La présente invention est relative aux radars et se rapporte plus particulièrement à un appareil indépendant de surveillance d'atterrissage pour aéronefs qui détecte une piste d'atterrissage d'aéroport et l'affiche sous la forme d'une représentation réelle en 5 perspective linéaire. Il a été mis précédemment au point un certain nombre d'appareils de guidage destinés à faciliter l'atterrissage des aéronefs. Toutefois, l'avènement des avions à réaction de transport de passagers géants et rapides, ainsi que la mise au point de systèmes d'-10 atterrissage automatique tels que les synthétiseurs de vol ont eu pour effet de nécessiter un dispositif embarqué de surveillance d'atterrissage d'avions qui soit indépendant de l'appareillage électronique de guidage au sol afin de permettre au pilote de surveiller progressivement l'approche finale de l'avion, l'impact et le roule-15 ment. Plus précisément, le besoin s'est fait sentir d'un dispositif d'atterrissage embarqué et indépendant qui donne au pilote l'assurance que l'indication fournie par l'appareil de radio-guidage d'atterrissage de l'avion est valable, que la position vraie de l'avion par rapport à l'axe de la piste et au seuil d'atterrissage est 20 satisfaisante et que la piste d'atterrissage est dégagée. Un tel appareil indépendant de surveillance de l'atterrissage est particulièrement intéressant pour les décollages ou les atterrissages à visibilité nulle ou faible et pour les atterrissages sur les aéroports dont les appareils de radio-navigation sont insuffisants ou inexis-25 tants. XI a été utilisé précédemment des radars à bord des avions pour éviter le sol et les autres avions. Toutefois, les appareils de radar d'avion mis au point précédemment n'ont généralement pas été utiles en tant qu'appareils d'atterrissage indépendants en raison 30 des déficiences d'affichage et de résolution de l'antenne. Les limitations d'affichage des appareils de radar de la technique antérieure ont rendu impossibles des décisions significatives d'atterrissage comme, par exemple, l'identification de la piste d'atterrissage et des pistes de circulation, ainsi que la détermination précise de 35 l'angle entre l'aéronef et l'axe de la piste. Par exemple, un radar indicateur de gisement classique fournit une présentation de la distance et de l'angle d'une piste dont l'aéronef s'approche, mais cet affichage présente une vue de la piste qui donne au pilote une perception erronée de l'altitude, n'indique aucune nécessité urgente ko d'atterrir et rend difficile le passage à un examen visuel de la COPY 71 25984 2. 2098430 piste. De plus, la présentation sur écran B et écran B retardé, pour laquelle la distance est portée en fonction d'un angle de balayage variable indépendant, assure une identification suffisante de la forme de la piste à longue distance lorsque la déformation angulai-5 re est minimale, mais produit une déformation extrême de la piste à l'altitude de décision minimale au cours de l'atterrissage, ce qui empêche le pilote de déterminer avec précision la piste d'atterrissage et les pistes de circulation et rend impossible de déterminer avec précision l'angle entre l'aéronef et l'axe de la piste. 10 Selon l'invention, un appareil de radar de cadrage de faible portée et haute résolution est monté à bord de l'aéronef et est indépendant de l'appareillage électronique au sol pour surveiller l'alignement de la piste et autres facteurs pendant les phases d'approche, d'impact et de roulement de l'atterrissage de l'aéronef. 15 L'appareil de l'invention utilise une antenne à haute résolution en combinaison avec un écran radar qui donne une vue "réelle" de la piste au pilote suivant une correspondance biunivoque par rapport à la perspective réelle. Le pilote peut alors identifier avec précision le seuil de la piste, déterminer avec précision l'angle avec 20 l'axe de la piste, mesurer le décalage latéral et passer progressivement à la vision de la piste. Selon l'invention, un dispositif de surveillance indépendant d'atterrissage pour aéronef comprend une antenne montée sur un aéronef et présentant un diagramme de rayonnement suffisant en site pour 25 détecter une piste d'atterrissage d'aéroport lorsque l'aéronef est dans la phase d'approche finale. L'antenne présente également un diagramme de rayonnement étroit en azimut pour assurer une résolution élevée de la détection de la piste. Un moteur fait tourner l'antenne suivant un angle en azimut qui est suffisant pour détecter 30 une piste d'atterrissage. Un émetteur-récepteur radar transmet et reçoit des impulsions radar au moyen de l'antenne. Un écran est commandé par le récepteur radar en affichant une indication visuelle de la piste, destinée au pilote de l'aéronef. Selon un autre aspect de l'invention, une antenne est montée 35 sur un aéronef et peut transmettre et recevoir des signaux radar afin de détecter une piste d'atterrissage d'aéroport au cours d'une approche en descente commandée. Le circuit émetteur-récepteur radar émet et reçoit des signaux radar par l'intermédiaire de l'antenne. Un écran présente visuellement la piste d'atterrissage dont l'aéro-40 nef se rapproche, qui correspond à la vue en perspective réelle de 71 25984 3. 2098430 la piste à partir de l'aéronef. Selon un autre aspect de l'invention, un dispositif de surveillance d'atterrissage d'avion comprend une antenne comportant un boîtier allongé et monté à rotation de manière à se déplacer hori-5 zontalement, à la partie avant de l'aéronef. Le boîtier supporte un guide d'ondes fendu monté dans un pavillon allongé afin de diriger un diagramme de rayonnement d'antenne plus étroit dans la direction azimutale que dans le plan de site. Un moteur est monté de manière à faire osciller le boîtier pour qu'il se déplace d'un angle azimu-10 tal suffisant pour détecter la piste d'atterrissage de l'aéroport pendant l'approche en descente commandée de l'aéronef. Des circuits émetteurs-récepteurs radar émettent et reçoivent des impulsions radar par l'intermédiaire de l'antenne. Selon un autre aspect de l'invention, un écran d'un appareil 15 radar comprend une surface d'affichage en même temps que les circuits permettant d'effectuer le balayage de cette surface d'affichage afin d'engendrer une indication radar visuelle." Les circuits commandent non linéairement le circuit de balayage pour fournir l'indication radar visuelle selon une perspective linéaire réelle. 20 Selon un autre aspect de l'invention, le dispositif d'afficha ge comprend un tube d'affichage radar comportant des circuits de commande des balayages horizontal et vertical. Les circuits actionnent les circuits de commande de balayage horizontal conformément au balayage azimutal de l'appareil radar. Les circuits actionnent 25 également les circuits de commande de balayage vertical en réponse au rapport entre l'altitude de l'avion et la distance radar instantanée pour afficher ainsi en perspective réelle la piste d'atterrissage dont l'aéronef se rapproche. Selon un aspect plus particulier de l'invention, l'appareil d'-30 affichage comporte un tube radar d'affichage comportant des circuits de balayage horizontal et vertical. Il est prévu des circuits pour faire fonctionner le balayage horizontal en synchronisme avec le balayage azimutal de l'appareil radar. Chacun d'une série de circuits conformateurs d'onde engendre une tension de sortie dont l'am-35 plitude varie en fonction de l'altitude de l'avion. Une série de réseaux de charge se chargent à la tension présentée par le circuit conformateur correspondant. Chacun des circuits de charge de tension présente une constante de temps différente. Il est prévu des circuits pour faire la somme des tensions engendrées par les réseaux ko de charge afin d'engendrer un signal de sortie destiné à commander 71 I2S984 4. 2098430 le circuit du balayage vertical du tube d'affichage radar sur lequel la piste d'atterrissage dont l'aéronef se rapproche est affichée en perspective réelle. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparai-5 tront au cours de la description suivante, donnée uniquement à titre d'exemple et faite en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la Fig. 1 est une vue schématique du diagramme de rayonnement de l'antenne de l'invention dans le plan de site pendant l'ap- 10 proche en descente commandée; - la Fig. 2 est une vue schématique du balayage azimutal du diagramme de rayonnement de l'antenne de l'invention? - la Fig. 3 est une vue schématique de l'installation de l'appareil radar de surveillance d'atterrissage de l'invention dans le 15 nez de l'aéronef; - la Fig. k est'un schéma de principe de l'appareil de surveillance d'atterrissage de l'invention; - la Fig. 5 est une vue en coupe axiale de l'antenne de l'invention; 20 - la Fig. 6 est une vue en plan, en partie en arraché, de l' antenne représentée à la Fig. 5? - la Fig. 7 est une vue en élévation de l'antenne représentée à la Fig. 5; - la Fig. 8 est une vue en perspective d'une partie de l'en- 25 semble de guide d'ondes fendu utilisé dans l'antenne représentée à la Fig. 5; - la Fig. 9 est un schéma de principe du circuit de commande de balayage d'antenne de l'invention; - la Fig. 10 est un schéma de principe du récepteur radar 30 utilisé dans l'appareil de l'invention; - la Fig. 11 est un schéma de principe de l'émetteur radar utilisé dans l'appareil de l'invention; - la Fig. 12 est un schéma de principe du circuit générateur de balayage utilisé pour commander l'affichage radar de l'invention 35 - les Fig. 13 et 14 sont des schémas montrant les relations existant entre la distance et l'altitude de l'avion lors de l'affichage de la piste pendant l'approche en descente commandée; - les Fig, 15 et 16 sont des schémas montrant des aspects du principe de fonctionnement de l'appareil d'affichage radar de l'in- 40 vention; ?1 25984 5. 