FR 2043528 A1 19710219 FR 7018101 A 19700519 70 18101 t 2043528 La présente invention concerne, de manière générale, des systèmes d'approche et d'atteriâssage de précision et, en particulier, un système qui utilise des interféromètres à micro-ondes émettant des impulsions sur onde porteuse, et des récepteurs pour 5 détecter la différence de phase entre les impulsions émises sur onde porteuse afin de guider un avion pendant son approche et son attftTissage* Les systèmes d'atterrissage aux instruments actuels ont de grands défauts dans le cas d'un atterrissage guidé à courte 10 distance. Les tentatives faites pour réaliser et améliorer les systèmes d'atterrissage n'ont pas eu beaucoup de succès parce qu'elles exigent des modifications importantes de l'avion et des installations au sol encombrantes et compliquées. Les systèmes d'atterrisage aux instruments VÏÏF-UÏÏF ont 15 quatre défauts principaux dans le cas d'un atterrissage guidé a courte distance. En premier lieu, les appareils sont lourds et volumineux. En second lieu, il leur faut jusqu'à un mois pour fournir, avec une précision satisfaisante, les données de guidage nécessaires pour un atterrissage. En troisième lieu, les réflexions 20 du S°1 peuvent faire dévier sensiblement les faisceaux chaque fois que le profil du terrain n'est pas idéal. Finalement, l'angle d'approche doit pouvoir être choisi dans la cabine de pilotage ce qui n'est pas possible avec les équipements actuels. On a souvent essayé de réaliser un système d'atterrissage 25 aux instruments qui permette d'éviter les défauts principaux des équipements actuels, mais aucun des principes proposés n'a eu beaucoup de succès et ce, pour diverses raisons* En général, ces systèmes nouveaux exigent des modifications importantes de l'avion ainsi qu'un programme d'entretien rigoureux en raison de leur 30 complexité. Le principe du système suivant l'invention évite les limitations des équipements existants sans introduire les inconvénients des systèmes d'atterrissage perfectionnés proposés jusqu'à présent. Le système suivant l'invention utilise l'équipement TÀCAN actuel et est entièrement compatible avec cet équipement. Le TACAN 35 est un système de navigation principal utilisé pendant le vol ainsi que pendant l'approche et l'atterrissage et presque tous les avions en sont munis. L'invention peut donc être mise en pratique d'une 70 18101 2 2043528 manière méthodique et économique. L'invention a pour but principal de procurer un système d'approche et d'atterrissage de précision qui puisse être réalisé en pratique d'une manière méthodique et économique, qui soit compa-5 tible avec l'équipement TACAN installé habituellement sur de nombreux avions, qui soit d'une technique plus simple et qui puisse travailler d'une manière plus précise que les systèmes connus. L'invention réside dans un système d'approche et d'atterrissage de précision comprenant des interféromètres à déphasage 10 comprenant des antennes espacées ; un dispositif pour émettre un premier signal sur onde porteuse à partir d'une des antennes et un second signal sur onde porteuse à partir de l'autre antenne ; un dispositif pour retarder le second signal par rapport au premiex; et un dispositif récepteur sensible au déphasage des signaux sur 15 onde porteuse reçus pour localiser un endroit éloigné des inter-féromètres. D'une manière plus spécifique, on utilise des interféro-mètres à déphasage pour obtenir des écarts angulaires de base. Ses interféromètres disposés verticalement et horizontalement et com-20 premant chacun deux antennes séparées par une distance déterminée, émettent des signaux sur onde porteuse qui sont séparés dans le temps. Les signaux émis apparaissent dans un récepteur sous la forme de deux paires d'impulsions éventuellement précédées, si on le désire, d'une impulsion de référence. Les impulsions de la 25 première paire contiennent les données de guidage qui concernent l'angle d'approche (élévation) tandis que celles de la seconde paire contiennent les données de guidage qui concernent l'alignement sur la piste (azimut). D'autres buts