dans la sélection de la vitesse de réponse maximum limite de l'instrument indicateur ou d'autres moyens indicateurs dans n'importe lequel des systèmes décrits précédemment, un facteur déterminant est la vitesse de vol maximum de l'avion. Toutefois, la vitesse de réponse limite de l'instrument ou d'autres moyens incJi-30 cateurs ne doit pas être choisie de façorjâ. être adaptée en fait à la vitesse maximum de l'avion. Par exemple, si on règle l'échelle complète du champ visuel d'affichage de l'instrument 52A à 6 kilomètres par minute, par le réglage de facteur d'échelle 274» et lorsqu'on règle la vitesse maximum de l'avion à 6 kilomètres par 35 minute, la vitesse de réponse de l'indicateur 54A ne doit pas dépasser une valeur ou vitesse pour laquelle la traversée par l'élément indicateur de toute l'échelle de lrinstrument demande une minute complète. Au lieu de cela, une vitesse maximum représentant une vitesse un peu supérieure de l'avion doit être choisie, de façon à 40 permettre un fonctionnement efficace du système de radionavigation 69 03535 - 26 2001842 de l'avion quand l'avion subit un vent arrière d'importance raisonnable. Dans le cas d'un avion à grande vitesse volant à une altitude élevée, tel qu'un avion à réaction pouvant voler à des vitesses dépassant 970 kilomètres par heure, qui peut voler dans le courant 5 d'un jet gazeux, la vitesse de réponse maximurq&es moyens indicateurs doit être équivalente à la vitesse maximum de l'avion plus ou moins un incrément supplémentaire de l'ordre de 240 kilomètres par heure pour permettre un fonctionnement efficace avec un vent en poupe dû à un courant d'un jet gazeux. Dans le cas d'un avion volant à des 10 vitesses plus faibles à des altitudes imposées plus basses, un incrément plus petit peut être ajouté à la vitesse maximum réelle de l'avion dans la détermination de la vitesse limite de réponse de 1'instrument » Un système de pilote automatique comprenant un canal de gou-15 vemail de profondeur 170 qui commande les gouvernails de profondeur 172 peut être connecté à la sortie du récepteur d1 arrondi::' ou pente de descente 157 par le commutateur 173. De canal du gouvernail de profondeur peut aussi être relié à l'organe 177 de maintien en altitude, si on le souhaite, 20 De même un canal de commande d'ailerons 174 qui commande les ailerons 176, peut être connecté au récepteur de guidage en direction pas l'intermédiaire du commutateur 178. Des détails du pilote automatique ne sont pas représentés du fait que les différents signaux de référence et de stabilisation, 25 qui sont classiques, sont bien connus des spécialistes. Le système de la figure 7 permet à un avion d'être commandé par le système perfectionné selon l'invention et aux récepteurs YOR et ILS perfectionnés selon l'invention de constituer un système de commande et de radionavigation perfectionné. 69 03535 27 2001842 REVENDICATIONS 1 — Système de radionavigation destiné à un avion et réagissant à au moins une paire de signaux, transmis à partir d'un émetteur et qui déterminent une trajectoire de référence, système de 5 radionavigation caractérisé en ce qu'il comporte-un moyen récepteur d'énergie de rayonnement pour recevoir ladite paire de signaux, un premier canal de transmission de signaux connecté au récepteur et accordé ou réglé de façon à détecter et laisser passer"un premier signal de la paire de signaux, un second canal de transmission de 10 signaux connecté au récepteur et accordé de façon à détecter et laisser passer le second signal de la paire de signaux, un moyen combinateur recevant les signaux de sortie des premier et second canaux de transmission de signaux qui ont une structure telle que le moyen combinateur produit'un signal de sortie qui est en perma-15 nence une indication vraie de la distance transversale de l'avion par rapport à ladite trajectoire de référence, les premier et second canaux de transmission de signaux comprenant chacun des redresseurs qui sont choisis de façon à avoir des réponses adaptées, le mo;;en combinateur étant construit de telle manière que son signal 20 de sortie est un signal en courant continu de signe positif ou négatif qui est une indication vraie de la distance transversale de l'avion par rapport à la trajectoire de référence , en permanence» caractérisé 2 - Système de radionavigation selon la revendication 1,/ en ce que le moyen combinateur comprend un instrument indicateur .e 25 mesure à séro central à faible inertie auquel ledit signal de sortie en courant continu est appliqué et dont la réponse dans la direction horizontale "gauche-droite" est telle qae l'indicateur est déplacé ou dévie dans une première direction par des signaux en courant continu d'un premier signe et subit une déviation égale mais de direc-30 tion opposée quand le signal en courant continu a un signe opposé, de sorte que l'indicateur de mesure indique l'écart véritable de l'avion par rapport à une trajectoire rectiljgne voulue de vol et élimine des parasites et des perturbations„ , - . . * * caracter;.o3 3 - Système de radionavigation selon la revendication 1,/ 35 en ce que le moyen combinateur comprend un pilote automatique. 4 - Système de radionavigation selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend un filtre à bande passante variable relié aux sorties des redresseurs, et un récepteur de mesure de distance relié au filtre de façon à faire varier sa bande passante en 40 fonction de la distance de l'avion à l'émetteur. 69 03535 - 28 - 2001842 5 « Système de radionavigation selon la revendication 1 caractérisé en ce qu'il comprend un générateur de signaux de tests produisant des signaux à 90 et 150 cycles par seconde, des moyens pour faire varier indépendamment les signaux à 90 et 5 150 cycles par seconde, un moyen de commutation connecté entre le moyen récepteur d'énergie rayonnante et le générateur de signaux de tests pour connecter sélectivement ce générateur au moyen récepteur d'énergie de rayonnement. 