2098430 - la Pig. 17 est un graphique montrant la relation existant entre l'angle de site, la distance et l'altitude, donnée par le présent appareil d'affichage; - la Fig. 18 est une représentation graphique des tensions non 5 linéaires utilisées pour commander le balayage vertical du présent appareil d'affichage radar; - les Fig. 19a à 19d sont des représentations schématiques de l'appareil d'affichage radar de l'invention pendant l'approche d'une piste d'atterrissage; 10 - la Fig. 20 est un schéma détaillé des générateurs de tension non linéaires du circuit générateur de balayage de l'invention; - la Fig. 21 est un schéma détaillé des circuits à retard destinés à engendrer le signal de suppression destiné à être utilisé dans le générateur de balayage de l'invention; et 15 - la Fig. 22 est un schéma détaillé des circuits d'emmagasina ge, de verrouillage et de sommation utilisés dans le circuit générateur de balayage de l'invention. Les Fig. 1 et 2 représentent schématiquement le fonctionnement de base de l'appareil de surveillance d'atterrissage de l'invention. 20 Un avion 10 est représenté à une position d'atterrissage pendant une approche d'une piste d'atterrissage 12 d'aéroport en descente commandée avec propulsion réduite. Comme représenté à la Fig. 1, le nez de l'avion 10 émet un faisceau Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, l'appareil radar de surveillance d'atterrissage a une portée maximale d'envi-35 ron 8 km, avec une portée d'environ 3,2 km pour la détection initiale de la piste d'atterrissage. L'avion 10 atterrissant avec des angles de descente commandée compris entre 2,5 et 3° est donc situé à 780 mètres environ de l'extrémité de la piste 12 à une altitude de 60 mètres et à 360 mètres de la piste 12 à une altitude de décision ko de 30 mètres. 71 25984 6. 2098430 La Fig. 3 est une vue en arraché de la partie de nez d'un avion classique, montrant les composants fondamentaux de l'appareil de surveillance d'atterrissage de l'invention. Une antenne 20 commandée mécaniquement est située dans le nez de l'avion et comprend 5 un réseau de guides d'onde fendus et allongés 22 qui est animé d'un mouvement alternatif autour d'un axe vertical 24. Comme on peut le voir à la Fig. 2, l'antenne 20 est balayée périodiquement de 15° de part et d'autre de l'axe longitudinal de l'avion 10 pour former l'angle de balayage 18 de 30°• Dans le mode de réalisation préféré, 10 l'antenne 20 est balayée à une fréquence de 2,5 Hz. Les impulsions radar sont émises par l'antenne 20 à travers des liaisons 26 à guide d'onde convenables qui s'étendent à partir d'un boîtier émetteur-récepteur 28. Les échos radar sont reçus par le circuit récepteur du boîtier 28. Un circuit générateur de bala-15 yage est contenu dans un boîtier 30 et fournit des signaux électriques par des conducteurs 32 à un écran radar de contrôle 34 monté dans le tableau de bord de l'avion. L'écran de contrôle 3k est de préférence constitué par un tube à mémoire à vision directe et possède une surface d'affichage 36 sur laquelle le pilote peut voir 20 une vue en perspective réelle de. la piste 12 dont l'avion s'approche. L'appareil de contrôle 3k comporte divers boutons de réglage et de sélection permettant d'obtenir des modes de balayage B et de représentation panoramique, si on le désire. Le circuit d'alimentation est contenu dans un boîtier 38. 25 L'appareil de surveillance d'atterrissage de l'invention est indépendant et pratique et est destiné à être utilisé sur les avions à réaction géants de transport de passagers. L'appareil radar à haute résolution de l'invention permet au pilote d'estimer visuellement l'alignement de l'avion avec l'axe de la piste pendant la pha-30 se finale d'approche, même dans le cas de conditions atmosphériques défavorables comme, par exemple, par temps de pluie, de neige ou de brouillard pour lesquelles la visibilité est totalement nulle. La Fig. k représente un schéma de principe de l'appareil de surveillance d'atterrissage. L'antenne 20 oscille sur un axe rota-35 tif ko sous l'action d'un moteur couple k2. Un transformateur de synchronisation ou de commande 44 détecte la position instantanée de l'antenne 20 et fournit un signal par un conducteur 46 à un circuit démodulateur de position d'antenne 48. Le démodulateur 48 engendre une tension continue variant lentement qui est appliquée à 40 vin circuit de commande de sortie 50 qui utilise le rapport cyclique 71 25984 7. 2098430 des impulsions de tension appliquées au moteur couple 42 afin d'entretenir l'oscillation désirée de l'antenne 20. Par exemple, si l'amplitude d'oscillation de l'antenne 20 commence à diminuer, le circuit de commande de sortie 50 excite le moteur couple 42 pour 5 qu'il augmente l'angle d'oscillation de l'antenne. L'antenne 20 est connectée par un circulateur 52 à un émetteur radar 54 et un récepteur radar 56. Le circulateur 52 joue le rôle d'un circuit duplexeur afin de coupler l'antenne 20 à l'émetteur 54 ou au récepteur 56. Un circuit de synchronisation 58 est connecté 10 de manière à commander l'émetteur 54 et comprend un circuit d'horloge (non représenté), contenant un oscillateur RC qui établit la fréquence des impulsions de l'appareil. Un circuit multivibrateur monostable (non représenté) est déclenché par l'horloge pour fournir l'impulsion maltresse de prédéclenchement de l'appareil. L'im-15 pulsion maltresse de prédéclenchement est appliquée par des circuits intermédiaires à diverses parties de l'appareil, comme décrit ultérieurement plus en détail. L'impulsion maltresse de prédéclenchement est appliquée par l'émetteur 54 à l'unité génératrice de balayage et en particulier aux 20 circuits de balayage en perspective réelle 60, et aux circuits de balayage panoramique et B 62. Un signal 60A d'entrée représentant l'altitude de l'avion est également appliqué au circuit de balayage en perspective réelle et des sorties sont engendrées pour être appliquées aux circuits de sélection de balayage 64. Les circuits de 25 sélection de balayage 64 sont commandés par des inverseurs d'une boite de commande 66. Lorsque le mode en perspective réelle est choisi, les circuits de balayage en mode réel 60 excitent des amplificateurs de déviation verticale et horizontale 68 pour faire apparaître une vue en perspective réelle sur le tube à mémoire à vision 30 directe 70. Lorsque le mode panoramique est choisi sur la boite de commande 66, les circuits de balayage panoramique 62 excitent les amplificateurs de déviation verticale et horizontale 68, pour faire apparaître une vue panoramique d'une manière bien connue sur le tube à vision directe 70. Lorsque le mode de balayage B est choisi sur 35 boîte de commande 66, le circuit de balayage B 62 excite les am plificateurs 68 de déviation verticale et horizontale pour faire apparaître une représentation en mode de balayage B classique sur le tube à vision directe 70. L'énergie est fournie aux diverses parties de l'appareil par des sources d'alimentation convenables 72. 40 Le récepteur 56 est du type quasi-logique et engendre des 71 25984 8. 