et avantages de l'invention ressortiront 30 clairement de la description détaillée donnée ci-après à titre d'exemple avec référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 est une vue géométrique du principe de base de 1'invention ; la figure 2 est un diagramme de synchronisation des si-35 gnaux utile pour comprendre le fonctionnement de l'invention ; la figure 3 illustre une forme d'exécution de l'équipement au sol nécessaire pour l'invention, et 70 18101 3 2043528 la figure 4 est un schéma synoptique d'un équipement qu'il faut installer dans l'avion pour la présente invention.» La technique de mesure d'angle utilisée dans le système d'atterrissage suivant l'invention est celle d'un interféromètre 5 à déphasage. Pour comprendre cette technique, il faut considérer deux antennes ponctuelles séparées d'une distance h. L'avion à guider est relativement éloigné des deux antennes ponctuelles. La figure 1 illustre cette géométrie et s'applique à un interféromètre vertical qui détermine l'angle d'approche en élévation, 10 l'application à 1'interféromètre d'alignement découlant visiblement de celle-ci. Si un signal est émis par l'antenne supérieure et qu'un autre signal reconnaissable est émis par l'antenne inférieure, l'angle d'élévation est en relation avec le déphasage des si-15 gnaux reçus. Cette relation peut être exprimée par . -1 /W0 ev = s m À \ -S 2îth où 0 est le déphasage sur onde porteuse entre les deux signaux mesuré à bord d'un avion 2, h est l'écartement des deux antennes ponctuelles 4 et 6 et A est la longueur d'onde de l'onde porteuse. L'invention utilisre un interf éromètre vertical pour produire des données de guidage semblables au plan de descente du système d'atterrissage aux instruments ILS et un interféromètre horizontal, perpendiculaire à l'axe de la piste, pour fournir des données de guidage semblables au plan de direction ou d'alignement sur l'axe de la piste du système ILS. Lorsqu'on le désire, un équipement de mesure de la distance peut être prévu à titre de module à ajouter à 1'interféromètre de descente afin de fournir des données concernant la distance d'impact de l'avion, à des calculateurs situés bord de l'avion. Pour obtenir des données de guidage précises, le récepteur situé à bord de l'avion doit être capable d'associer sans ambiguïté les signaux aux antennes appropriées. Suivant l'invention, une impulsion sur onde porteuse est émise par l'antenne 6 ou antenne supérieure et une impulsion sur onde porteuse est émise par 35 l'antenne 4 ou antenne inférieure. De cette manière, les informations concernant l'angle de descente sont fournies par tin inter-féromètre vertical qui produit une première paire d'impulsions 20 25 30 18101 4 2043528 espacées l'une de l'autre dans le temps. De même, des impulsions formant une seconde paire sont produites par un interféromètre horizontal pour fournir des informations de guidage en direction ou d'alignement sur l'axe de la piste, lorsqu'on le désire. La 5 synchronisation des signaux émis est illustrée dans le diagramme de synchronisation de la figure 2. Les deux paires d'impulsions émises peuvent être précédées et/ou suivies d'une impulsion de référence 8. La première paire d'impulsions 10 contient l'information concernant l'angle de descente tandis que la seconde paire 10 12 contient l'information concernant l'alignement sur l'axe de la piste. La figure 3 est un schéma synoptique de la partie de la présente invention qui est basée au soi# Un oscillateur 20 produit un signal sur onde porteuse qui subit un déclenchement périodique 15 en 22 en réponse à un générateur de signaux de déclenchement 24 actionné par un dispositif de mise en séquence 26. Des portes 28 et 30 déterminent celui des interf éromètres de descente ou d'ali*-gnement sur l'axe qui est excité. Le dispositif de mise en séquence 26 actionne les portes 20 32 et 34 dans un ordre illustré par le diagramme de synchronisation des signaux de la figure 2. Les antennes 6 et 4 sont excitées en synchronisme de manière à produire une première pair» d'impulsions à partir de 1'interféromètre