6«— Système de radionavigation selon une ou plusieurs 10 des revendications précédentes destiné à un avion et réagissant à une paire de sdgiaux qui sont respectivement un signal de phase variable et un signal de phase de référence émis/partir d'un émetteur au sol qui détermine des trajectoires de référence choisies système de radionavigation caractérisé en ce qu'il comprend un 15 récepteur d'énergie de rayonnement qui reçoit ladite paire de signaux à partir de l'émetteur, une paire de trajets de transmission de signaux connectés au récepteur et recevant respectivement le signal de phase variable et le signal de phase de référence, un détecteur de phase de référence disposé dans le 20 premier trajet de transmissionde signaux' détectant le signal de référence, un premier écrêteur d'amplitude disposé dans le premier trajet de transmission de signaux recevant ledit signal de phase de référence, un détecteur de phase variable disposé dans le second trajet de transmission de sjgnaux détectant ledit 25 signal de phase variable, un second écrêteur d'amplitude contenu dans le second trajet de transmission de signaux recevant le signal de phase variable, les niveaux d'écrêta^e des premier et second écrêteurs étant égaux, un moyen détecteur de phase recevant les signaux de sortie des premier et second trajets 30 de transmission de signaux et produisant un signal de sortie en courant continu dont l'intensité et le signe indiquent en permanence la position de l'avion par rapport à la trajectoire de ^référence choisie. 7 - Système de radionavigation selon 1a. revendica-tion 6, caractérisé en ce qu'il comprend un indicateur de mesure à zéro central à faibleinertie connecté à la sortie du dé-_ tecteur de phase, la réponse horizontale "gauche-droite" de cet indicateur de me sur.'e étant telle qu'il est dévié dans une première direction par des signaux en courant continu d'un pre— 40 mier signe et qu'il subit une déviation égale mais de sens op- 69 03535 .29- 2001842 posé quand le signal en courant continu a la même valeur mais le signe opposé, de sorte que l'indicateur de mesure indique l'écart réel de l'avion par rapport à la trajectoire de référence choisie et élimine les parasites et les perturbations. 5 8 — Système de radionavigation selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comprend un premier filtre dans le premier trajet de transmission de signaux entre le détecteur de phase de référence et le premier écrêteur et choisi de façon à laisser passer des signaux aux fréquences respectives du signal •jq de référence et du signal de phase variable» un premier réseau compensateur relié à la sortie du premier filtre et ayant des moyens de réglage de phase et d'amplitude, un second filtre disposé dans le second trajet de transmission de signaux entre le détecteur de phase de référence et le second écrêteur et choisi 15 de façon à laisser passer les signaux aux fréquences respectives du signal de référence et du signal variable, et un second réseau compensateur connecté à la sortie du second filtre et ayant des moyens de réglage de phase et d'amplitude. 9 - Système de radionavigation selon la revendication 20 6, caractérisé en ce qu'il comprend un générateur de signaux de te?3t pour produire un signal de phase de référence et un signal de phase variable de phase et d'amplitude variables, et un moyen de commutation pour connecter le générateur de signaux de test au récepteur d'énergie de rayonnement ; 25 10 - Système de radionavigation selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comprend une paire d'amplificateurs à gain variable connectés respectivement à la. sortie du premier écrêteur et à la sortie du second écrêteur et un compensateur d'amplitude connecté à des moyens de réglage de gain 30 de la paire d'amplificateurs et recevant une paire de signaux d'entrée à partir des sorties des amplificateurs et commandant leurs gains de telle manière que lesdits signaux de sortie aient des amplitudes égales. 11 - Système de radionavigation selon la revendica-35 tion 6, caractérisé ;en ce que le moyen détecteur de phase comprend une paire de transformateurs à réponses symétriques connectés respectivement aux sorties des premier et second écrêteurs, une paire de redresseurs symétriques connectés aux transformateurs, les signaux de sortie des redresseurs 40 étant combinés de façon à produire ledit signal de sortie en 69 03535 30 2001842 courant continu. 22 « Système de radionavigation» selon une ou plusieurs des revendications précédentes, destiné à un avion et réagissant à une paire de signaux, respectivement d'une phase 5 variable et d'une phase de référence, de la même fréquence, transmis à partir d'un émetteur au sol et qui déterminent une trajectoire de référence choisie, système de radionavigation caractérisé en ce qu'il comprend un récepteur d'énergie de rayonnement qui reçoit le signal de phase variable et le signal de 10 phase de référence à partir de l'émetteur, un détecteur de phase recevant le signal de phase de référence à partir du récepteur, un oscillateur synchronisé en phase recevant le signal de phase variable à partir du récepteur et couplé d'une manière lâche à celui-ci de telle sorte qu'il suive les variations 15 moyennes des signaux de phase variable mais pas leurs composantes à haute fréquence, l'oscillateur fournissant un signal d'entrée au détecteur de phase, lequel produit un signal de sor- v /la tie indiquant la position de l'avion par rapport a/trajectoire de référence choisie«