2098430 signaux qui sont appliqués par des conducteurs 74 aux amplificateurs vidéo 76. Un circuit de suppression et de compensation d'intensité 78 fournit un signal de suppression à l'amplificateur 76. L'amplificateur 76 applique les signaux vidéo et de suppression am-5 plifiés à l'alimentation 80 du canon d'écriture afin de commander l'intensité du faisceau électronique d'écriture du type 70» La commande d'intensité 82, montée sur le tableau avant de l'écran radar, commande le gain de l'amplificateur 76 qui commande à son tour la brillance de 1 * information vidéo affichée sur le tube à vision di-10 recte. La commande de mémoire 82; montée également sur le tableau de commande de l'écran radar, sert à commander la persistance de l'écran radar. La commande de mémoire agit sur le circuit générateur d'effacement 86 et lui fait appliquer un train d'impulsions à rapport cyclique variable à l'électrode de fond du tube 70. Celui-15 ci commande à son tour la quantité d'information effacée sur la surface du tube à mémoire. Le générateur d'effacement 86 fournit également une impulsion qui coïncide avec l'impulsion d'effacement, à un tube (non représenté) qui fait tomber la tension de l'alimentation 88 de l'écran de vision à un niveau très faible pendant la du-20 rée de l'impulsion d'effacement. Ceci élimine les éclats lumineux qui apparaîtraient autrement pendant la durée de l'impulsion d'effacement. L'alimentation du canon 84 fournit la tension nécessaire au tube à mémoire à vision directe pour que le "faisceau d'éclaire-ment" soit convenablement collimaté. La commande de gain du récep-25 teur fournit un signal au récepteur 56 pour faire varier l'amplitude du signal vidéo qui est appliqué à l'écran radar. Le tube à mémoire JO est de conception classique et un tube convenant pour l'invention possède une vitesse d'écriture de 1 143 000 cm par microseconde et est fabriqué et vendu par la West— 30 inghouse Corporation. Fondamentalement, le canon de projection du tube à mémoire éclaire une grille qui est chargée sélectivement par le canon d'écriture du tube. Le tube présente ainsi une persistance qui est déterminée pair le rapport cyclique du générateur d'effacement qui reçoit des impulsions afin d'effacer l'image présente sur 35 1® tube à mémoire. Les circuits de suppression de l'appareil interdisent l'affichage pendant la durée de retour du spot de balayage. Les circuits de suppression permettent l'affichage de signaux vidéo et de symboles sur le tube à mémoire pendant la partie active des balayages. Les circuits de compensation d'intensité 78 fournis-40 sent un signal de compensation qui est superposé à l'impulsion de 71 25984 9- 2098430 suppression pour corriger les différences entre les vitesses de balayage et la densité des échos radar sur différentes zones de l'écran. L'emploi du tube à mémoire 70 est avantageux pour l'appareil de l'invention en ceci que le tube remplit une fonction d'intégra-5 tion. Par conséquent, les impulsions faibles reçues par l'appareil tendent à être intégrées par suite du fait qu'un grand nombre d'échos radar frappent la même cellule de résolution de l'écran du tube. Un dispositif de poursuite de distance 90 reçoit l'impulsion 10 maîtresse de prédéclenchement du synchroniseur 58, le signal vidéo radar du récepteur 56 et le signal de position d'antenne du démodulateur 48. Le dispositif de poursuite 90 engendre des signaux indiquant la distance entre l'avion et le point où il touchera la piste. Dans le mode de réalisation préféré, une série de réflecteurs pas-15 sifs sont disposés sur le bord de la piste d'atterrissage d'une façon prédéterminée et codée pseudo-aléatoirement et le dispositif de poursuite 90 détecte les échos radar provenant des réflecteurs afin de déterminer avec précision la distance entre l'avion et ces réflecteurs. 20 L'information de distance engendrée par le dispositif 90 est appliquée à des amplificateurs J6 pour être affichée sur le tube 70. L'information de distance est également appliquée à un calculateur de descente 92 qui détecte les amplitudes relatives des signaux radar réfléchis par des réflecteurs prédéterminés situés près de la 25 piste afin d'engendrer des signaux indiquant la position de l'avion par rapport à la pente de descente sur la piste. Les indications sont appliquées aux amplificateurs 76. Les Pig. 5 à 7 représentent l'ensemble d'antenne 20. Un élément généralement cylindrique 100 est destiné à être fixé rigidement à 30 une cloison en forme de radome dans le nez d'un avion. Un boîtier 102 est connecté à l'élément cylindrique 100 et supporte l'ensemble d'antenne oscillant. Un boîtier inférieur 104 contient un joint rotatif 106 qui permet la rotation entre un élément de guide d'ondes 108 fixe et un élément de guide d'ondes 110 qui est fixé à l'antenne 35 oscillante. L'ensemble de guide d'onde 108 est connecté à l'émetteur et au circuit de réception de l'appareil. L'ensemble entier de guide d'ondes de l'appareil est normalement pressurisé au Préon 116. Un transformateur de commande 111 est connecté à un moteur couple comportant un rotor 112 et un stator ainsi qu'un boîtier 114• Le trans-40 formateur de commande 111 détecte la position de l'antenne et four 71 25984 10. 2098430 nit des signaux à la boucle de commande de l'antenne décrite précédemment afin d'appliquer des signaux de commande au moteur couple pour entretenir l'oscillation désirée de l'antenne. L'arbre de sortie 116 du moteur couple est monté dans des pa-5 liers 118 et est fixé à un boîtier d'antenne 120 pour assurer son oscillation. Un arbre 122 est fixé à l'extrémité supérieure du boîtier 124 qui est boulonné sur le boîtier 102. Un boîtier externe 126 est raccordé à l'antenne oscillante et est monté dans des paliers 128 et 130 en vue de sa rotation relative par rapport au boî-10 tier fixe de l'ensemble d'antenne. L'extrémité inférieure de l'arbre 122 est reliée à un élément 132 en forme de U qui reçoit une partie centrale d'un ressort métallique 134 allongé et souple. Un boulon 136 permet de serrer fermement l'élément 132 en forme de U au centre du ressort 134. Comme mieux représenté à la Fig. 6, le 15 ressort 134 s'étend suivant la longueur du boîtier d'antenne 120. Les extrémités du ressort 134 sont libres mais sont reçues de façon coulissante entre des galets 140 à une extrémité et des galets 142 à l'autre extrémité. Lorsque le boîtier d'antenne oscille, le ressort 134 s'infléchit et tourne par rapport aux galets 140 et 142. 20 Le ressort 134 emmagasine de l'énergie lorsque lç boîtier d'antenne tourne et tend à ramener le boîtier à sa position antérieure. Une partie de boîtier arrière 146 est fixée au boîtier 120 pour donner à l'antenne une forme aérodynamique. Un radome 148 dirigé vers l'avant est également fixé au boîtier 120. Le radome 148 25 est construit de préférence en un matériau tel que des fibres de verre pour laisser passer les signaux radar. Un pavillon réflecteur d'antenne 150 est disposé suivant la longueur avant de l'antenne et comprend un guide d'ondes 152 disposé suivant sa longueur. Le guide d'ondes 152 est connecté à un guide 30 d'ondes 110. Un polariséur 154 de type à grille quart d'onde est monté dans le réflecteur 150 et est de préférence en un matériau diélectrique de type mousse. Un élément de canal de support 156 est connecté au réflecteur 150. Comme représenté à la Fig. 6, lors de son fonctionnement, l'an-35 tenne est balayée autour de l'axe vertical passant par l'arbre 122 d'un angle de 30° environ ou de 15° de part et d'autre de la position "frontale" de l'antenne. Le ressort 134 facilite l'entretien des oscillations de l'antenne et les signaux d'erreur fournis par le circuit de commande du transformateur de commande au moteur cou-40 pie aident à maintenir l'oscillation de l'antenne à l'angle prédé 71 25984 2098430 terminé, Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, l'antenne a une longueur d'environ 152 cm et une largeur de 18 cm. L'antenne de l'invention fonctionne de préférence dans la bande Ka de 33 à 38 5 GHz. Avec une perte d'antenne de 2,5 dB, le gain d'antenne dans le cas de l'appareil préféré est d'environ 33,5 dB. L'antenne de l'invention est du type à réseau de guides d'ondes fendus. Plus particulièrement, on se réfère maintenant à la Fig. 8 qui représente un élément de guide d'onde fendu 152 et uti-10 lisé dans l'antenne de l'invention. Une série de fentes 160 est inclinée dans une première direction tandis que des fentes alternées 162 sont inclinées dans une direction opposée, les fentes étant prévues dans la face avant du guide d'onde. Les fentes sont réparties régulièrement sur la paroi avant étroite du guide d'onde 152 15 et sont destinées à résoimer à une fréquence double de la bande de longueur d'onde du guide. Ainsi, pour la résonance, toutes les fentes rayonnent en phase et le faisceau est orienté perpendiculairement à la longueur du réseau. A la résonance, les fentes 160 et 162 deviennent des conductances pures et s'ajoutent du fait qu'elles 20 sont en parallèle dans le circuit de transmission. A la fréquence de résonance, la charge est ainsi purement résistive et est égale à la somme des conductances des fentes. Pour irradier convenablement le réseau, de l'énergie est extraite de l'onde qui se propage lorsque chaque fente est irradiée. 25 De ce fait, la conductance des fentes augmente avec la distance par rapport au point d'alimentation des guides d'onde, de sorte qu'il en résulte une conductance totale de beaucoup supérieure à l'unité et donc un défaut important d'adaptation résistive à la résonance. Pour cette raison, le réseau de l'invention est utilisé à une fré-30 quence légèrement supérieure à la fréquence de résonance. Le faisceau est ainsi pointé dans une direction située à une ou deux largeurs de faisceau du côté d'émission de l'antenne. Dans ces conditions, on obtient un taux d'ondes stationnaire, inférieur à 1,2 à 1. L'antenne du mode de réalisation préféré de l'invention fonctionne 35 à 178 longueurs d'ondes dans la bande Ka. Pour une description plus détaillée du principe de fonctionnement de ces réseaux de guide d'onde fendus, on se référera à l'ouvrage "Antenna Engineering Hand-book", par H. Jasik, 1961, chapitre 9» McGraw Hill, Etats-Unis d'Amérique. 