fournissant les données de descente. Le dispositif de mise en séquence 26 agit ensuite sur les portes 25 36 et 38 pour exciter l'antenne de droite 40 et l'antenne de gauche 42 du dispositif d'alignement sur l'axe de la piste, dans l'ordre, pour émettre la seconde paire d'impulsions 12 contenant des données azimutales ou d'alignement» Un déphaseur 44 a été associé à l'antenne de gauche 42 30 du dispositif d'alignement. On peut aisément démontrer qu'un dé- TT phase de ^ signal de l'antenne 42 supprime les altérations du signal de guidage dues aux réflexions d'une piste d'atterrissage. Le rendement du système suivant l'invention peut, en fait, être affecté par plusieurs facteurs. Parmi ceux-ci, les plus 35 importants sont (a) la précision du système, (b) la conformation des faisceaux et (c) la mobilité de l'équipement. En ce qui concerne la précision du système, certaines 70 18101 5 2043528 mesures de séparation des ambiguïtés peuvent être prises. On peut rendre les interféromètres à déphasage extrêmement précis en allongeant la ligne de base, c'est-à-dire la séparation de milieu de phase de l'antenne. Cependant, à mesure que l'on allonge la ligne 5 de base, des solutions ambiguës apparaissent et des moyens pour résoudre l'ambiguïté doivent être prévus. Afin de satisfaire aux exigences de la précision du guidage de l'avion tout en maintenant une séparation raisonnable des faux trajets, on peut avantageusement utiliser les exigences suivantes pour la séparation de 10 milieu de phase. Les antennes 6 et 4 qui déterminent la pente de descente peuvent, par exemple, être séparées d'environ 5,8 soit 1,8 m tandis que les antennes 40 et 42 qui assurent l'alignement sur l'axe de la piste, par exemple, peuvent être séparées de 3,0 A soit 0,9 m. 15 Les séparations des trajets ambigus de 10 et de 20® res pectivement sont suffisantes car des ambiguïtés de cet ordre peuvent être résolues. L'avion se trouve dans la atone de signal non ambigu avant de passer au guidage PAALS. Ces séparations de milieu de phase exigent que le dé-20 phasage reçu soit mesuré avec une précision de 3,6° pour atteindre une précision acceptable pour des atterrissages de la catégorie III. Ces précisions et ces séparations de milieu de phase donnent une précision de la course déterminée par le dispositif d'alignement sur l'axe de la piste de 0,2 et une précision du dispositif 25 déterminant l'angle de descente de 0,1°. Pour obtenir la précision de mesure des phases de 3,6°, le rapport signal-bruit à l'entrée du détecteur de phase récepteur doit être d'au moins 24 DB. Cependant, l'erreur de mesure de phase n'est pas la seule source d'erreur du système. Comme d'autres sources d'erreur du système peuvent 30 entraîner des erreurs du même ordre de grandeur, le rapport signal-bruit à l'entrée du détecteur de phase doit être porté à 25 DB. Ce rapport signal-bruit donne une précision de mesure des phases de l'ordre de 2°. Il est souhaitable de réduire au minimum les effets des 35 réflexions par le sol, par exemple, par une conformation des faisceaux. Les réflexions sur le sol sont un défaut majeur des systèmes d'atterrissage existants et connus. Une analyse indique que les 18101 6 2043528 déviations de trajet dues aux réflexions par le sol peuvent être maintenues dans des limites acceptables par une conformation appropriée des faisceaux. On a pu démontrer que le rapport des intensités des signaux dans le trajet direct et le trajet réfléchi 5 doit être d'environ 30 DB. Dans le cas des antennes d'alignement sur l'axe 40 et 42, des réflexions possibles qui doivent être supprimées sont à au moins 5® du trajet désiré. Cependant, pour les antennes 6 et 4 qui déterminent l'angle de descente, cette exigence est plus rigoureuse par le fait que les trajets désirés 10 et les réflexions possibles ne sont séparés que de 1 à 2°0 En plus de l'acuité, le plan de descente doit être relativement large pour assurer un guidage jusqu'à des angles d'élévation supérieurs à 10°o Pour satisfaire aux exigences de la conformation des faisceaux tout en maintenant la séparation de milieu de phase, il