40 L'élément polariseur plan quart d'onde 154 convertit la polari 71 25984 «• 2098430 sation horizontale du réseau de guides d'onde fendus en une polarisation circulaire. Le polariseur 154 est un dispositif quart d'onde comprenant une série de lames métalliques étroites, régulièrement espacées et supportées par un matériau diélectrique à faible perte 5 du type "Eccofoam". L'orientation des lames métalliques est de 45° par rapport à la polarisation de l'antenne afin de convertir la polarisation linéaire en polarisation circulaire. Un taux d'annulation intégré de 17 dB peut être facilement réalisé avec cette technique de polarisation circulaire. 10 Bien que ce ne soit pas représenté dans le mode de réalisation préféré de l'antenne, le guide d'onde 152 suit un second parcours suivant la longueur de l'antenne dans le sens Inverse pour maintenir une charge symétrique de celle-ci. Le guide d'onde et le pavillon réflecteur d'antenne sont construits généralement en aluminium 15 et sont fixes l'un par rapport à l'autre. Le moteur couple choisi pour le mode de réalisation préféré de l'invention est un moteur couple à courant continu sans balais comportant un rotor constitué par un aimant permanent et un stator rond constitué par un bobinage toroldal. Les caractéristiques nominales du moteur sont t un dépla-20 cernent angulaire - 25 continu à 8 watts et un couple maximal de 222 g-cm. Une bouteille de réserve de Fréon 116 à haute pression est montée près de l'extrémité éloignée du guide d'onde et alimente celui-ci en Fréon 116 pressurisé au moyen d'un réducteur de pression préréglé. Un manomètre s'ajustant sur la bouteille permet de véri-25 fier l'alimentation et un dispositif similaire combiné à la vanne d'admission est prévu à l'extrémité du guide d'onde qui est adjacente à la charge pour permettre de vérifier la pression dans le guide d'onde et de décharger l'appareil avant entretien. La Fig. 9 représente un schéma de principe du circuit de com-30 mande du mouvement oscillatoire de l'antenne 42. Le dispositif de synchronisation 44 comprend un transformateur linéaire qui engendre un signal modulé de 2000 Hz appliqué à un circuit démodulateur de sortie 168. Une tension de référence, qui est de préférence la tension d'alimentation de 2000 Hz de l'avion, est appliquée au disposi-3 5 tif de synchronisation 44 ainsi qu'à un circuit démodulateur de référence et de sommation des décalages 170. Le circuit 170 compense les variations d'amplitude de la tension d'alimentation de l'avion et fournit une tension d'amplitude constante à un multiplicateur 172. Le circuit 170 empêche ainsi la détection des variations d'am-40 plitude de la tension d'alimentation de l'avion ainsi que les 71 25984 13. 2098430 variations de la position de l'antenne. La sortie du démodulateur de sortie 168 est un signal continu variant lentement à la fréquence de balayage de l'antenne qui, dans le mode de réalisation préféré, est de 2,5 Hz. La sortie du démodu-5 lateur 168 est ainsi sensible à la position instantanée de l'antenne 20. La sortie du multiplicateur 172 engendre un signal sensible à la position de l'antenne et l'applique à un déphaseur de 90° 174 et à un amplificateur de valeur absolue 176. Le déphaseur 174 décale la sortie sinusoïdale provenant du multiplicateur 172, de sorte 10 que les points auxquels cette sortie passe par zéro représentent l'apparition des crêtes des formes d'ondes. Un détecteur 178 de passage par zéro dans le sens positif engendre une indication électrique des pointes d'amplitudes positives du signal de position d'antenne, tandis qu'un détecteur 180 de passage par zéro dans le 15 sens négatif fournit des indications des crêtes de tension négative du signal de position d'amplitude. La sortie du détecteur 178 est appliquée à une entrée d'un circuit logique OU ainsi qu'à l'entrée de déclenchement d'un multivibrateur monostable 184 délivrant des impulsions de tension de 20 largeur variable. La sortie du détecteur 180 est également appliquée au circuit logique OU 182 ainsi qu'à l'entrée de déclenchement d'un multivibrateur monostable 186 délivrant des impulsions de tension de largeur variable. Le multivibrateur 184 est déclenche' par l'apparition de chaque crête positive du signal de position d'am-25 plitude, tandis que le multivibrateur 186 n'est déclenché que par l'apparition des crêtes négatives du signal de position d'antenne. La sortie du circuit logique OU 182 est appliquée à un amplificateur d'échantillonnage et de maintien 188. L'amplificateur de valeur absolue 176 redresse le signal de position provenant du mul-30 tiplicateur 172 et fournit une tension de sortie positive indiquant les deux positions extrêmes gauche et droite de l'antenne. Cette information est appliquée à l'amplificateur d'échantillonnage et de maintien 188 qui engendre une tension positive représentant la position extrême gauche et droite de l'antenne uniquement lorsqu'une 35 tension de crête de position est détectée par le circuit logique OU 182. Cette tension est appliquée aux multivibrateurs 184 et 186. Comme les multivibrateurs 184 et 186 sont déclenchés en alternance par des détecteurs 178 et 180, une impulsion de sortie est engendrée en alternance par les multivibrateurs et représente les positions 40 extrêmes gauche et droite de l'antenne. 71 25*584 1*. 2098430 La largeur des impulsions de sortie des multivibrateurs dépend de la position détectée de l'antenne. Les impulsions de sortie des multivibrateurs sont appliquées à une matrice d'excitation 188 qui peut comprendre un transistor de puissance ou un circuit à redres-5 seur commandé au silicium. Les impulsions de sortie sont alors appliquées au moteur couple 42 afin de commander la position de l'antenne. L'une des impulsions de sortie excite le moteur k2 dans le sens des aiguilles d'une montre tandis que l'autre impulsion de sortie excite le moteur k2 dans le sens inverse de celui des aiguil-10 les d'une montre. Si l'oscillation de l'antenne commence à ralentir, la largeur des impulsions de sortie des multivibrateurs est augmentée pour accroître l'excitation de l'antenne. Inversement, si les positions extrêmes gauche et droite de l'antenne commencent à dépasser des limites prédéterminées, la largeur des Impulsions de sortie 15 des multivibrateurs 184 et 186 diminue afin de réduire l'excitation du moteur 42. La Fig. 10 représente un schéma de principe du récepteur radar de l'invention. Les signaux radar reçus par l'antenne sont appliqués en 52A au circulateur en ferrite 52 précité. Une charge 200 20 est fixée au circulateur en ferrite 52 pour essayer le récepteur. Le magnétron de l'émetteur est également connecté en 52B au circulateur 52. Le circulateur 52 fonctionne en duplexeur pour ne pouvoir utiliser qu'une seule antenne. Les signaux provenant de l'émetteur sont échantillonnés au moyen d'un coupleur 202 et sont appliqués 25 par l'intermédiaire d'un circuit de surveillance d'énergie 204 à une entrée d'une porte N0N-ET 206 et à l'appareillage d'essai incorporé de l'appareil. Les signaux reçus de l'antenne sont transmis au circulateur 52 qui peut être le circulateur R-641-LS fabriqué et vendu par Ferro-30 tech, Inc., à un commutateur émission-réception 208. Le commutateur 208 peut être constitué, par exemple, par le tube commutateur MA-3773 fabriqué et vendu par Microwave Associates. Un circuit d'entretien 210 polarise le commutateur 208 de façon qu'il soit à la limite de la rupture afin d'assurer l'isolation des signaux de ma-35 nière connue. Les signaux reçus sont appliqués en outre à un commutateur à ferrite 212 qui assure un affaiblissement supplémentaire de l'impulsion transmise. Le commutateur en ferrite peut être constitué, par exemple, par le commutateur LTW-103 fabriqué et vendu par Ferrotech, Inc. L'impulsion maîtresse de prédéclenchement est 40 appliquée en 214A à un circuit d'excitation de commutateur 214 afin 71 25984 15. 2098430 de commander le fonctionnement du commutateur en ferrite 212. Les signaux du récepteur sont appliqués à un mélangeur de signaux comprenant des diodes 216 et 218 connectées à des bornes de polarités opposées. Une résistance 220 est connectée aux bornes des 5 diodes et est également connectée aux deux entrées d'une porte NON-ET 222. Un oscillateur local 224 à transistors comprend un oscillateur commandé par tension qui applique un signal de 50 mW à une fréquence de 1,458 GHz à un amplificateur de puissance qui augmente la puissance d'un watt environ. Le signal est appliqué ensuite à un 10 multiplicateur par 6 qui est constitué de préférence par un dispositif à pellicules minces. Le signal de 250 mW obtenu à 8,75 GHz est appliqué à un multiplicateur par 4 pour obtenir le signal final de 10 bV à 32,94 GHz + 150 MHz. Ce signal résultant est appliqué à un circuit d'isolation 226 pour être mélangé avec les signaux reçus. 15 La fréquence appliquée à un amplificateur linéaire 228 comprend une fréquence intermédiaire de 60 MHz. Le signal de fréquence intermédiaire est amplifié par l'amplificateur linéaire 228 et un signal de commande de sensibilité en fonction du temps est appliqué afin de réduire la saturation du ré-20 cepteur lorsque la distance de la cible diminue. Le signal de commande de sensibilité en fonction du temps est appliqué en 230A par un générateur 230 qui est commandé par l'impulsion maîtresse de prédéclenchement de l'appareil. Les signaux amplifiés sont appliqués à un post-amplificateur logarithmique 232 dans lequel ils sont am— 25 plifiés de 80 dB. Une commande manuelle de réglage du gain est appliquée en 232A à l'amplificateur 232. L'amplificateur 232 présente une caractéristique linéaire-logarithmique adaptée à la gamme dynamique de l'appareil pour assurer une présentation optimale de l'information radar relative à la cible. Dans le mode de réalisation 30 préféré, l'amplificateur 232 comprend sept étages d'amplification qui fonctionnent tous avec des signaux à faible puissance. Les étages commencent à se saturer un par un lorsque le signal reçu devient plus puissant afin de fournir une tension de sortie qui est une fonction linéaire de la puissance d'entrée appliquée à l'appareil. 35 La sortie de l'amplificateur 232 est appliquée à un détecteur et amplificateur vidéo 234 qui contient un étage de sortie à charge d'émetteur. Le détecteur 234 régule le signal de 60 MHz et fonctionne comme un détecteur d'enveloppe afin d'engendrer une impulsion vidéo de tension. L'amplificateur 232 peut être mis en mode de fonc-40 tionnement à constante de temps rapide au gré de l'opérateur. Le 71 25984 16. 2098430 mode de fonctionnement à constante de temps rapide permet de morceler des cibles de grande dimension, comme par exemple des bâtiments de gare ou des zones résidentielles, afin d'empêcher la saturation de l'écran radar. Les impulsions vidéo de tension sont appliquées 5 en 234A à l'indicateur de l'appareil d'une manière décrite ultérieurement plus en détail. Un coupleur de surveillance d'énergie 236 détecte les signaux émis par le magnétron et les applique à un mélangeur à commande automatique de fréquence comprenant les diodes 238 et 240 connectées 10 à des bornes de polarités opposées. La sortie de l'isolateur 226 est également surveillée par un coupleur 242 et est appliquée au mélangeur à commande automatique de fréquence. Lorsque l'appareil fonctionne convenablement, le signal mélangé doit travailler à la fréquence intermédiaire et il est appliqué par l'intermédiaire d'un 15 amplificateur limiteur 244 au circuit de commande automatique de fréquence 246. La sortie du circuit 246 est appliquée à une entrée de la porte 222. Le mélangeur à commande automatique de fréquence est également connecté à deux entrées de la porte 222. Le circuit de commande automatique de fréquence 246 est connecté par l'intermé-20 diaire d'un bras mobile de commutateur 248 qui peut être connecté k l'oscillateur local 224 et à une borne 250. La borne 250 est connectée à une résistance de charge d'essai 252 qui est elle-même connectée à la masse. Le circuit de commande automatique de fréquence décrit ci-des-25 sus maintient le récepteur en synchronisme de fréquence avec l'émetteur. Lorsque le récepteur fonctionne convenablement, le signal obtenu du mélangeur à commande automatique de fréquence est à la fréquence intermédiaire. Le signal mélangé est appliqué au circuit de commande automatique de fréquence 246 qui contient des circuits 30 discriminâteur et oscillateur de référence afin d'engendrer un signal continu destiné à commander l'oscillateur local 224. S'il est impossible de porter l'oscillateur 224 & la fréquence désirée, le signal résultant est appliqué à la porte 222 et à la porte 206 afin d'actionner un voyant indicateur de défaillance 264 situé sur le 35 tableau de bord de l'avion. De plus, la présence d'une énergie de sortie de crête minimale de l'émetteur est détectée par le circuit de surveillance d'énergie 204 et le voyant indicateur de défaillance 254 est excité si l'énergie de sortie est inférieure à une valeur minimale prédéterminée. 40 La présence du courant de polarisation du cristal mélangeur est 71 25984 17. 2098430 également déterminée par la porte 222 et le voyant indicateur de défaillance 254 s'allume si une défaillance du courant se produit. L'allumage du voyant indicateur de défaillance 2$k indique un état inférieur aux conditions nominales et minimales mais n'indique pas 5 nécessairement une défaillance complète du radar. L'opérateur doit juger du moment où l'information présentée par l'appareil s'est détériorée au point d'être complètement inutilisable. Pour permettre à l'opérateur de prendre une telle décision, le bras mobile 248 du commutateur peut être mis à la position d'essai manuel de commande 10 automatique de fréquence et un bras mobile 256 de commutateur peut être mis à une position connectant la sortie de l'amplificateur linéaire 228 à une ligne de test 258. La ligne de test 258 engendre une série d'impulsions à fréquence intermédiaire espacées les unes des autres d'une durée prédéter-15 minée de 3,09^us par exemple, ces impulsions étant appliquées à l'amplificateur 232 pour être affichées sur l'écran de l'appareil de l'invention. Six lignes horizontales sont affichées sur l'écran radar en même temps qu'une ligne verticale dont la position correspond à la ligne de vol de l'avion. Ceci est réalisé en simulant une alti-20 tude de 150 mètres sur l'écran. La ligne 258 est mise en service par une impulsion affaiblie de l'émetteur qui l'excite afin d'engendrer un train d'impulsions de 60 MHz qui sont espacées de 600 mètres dans la gamme radar et dont l'amplitude diminue lorsque la distance augmente. Les trains d'impulsions produits par la ligne 258 sont 25 affichés sur l'écran sous forme de lignes horizontales pour indiquer un fonctionnement correct des circuits de déplacement de l'antenne, de synchronisation et d'affichage. L'amplitude des impulsions injectées dans l'amplificateur 232 est telle que les six lignes horizontales produites sur l'écran ra-30 dar sont équivalentes à des distances de 600 mètres, 1200 mètres, 2400 mètres, 3000 mètres et 36OO mètres vues de 150 mètres. La septième impulsion et les suivantes de la ligne 258 sont inférieures au seuil de l'appareil et ne sont donc pas affichées. Les lignes affichées sur l'écran par la ligne 258 fournissent une bonne indica-35 tion d'un réglage approprié de la commande de gain du récepteur et, si moins de six lignes sont affichées lorsque l'appareil est mis sur la position d'essai, la sensibilité du récepteur est inférieure aux valeurs nominales minimales. La trace repère verticale qui apparaît sur la face de l'écran en mode d'essai est positionnée par le dis-40 positif de synchronisation de positions d'antenne. La position 71 25984 18. 2098430 horizontale de la trace repère vertical par rapport à l'axe est une mesure de la linéarité et de la précision des balayages d'affichage à la position de site. Pour une description supplémentaire du fonctionnement du ré-5 cepteur radar, on se référera à l'ouvrage "Introduction to Radar Systems", chapitre 8, de Merril I. Skolnik, 1962^ McGraw-Hill. La Fig. 11 représente un schéma de principe de l'émetteur radar de l'invention. L'énergie d'entrée est appliquée en 280A à l'appareil par l'alimentation de 400 Hz de l'avion et traverse un 10 dispositif de filtrage 280 qui élimine les composantes à haute fréquence de cette tension. Un relais commutateur triphasé 282 applique le signal de 400 Hz à un transformateur de plaque 284. Un circuit 286 de protection contre les surcharges interdit la surcharge de l'appareil et un circuit à relais 288 alimente le filament du 15 magnétron en courant. Le courant est fourni au filament du thyratron du circuit par l'intermédiaire d'un transformateur 290. Un pont triphasé 292 fournit une tension redressée par l'intermédiaire d'un filtre en L 294 à une bobine de charge 296. Un circuit de fuite 298 assure la protection du filtre 294 contre les courants 20 de décharge lorsque l'appareil est coupé. La bobine de charge 296 comprend des inductances qui constituent une charge à haute impédance pour l'appareil. La tension est appliquée par l'intermédiaire d'un ensemble de diodes 300 au thyratron émetteur 302. Un module de déclenchement 304 applique des impulsions de déclenchement & la 25 grille du thyratron 302. La sortie du thyratron 302 est appliquée par l'intermédiaire d'un réseau conformateur d'impulsions 306 qui fournit des impulsions lorsque le thyratron 302 s'amorce. Les impulsions du réseau 306 sont appliquées à un transformateur d'impulsions 308 qui applique des impulsions au magnétron 310. Le modula-30 teur de l'invention est à bain d'huile afin d'éliminer les ruptures de tension aux altitudes élevées et pour satisfaire aux essais de décompression nécessaires pour se conformer aux spécifications d'environnement FAA. Bien qu'un certain nombre de magnétrons à bande Ka soient disponibles dans le' commerce, le mode de réalisation pré-35 féré de l'invention utilise un tube accordable L-4564 fabriqué et vendu par Litton Industries qui est modifié de manière à fournir une puissance de crête de 80 Ktf. L'énergie nécessaire au magnétron 310 est appliquée par l'intermédiaire d'un transformateur pour filament 312. La sortie du magnétron 310 est appliquée au circulateur 40 52. 