faut uti-15 liser des antennes rideau. La figure 4 est un schéma synoptique de la partie du système de l'invention montée à bord de l'avion. Cette forme d'exécution est représentée dans le mode ILF plutôt que pour alimenter un directeur de vol ou un calculateur de vol, à titre 20 d'exemple d'installation. Un récepteur TÀCAN classique 50 actionne un dispositif de mise en séquence 52 qui actionne, à son tour, les portes 54 et 56 pour recevoir la première paire d'impulsions 10 ou la seconde paire d'impulsions 12 respectivement. Le dispositif de mise 25 en séquence 52 peut être actionné, par exemple par réception d'une impulsion de référence 8. Le dispositif de mise en séquence 52 et les portes de la figure 4 sont semblables à ceux utilisés dans l'équipement au sol de la figure 3. Le diagramme de synchronisation des signaux de la figure 2 est utilisé pour identifier 30 l'origine des signaux reçus. Le signal sur onde porteuse provenant de l'antenne supérieure 6 de 11interféromètre de descente parvient à l'avion parfois avant le signal sur onde porteuse émis par l'antenne inférieure 4. La même chose peut se vérifier pour les signaux d'ali-35 gnement sur l'axe provenant des antennes 40 et 42 respectivement. Il faut détecter le déphasage des impulsions de la première paire dans le canal de descente pour déterminer l'angle d'élévation, 70 18101 7 2043528 mais ces impulsions ne se présentent pas au même instant. Une certaine forme de retard doit donc être introduite pour obtenir une coïncidence dans le temps entre les signaux de la première paire. 5 Le choix du retard est effectué par un filtre de bande étroite parce qu'il est beaucoup plus simple à exécuter et qu'il est plus léger que les lignes de retardement habituelles. Dans le canal de descente, les portes 58 et 60 laissent passer les impulsions sur onde porteuse reçues lorsqu'elles sont 10 excitées par le dispositif de mise en séquence 52» Un filtre de bande étroite 62 retarde la première des deux impulsions de manière qu'elle coïncide dans le temps avec l'autre impulsion de la paire qui traverse ultérieurement la porte 60. Un second filtre de bande étroite 64 est connecté à la porte 60 pour réduire les 15 exigences de largeur de bande d'un détecteur de phase suivant 66 en vue d'augmenter la précision du système. Les deux filtres sont choisis de manière à présenter une largeur de bande étroite par rapport à la largeur de bande du signal sur onde porteuse. Lorsque la largeur de bande des filtres est égale à 1/20 de celle du signal 20 ou est inférieure à celle-ci, le signal se comporte comme s'il était une impulsion et le filtre vient en phase avec le signal d'entrée. Cela étant, la fréquence sur onde porteuse exacte du signal d'entrée n'a que peu d'effet sur l'amplitude de la sortie du filtre. Le déphasage des deux signaux sur onde porteuse reçus 25 est alors comparé dans le détecteur de phase 66. La dérive locale de l'oscillateur et l'effet doppler n'affectent donc pas la précision du système. Un déphaseur variable 68 est branché dans le canal de descente et le canal d'alignement sur l'axe. Un trajet de descente 30 et d'approche choisie peut ainsi être introduit dans chaque canal pour produire une polarisation indiquant le trajet désiré. Le pilote choisit sur ses cadrans son trajet de descente et d'approche désiré dans le cockpit en réglant le déphaseur de descente 68 et le déphaseur d'alignement 70. 35 De même, dans le canal d'alignement, les portes 72 et 74 laissent passer la seconde paire de signaux à travers les filtres de bande étroite 76 et 78 dont le déphasage est détecté par le 70 18101 8 2043528 détecteur 80 La sortie du détecteur de phase 80 traverse un filtre passe-bas 82 et produit un signal étroit proportionnel à la déviation du trajet d'alignement désiré. Le signal d'erreur passe du 5 filtre passe-bas 82 à l'aiguille du dispositif d'alignement sur l'axe de la piste en vue d'être présenté dans le cockpit dans l'indicateur de déviation de course 84. De même, le signal d'erreur proportionnel à la déviation de l'angle de descente désiré est également transmis à une aiguille de descente de l'indicateur de 10 descente 88 en vue d'être présenté dans le cockpit. Cette visualisation sert également à filtrer les variations transitoires à court terme et les erreurs statistiques de l'information de guidage. 