71 25984 19 2098430 Le dispositif de synchronisation 58 fournit l'impulsion maîtresse de prédéclenchement nécessaire aux opérations de minutage de l'appareil, de la manière décrite précédemment. Lors du fonctionnement de l'émetteur radar, le dispositif de 5 synchronisation 58 fournit une impulsion maîtresse de prédéclenchement au module de déclenchement 304 qui la retarde afin de fournir le signal de déclenchement du thyratron. Le thyratron 302 possède normalement une impédance élevée et le réseau conformateur d'impulsions 306, qui comprend de préférence une chaîne de circuits LC, 10 est chargé à la tension de plaque appliquée au thyratron 302. Lorsque le thyratron est amorcé., le réseau conformateur d'impulsions 306 se décharge dans le transformateur d'impulsions 308 qui élève la tension pour fournir une tension d'attaque élevée au magnétron 310. Une impulsion de 40^*is de largeur est engendrée par le réseau 15 306 pour être appliquée au magnétron 310. L'ensemble de diodes 300 fournit un parcours de retour à l'énergie qui n'est pas transférée au magnétron par suite du défaut d'adaptation entre le réseau conformateur d'impulsions et le transformateur d'impulsions pendant la décharge. Le modulateur est protégé par le circuit de protection 20 286 contre les surcharges produites par des courants excessifs de ligne, la formation d'arc dans le magnétron ou les circuits ouverts du magnétron. En présence d'une surcharge, l'énergie triphasée appliquée à l'alimentation en haute tension du modulateur est coupée. Pour une description plus détaillée du fonctionnement de l'é-25 metteur radar, on se référera au chapitre 6 de l'ouvrage de Skolnik précité. La Fig. 12 représente un schéma de principe du circuit générateur de balayage. Les informations 350A et 350B indiquant l'altitude radar et l'altitude barométrique provenant de l'appareillage de 30 mesure d'altitude monté à bord de l'avion sont appliquées au lirni-teur 350 de sorte que l'appareil de l'invention ne fonctionne pas à une altitude inférieure à 15 mètres. Le filtre 350 tend également à filtrer les signaux d'altitude afin d'éliminer la détection d'arbres, de tours, etc. Les signaux filtrés sont ensuite appliqués à 35 trois réseaux conformateurs d'ondes 352, 354 et 356. Le réseau conformateur 352 est décrit ultérieurement plus en détail et il donne à la forme d'onde d'entrée une forme telle que le signal de sortie varie en amplitude par rapport à l'altitude de la manière représentée. 40 La tension mise en forme est appliquée à un circuit RC compre 71 25084 20. 2098430 nant une résistance 358 et un condensateur 360. Un circuit de verrouillage à diode 362 commande la charge du circuit âC. La tension de sortie mise en forme du réseau 35-+ est appliquée a un circuit R comprenant une résistance 364 et un condensateur 366, l'opération 5 d'emmagasinage de ce circuit étant commandée par un circuit de ver rouillage à transistors 368. De même, la tension de sortie mise en forme du réseau 356 est appliquée à un circuit RC comprenant une résistance 370 et un condensateur 372. Un circuit de verrouillage transistor 374 est connecté aux bornes du condensateur 372. 10 Chacune des tensions de sortie des réseaux 352, 354 et 356 es appliquée à une entrée d'un circuit additionneur et soustracteur 376. La somme des trois tensions mises en forme est ensuite soustraite d'une tension d'entrée de référence appliquée par une borne 378 qui représente un angle d'élévation maximal de référence par 15 rapport à l'horizontale de 12,1°, La sortie du circuit 376 représe te donc la tension nécessaire pour porter les réseaux 352 à 356) à un angle d'élévation maximal de 12,1°. Le signal de sortie du circuit 376 est appliqué à un circuit RC comprenant une résistance 38 et un condensateur 382. Un circuit de verrouillage à diode 384 est 20 connecté aux bornes du condensateur 382 pour le commander. Un aspect important de l'invention est le fait que les consta tes de temps des divers circuits RC du générateur de balayage varient. Ainsi, la valeur du condensateur 372 est égale à 125 fois celle du condensateur 360, tandis que la valeur du condensateur 3^ 25 est 25 fois celle du condensateur 360. La valeur du condensateur 382 est cinq fois celle du condensateur 360. Les formes d'onde de tension exponentielle engendrées sur les condensateurs 360, 366, 372 et 382 (lorsque les cxrcuits de verroi lage sont desexcités), sont appliqués à une entrée d'un amplifiea-30 teur de aoiiwiation 3.90, dont la sortie est appliquée par l'intermédiaire d'une commande à relais de sélection 392 à un amplificateu: d'attaque job. La somme des tensions exponentiel!>3, engendrées lorsque les circuits RC sont déverrouillé s et peu/ent se charger : la t-znai-in présentée par Las oircuil s conformâtcorrespondant; 3 5 vax-ie '1 n-sn près 'suivant ua rapport entre 1 ' alfci • ■■ ; • on le temps, ou distance radar , La sortie de 1 'ampli 1'.' oataur d'attp--;; 3?4 3ert à commander le circuM: Je '"crpation de .la ir-jice vertica. affichée 3ur L'écran radar. Ce -l.jnaL du -sorti» -.n signal non linéaire fournissant une vue en perspective réel;s as la piste d'-40 atterrissage dont l'avion a'approche. Le aignal ;5 -.-Mtuae limité BAD ORIGINAL COPY 71 25984 ai. 2098430 et filtré est également appliqué à un circuit à retard 398 commandé par tension, La sortie du circuit à retard 398 commande le moment auquel le balayage d'un univibrateur 400 est déclenché, la sortie de celui-ci étant appliquée de manière à commander chacun des cir-5 cuits de verrouillage 362, 368, 374 et 384. L'impulsion maîtresse de prédéclenchement est appliquée également au circuit à retard 398 et au générateur de symboles, de repères de distance et de ciel 402. Le signal de balayage horizontal est appliqué en 402A au générateur 402 pour le commander. Après le re-10 tard déterminé par le circuit 398, 1'univibrateur de largeur de balayage 400 déverrouille les circuits de verrouillage 362, 368, 374 et 384, de sorte que les circuits RC commencent à se charger en fonction de leurs diverses constantes de temps aux niveaux de tension présentés par les réseaux conformateurs correspondants. La 15 somme des formes d'ondes de tension engendrées par les circuits RC représente le rapport entre l'altitude de l'avion et la distance radar. Le retard introduit par le circuit 398 est linéairement proportionnel à l'altitude de l'avion. A la fin de la période de 1'univibrateur de largeur de balayage, les circuits de verrouillage ver-20 rouillent les condensateurs au potentiel de la masse. Lorsque les divers circuits de verrouillage sont déverrouillés, les tensions engendrées dans les circuits RC sont appliquées à l'amplificateur de sommation 390 pour faire fonctionner le circuit de production de ligne verticale sur l'écran d'affichage. Le signal 25 modulé représentant la position de l'antenne, appliqué par le dispositif de synchronisation de détection d'antenne est appliqué en 4o6A à un circuit démodulateur d'antenne 4o6 qui fournit un signal indiquant la position de l'antenne à un générateur de signaux cosinus 408 et également à un amplificateur 410. Un signal provenant 30 d'un circuit démodulateur de cap 412 est également appliqué en 412A à 1'amplificateur 410. Le démodulateur reçoit en 412B des entrées de la boîte de commande, décrite précédemment, et en 412C du gyroscope de cap de l'avion afin d'engendrer en 412D un signal représentant la stabilisation du cap. 35 La sortie de l'amplificateur 410 est appliquée à un relais de sélection 4l4. Si le balayage B ou le balayage en perspective réelle est choisi sur le relais 4l4, la sortie de l'amplificateur 410 est appliquée à un circuit d'attaque des lignes 4l6 et est transmise par un câble coaxial en 416A à l'écran radar pour déclencher le ba'-40 layage horizontal en mode B ou en mode de perspective réelle. Si le COPY 71 25984 22. 2098430 balayage panoramique est choisi sur le relais 4l4, une sortie du générateur de cosinus 0 408 représentant l'angle 9 (ou position d'antenne) est appliquée à un amplificateur intégrateur 418 et à un amplificateur 4-20 pour commander le circuit de production de lignes 5 horizontales 416. La sortie du démodulateur de cap 412 est appliquée à l'amplificateur 410 pour modifier la tension de balayage horizontal. L'affichage visuel est alors compensé de sorte que la piste reste essentiellement au même point malgré les petites variations de cap de 10 l'avion pour empêcher la piste de bouger pendant une approche dans des conditions défavorables. Une autre sortie du générateur 408 représentant la fonction cos 9 est appliquée à un circuit de sélection de balayage panoramique ou B 424, dont la sortie est appliquée à un amplificateur in-15 tégrateur k2é> et par un amplificateur 428 aux relais de sélection 392. L'amplitude du balayage B vertical peut être réglée en faisant varier un rhéostat 430 du circuit de sélection de balayage B 424. La sortie de l'amplificateur 428 est appliquée par 1*intermédiaire du relais de sélection 392, si le balayage B ou le balayage panora-20 mique est choisi, afin que le circuit de formation de ligne verticale 392 commande le balayage vertical de l'écran radar sur la ligne 394A. Un réseau logique de sélection à relais 436 peut être actionné par l'un quelconque de quatre signaux de distance 0-2 MI, 1,5 à 3,5 25 Ml, 3 à 5 Ml et distance auto pour faire fonctionner un circuit à retard de balayage panoramique et B 438. En mode automatique, un circuit de balayage dtte 83 secondes est utilisé dans le circuit à retard 438. Ce balayage fait varier le temps de retard dti balayage panoramique ou B d'une façon correspondant à la vitesse à laquelle 30 l'avion s'approche normalement de la piste pendant l'atterrissage. Le circuit 438 actionne un circuit de largeur du balayage panoramique ou B 440 qui applique le signal à un circuit de remise à zéro 442 remettant à zéro l'amplificateur intégrateur 426. L'impulsion maltresse de prédéclenchement est appliquée à l'entrée S d'un clr-35 cuit basculeur 446 et le circuit de largeur de balayage 440 est connecté à la borne R du circuit basculeur 446. Une série d'entrées est appliquée à un circuit de compensation d'intensité 450 qui commande un circuit d'excitation de lignes 452 destiné à commander l'opération de suppression de l'indicateur vi— 40 suel sur la ligne 452A. L'impulsion maîtresse de prédéclenchement 71 25984 23 2098430 est appliquée au circuit de compensation d'intensité 450 de même que les entrées de «irouit de largeur de balayage pour déterminer la durée de suppression et la dérivée du balayage vertical en perspective réelle, I? 'érivée du balayage vertical en perspective r~ réelle est ajoutée à uns impulsion pendant la durée désirée de suppression de l1affichage visuel, L'amplitude de la dérivée du balayage vertical en perspective réelle varie aveo l'altitude et le temps, de sorte que les signaux correspondant- à une altitude faible présentent au début du balayage une intensité plus grande 10 que ceux correspondant à une altitude élevée. Un circuit démodulateur de roulis 454 détecte sur la ligne 454a le décalage de l'avion, par apport à l'axe de roulis déterminé par le gyroscope de l'avion. La sortie du démodulateur 454 est appliquée à un multiplicateur, à quatre quadrants 456 qui 15 engendre une entrée destinée à l'amplificateur de sommation 390. Le balayage horizontal en perspective réelle est également appliqué en 456a au multiplicateur 456 pour être multiplié par l'angle de roulis et pour l'additionner au signal de balayage vertical. Ainsi, le circuit détecte le roulis de l'avion et fait 20 tourner de façon correspondante l'image de la piste apparaissant sur l'écran radar pour faciliter l'affichage de l'avion en perspective réelle. Lors du fonctionnement de l'appareil en mode de balayage B, les relais de sélection 392 et 4l4 sont mis en position de 25 balayage B au moyen du commutateur de sélection de mode monté sur le tableau de bord de l'appareil. La position modulée de l'antenne est ensuite appliquée au circuit démodulateur d'antenne 406 et à l'amplificateur 410 pour actionner le circuit de formation de lignes horizontales 4i6. Le balayage horizontal de l'indicateur 30 visuel est ainsi proportionnel au balayage de l'antenne. La largeur du balayage vertical en mode B est fixée par le circuit 44"} et l'amplificateur intégrateur 426 et 1! amplix*i2ateur 428 actionne* le circuit de formation de ligne verticale 39l1 pour formel' une rampe linéaire croissant en fonction au oe-iips afin d'effectuer 35 oalayage vertical de l'indicateur visuel. Le oalaya^e se termine à la largeur fixée par le circuit 440, Le l*ale,yage obtenu assuré ainsi un affichage en mode B classique sur 1 ' êor-aû radar. Si un mode de balayage B retardé est oi-oisi au moyen de? relais de sélection, l'affichage d'un segment d'une zone 'détectée 71 25984 24 2098430 est assuré sur l'écran radar. Le circuit fonctionne c-mme décrit précédemment à ceci près que le circuit à retard -38 interdit le balayage 3 vertical pendant l'intervalle de temps .:-ncisi par le circuit logique de sélection de relais 436. 5 La sélection automatique de gamme peut être effectuée par le circuit logique de sélection de relais 436 peur commuter sur le balayage de 83 secondes et sur le circuit à retard ^38, ce mode de fonctionnement fait varier le retard avec lequel le balayage vertical est déclenché et compense ainsi la vitesse de l'avion, 10 de sorte que la piste d'atterrissage détectée reste essentiellement au même point sur l'écran radar, ce qui facilite les problèmes d'identification et de reconnaissance de la position de la piste sur l'écran. La piste devient de plus en plus grande à mesure que l'avion s'en rapproche mais reste visible sur l'écran radar afin 15 d'éliminer la commutation des gammes dans le tube d'affichage. En mode panoramique, les relais de sélection 392 sont commutés à la position panoramique. Le circuit d'excitation de ligne verticale 394 est alors attaqué par un signal de rampe positif provenant du générateur 408, dont l'amplitude est proportionnelle 20 au cosinus du signal d'antenne appliqué au circuit démodulateur d'antenne 406. Le circuit d'excitation de lignes horizontales 4l6 est excité par l'intermédiaire du générateur de ce sinus -9- 408,1 ' amplificateur intégrateur 4l8 et l'amplificateur 420 suivant me approximation de la distance multipliée par le sinus de l'angle 25 azimutal qui, dans le cas de l'appareil de l'invention peut être considéré comme égal à la distance multipliée par l'angle azimutal. Gomme indiqué précédemment, les affichages du balayage B, du balayage B retardé et de la vue panoramique sont classiques et ne sont pas décrits plus en détail. 30 Lors du fonctionnement de l'appareil d'affichage en pers pective réelle de l'invention, les commutateurs sélecteurs sont positionnes convenablement et les signaux d'altitude raaar ou barométrique sont appliqués au filtre liraiteur 35- - 15 mètres. Le signal filtré et limité est appliqué simultanéra-naux réseaux 35 conforraateurs 352, 354 et 356 dans lesquels les as ions sont mises en forme conformément \ l'altitude, de la n.-juj.èr? représentée. Les tensions mises en f >rme sont appliquées ••esnec vivement à des condensateurs 360, 366 et 372 et aux circuits :e verrouillage car l'intermédiaire des résistances 358, y51 -z ""1. BAD ORIGINAL COPY 71 25984 25 2098430 De plus, une tension représentant la différence entre un angle de site de 12,1° et la somme des sorties des circuits conforma-teurs est appliquée au circuit RC défini par la résistance 380, le condensateur 382 et le circuit de verrouillage à diode. Lorsque 5 les divers circuits de verrouillage sont déverrouillés, les circuits RC commencent à se charger suivant leurs constantes de temps respectives. L'amplificateur de sommation 390 engendre ainsi une excitation verticale qui est une fonction non linéaire de formule approchée : 10 tt = h (1) r dans laquelle p est l'angle de site, h est l'altitude de l'avion et r est la distance instantanée de la cible indiquée par les signaux radar. L'excitation du balayage vertical de l'écran radar conformé-15 ment à l'équation non linéaire (l) a pour effet de faire apparaître sur l'écran une image de la piste d'atterrissage qui correspond directement à la vue en perspective réelle de la piste obtenue de l'avion. Autrement dit, la piste apparaît sur l'écran avec une extrémité avant rectiligne et des côtés rectilignes convergeant 20 vers l'extrémité arrière de la piste suivant la perspective linéaire réelle. Une telle image aide non seulement le pilote à déterminer avec précision le décalage latéral de l'avion par rapport à la piste ainsi que la zone où il touchera la piste, mais également à passer aisément de l'image de la piste affichée sur 25 l'appareil à la vision réelle de la piste par "la fenêtre du cockpit pendant l'atterrissage. Comme noté précédemment, les affichages antérieurs tels que les affichages panoramiques et en mode de balayage B ont déformé l'aspect réel d'une piste dont l'avion se rapproche. jq Les Fig. 13 à 16 aident à comprendre le déroulement de l'affichage d'une image réelle suivant l'invention. Une étude des facteurs agissant sur la vision en perspective a montré que l'oeil \ v x humain fonctionne essentiellement dans^un systeme de coordonnées sphériques dans lequel l'un des facteurs de la perception raonucu-35 laire de profondeur est la sensibilité anx angles sous-tendus. Il en résulte que l'oeil humain perçoit des droites parallèles tendant à converger à l'infini, étant donné que l'angle sous-tendu par les lignes parallèles est voisin de 0. Ainsi, un appareil d'affichage radar de l'invention doit transformer les droites dans COPY 71 25984 26 2098430 l'espace en droites sur l'écran radar et assurer une perspective linéaire dans laquelle les droites parallèles semblent converger à l'infini. Dans l'appareil d'affichage en perspective réelle de l'in-5 vention, l'angle de pointage azimutal de l'appareil est déterminé et l'angle de site © est engendré synthétiquement. Pour engendrer synthétiquement l'angle &, on suppose que le terrain défilant sous l'avion est plan. En se référant à la Fig. 13, on peut voir que l'angle 0 est donné par la formule; i° p - sm-1 „ l,t) (2) S dans laquelle Rg est la distance vraie d'un certain point du terrain, h est l'altitude de l'avion et est l'angle de pointage azimutal. Si l'altitude est connue, l'angle 0 peut être engendré 15 pour des cibles situées sur la ligne de cap de l'avion (c( = 0) en notant que pour un terrain plan, Rg (0,t) = Kt (3) dans laquelle K est une constante correspondant aux unités de distance par unité de temps et t_ est le temps. 