70 18101 9 2043528 REVENDICATIONS 1. Système d'approche et d'atterrissage de précision, caractérisé par le fait qu'il comprend des interféromètres à déphasage comprenant des antennes espacées, un moyen pour émettre un premier signal sur onde porteuse à partir de l'une des antennes 5 et un second signal sur onde porteuse à partir de l'autre antenne, un moyen pour retarder le second signal sur onde porteuse par rapport au premier signal, et un dispositif récepteur sensible au déphasage des signaux sur onde porteuse reçus pour localiser un endroit situé à distance des interféromètres. 10 2. Système d'atterrissage suivant la revendication 1, caractérisé par le fait qu'il comprend un moyen pour faire précéder les signaux sur onde porteuse d'une impulsion de référence. 3. Système d'atterrissage suivant la revendication 1, caractérisé par le fait qu'il comprend un moyen pour encadrer les 15 signaux sur onde porteuse d'un signal de référence qui précède les signaux sur onde porteuse et d'un autre signal de référence qui les suit. 4. Système d'atterrissage suivant la revendication 2 ou 3, caractérisé par le fait que les interféromètres à déphasage 20 comprennent un interféromètre de descente et un interféromètre d'alignement sur l'axe de la pisbe d'atterrissage comprenant chacun au moins deux antennes ponctuelles. 5. Système d'atterrissage suivant la revendication 4, caractérisé par le fait que le moyen émetteur émet une première 25 paire de signaux sur onde porteuse à partir de 1'interféromètre de descente, qui sont décalés dans le temps, et une seconde paire de signaux sur onde porteuse à partir de 1'interféromètre d'alignement sur l'axe de la piste qui sont décalés dans le temps l'un de l'autre ainsi que des signaux de la première. 30 6. Système d'atterrissage suivant la revendication 4 ou 5, caractérisé par le fait que l'impulsion de référence précède la paire de paires des impulsions. 7. Système d'atterrissage suivant la revendication 4 ou 5, caractérisé par le fait que la paire de paires d'impulsions 35 est suivie d'une impulsion de référence. 8. Système d'atterrissage suivant l'une des revendications 70 18101 10 2043528 4, 5, 6 ou 7, caractérisé par le fait que le récepteur détecte le déphasage entre la première paire de signaux sur onde porteuse pour déterminer l'angle d'élévation du récepteur à partir de l'emplacement de 1 *interféromètre de descente. 5 9. Système d'atterrissage suivant l'une des revendications 4, 5, 6 ou 7» caractérisé par le fait que le récepteur détecte le déphasage entre chacune des paires d'impulsions. t0o Système d'atterrissage suivant la revendication 9, caractérisé par le fait que le dispositif de retardement est prévu 10 pour créer une coïncidence dans le temps entre chacun des signaux de la première pair e et chacun des signaux de la seconde paire de signaux sur onde porteuse. 11. Système d'atterrissage suivant la revendication 1o, caractérisé par le fait que le dispositif de retardement est un 15 filtre de bande étroite. 12. Système d'atterrissage suivant la revendication 11, caractérisé par le fait que le filtre de bande étroite a une largeur de bande égale à l/20 de la largeur de l'onde porteuse ou une valeur inférieure à celle-ci. 20 13. Système d'atterrissage suivant la revendication 12, caractérisé par le fait que le filtre de bande étroite produit un signal d'impulsion qui vient en phase avec le signal sur onde porteuse. 14. Système d'atterrissage suivant l'une des revendications 25 9 à 13, caractérisé par le fait que le récepteur comprend un déphaseur variable pour chaque paire de signaux sur onde porteuse en vue de produire une polarisation pour une course désirée et un détecteur de phase servant à comparer le déphasage à la phase de polarisation pour obtenir un signal d'erreur proportionnel à la 30 déviation à partir de la course voulue.