20 En se référant à la Fig. 14, une cible rectiligne et al longée disposée perpendiculairement au cap de l'avion porte la référence L. Il est souhaitable que la cible L apparaisse sous la forme d'une ligne horizontale sur l'appareil d'affichage en perspective réelle de l'invention. Toutefois, à moins d'appliquer une 25 correction aux formes d'onde de balayage qui sont appliquées normalement à l'écran radar, une certaine courbure apparaît dans l'affichage de la cible L. Par exemple, on suppose que la constante K a été choisie de manière à fournir une présentation appropriée des cibles situées le long de la piste au sol pour une 30 certaine altitude fixe. Les cibles situées le long de la ligne courbe L pour un certain angle azimutal formé avec la ligne de cap de l'avion apparaît sous la forme d'une droite sur un écran radar classique, comme représenté à la Fig. 15. Ceci résulte naturellement du fait que l'équation (2) de l'angle p ne contient 35 pas de terme qui est fonction de et du fait que R et h ne va- S ~~~ rient pas avec o( . Ainsi, le lieu des angles constants décrit un arc sur la terre supposée plane, qui correspond à une distance vraie constante Rg. On suppose donc qu'une forme d'onde de balayage vertical 71 25984 27 2098430 est engendrée conformément à l'équation précédente (2) Si * iin_1 Sr K à an s laquelle K,, est le facteur d'échelle d'affichage en volts par centimètre par degré, 5 Les points situés le long de la ligne de cap de l'avion sont ainsi affichés correctement si le terrain est plat; toutefois, les points situés sur la cible L en dehors de la ligne de cap (o* = 0) ne sont pas présentés sous la forme d'une ligne droite sur l'écran. 10 En se référant à la Fig. 16, la distance vraie par rapport aux points de la cible L peut être obtenue simplement en fonction de R (0,t) par l'équation suivante : s Rs (0,t) Kt (5) Rs cos o( cos o( Si le point d'intersection entre la cible L et la ligne de cap 15 est tQ, on a : Rs (0,tQ) = KtQ, et Rs W.t0) - cos ai L'angle de site au point d'intersection entre la ligne de cap et la cible L est ; 20 £0 = sxn (6) Pour les autres points de 3a cible L, l'angle est une fonction de o( , soit : |? (4 ) = sin"1 ^tQC°S ** (7) L'équation (7) indique l'aspect de l'affichage représenté 25 par la Fig. 15. Afin de rendre linéaire la ligne L sur l'écran, les formes d'onde de balayage doivent être modifiées idéalement par une certaine fonction de c( , On suppose que la forme d'onde verticale est la fonction 5( p = K sin ~r^ (8) r d s i\t cos pour les points de la cible L pour lesquels tj_ varie sous la forme: t,-, 71 25984 28 2098430 |3 Ainsi, la cible L apparaît maintenant sous la forme d'une droite horizontale ($Q) sur l'écran. Pour réduire à une valeur minimale le coût et la complexi-5 té de l'appareil d'affichage, il est généralement souhaitable d'ut liser une approximation de l'équation de balayage (8) obtenue ci-dessus. On peut considérer deux approximations évidentes possibles: sin"1 x— x (pour x petit) et 10 cos y Cd 1 (pour y petit). Ainsi, la forme d'onde de balayage verticale peut être approchée par la fonction : „ _ K h Pd1 ~ -|ç— , ou (11) fd' « = K il— ' 15 dans laquelle r est la distance radar de la cible. La Fig. 17 représente des courbes de l'angle |5 en fonction de la distance pour diverses altitudes de l'avion, suivant l'équation (12). Un angle de site maximum £ de 12,1° est utilisé pour le présent appareil. Les aspects non linéaires de l'équation (12) ap-20 paraissent clairement à la Fig. 17» Pour une altitude de 15 mètres comme représenté par la courbe 500, l'angle de site décroît rapidement pour les courtes distances. Comme le montre la courbe 502, l'angle de site j3 selon l'expression (12) à une altitude de 30 mètres ne commence à décroître que pour une distance plus 25 grande que pour la courbe 500. De même, la courbe 504 représentant une altitude de 150 mètres montre que l'angle de sitep ne commenc à diminuer que pour une distance plus grande que pour les courbes précédentes 500 et 502. En se référant à la droite, coupant les courbes 500, 502 30 et 504 pour la valeur de p = 12,1°, le retard entre les diverses courbes est une fonction linéaire de l'altitude. Ce retard linéaire est simulé dans l'appareil de l'invention par le circuit à retard commandé par tension 398 qui commande la largeur de balayage de 11univibrateur 400 afin de faire fonctionner les divers 35 circuits de verrouillage de l'invention. La gamme de coupure des diverses courbes représentées à la Fig. 17 par rapport à la distance est déterminée par l'impulsion de sortie de 1'univibrateur 4 COPY 71 25984 29 2098430 La Fig. 18 représente plus en détail les diverses formes d'onde qui sont simulées par les réseaux conformateurs d'onde 352, 354 et 356 représentés à la Fig. 12. La forme d'onde 506 est une fonction approchée par le réseau conformateur 352 et on peut 5 voir que l'angle de site £ diminue rapidement lorsque l'altitude de l'avion augmente. Ainsi, la tension engendrée par le réseau 352 a le plus d'effet sur le balayage vertical de l'invention pour les altitudes faibles lorsque l'avion commence à atterrir. La forme d'onde 508 est la fonction approchée par le réseau confor-10 mateur 35^ et on peut voir que la tension de sortie du réseau 35^ augmente linéairement en fonction de l'altitude jusqu'à environ 127 mètres, à la suite de quoi la tension augmente de façon moins rapide pour les altitudes plus élevées. La tension engendrée par le réseau 354 exerce ainsi principalement son effet sur le ba-15 layage vertical des signaux de l'invention pour les altitudes plus grandes. La forme d'onde 510 est une fonction approchée par le réseau conformateur 356 et on peut voir que la tension de sortie engendrée par le réseau 356 exerce principalement son effet sur 20 le balayage vertical de l'invention pour des altitudes plus grandes de l'avion. La forme d'onde 512 représente la sortie du réseau de sommation 376 et représente une tension nécessaire pour maintenir la somme des sorties de tous les réseaux conformateurs, égale à une tension correspondant à un angle de site^de 12,1°. 25 On peut voir que la sortie du réseau de sommation 376 exerce principalement son effet pour des altitudes comprises entre 30 mètres et 120 mètres. Les formes d'onde représentées à la Fig. 18, et simulées par les réseaux conformateurs 352, 35^.» 356 et 376 de la manière 30 représentée à la Fig. 12, ont pour fonction d'approcher les courbes non linéaires représentées à la Fig. 17 pendant le fonctionnement du présent appareil. les Fig. 19a à 19d sont quatre représentations d'une piste d'aéroport pour des altitudes variables et des distances variables, 35 telles qu'elles apparaissent sur l'écran radar du présent appareil. Dans le mode de réalisation préféré, l'écran radar de l'invention utilise un tube à mémoire à vision directe de 12,7 cm de diamètre et présentant une zone d'affichage utile d'environ lo cm. Les Fig. 19a à 19d ne représentent que la zone d'affiche utile et il est COPY 71 25984 30 2098430 clair que les représentations ne sont que des approximations des images affichées réellement. Par exemple, sur l'écran radar réel, la piste d'atterrissage apparaît généralement sous la forme d'une cible sombre se détachant sur un fond coloré et clair. 5 L'échelle horizontale de l'écran radar est étalonnée à par tir du centre jusqu'à + 15° à droite et - 15° à gauche. L'échelle verticale de l'écran est étalonnée de 0 pour l'horizon qui est représenté par une droite 513 et s'étend vers le bas jusqu'à 15° en dessous de l'horizon. Une droite horizontale en pointillé 5l4 10 représente la zone de descente commandée à 2,5° en dessous de l'horizon afin de montrer le point où l'avion touche la piste. Dans la situation d'approche de l'avion représentée aux Fig. 19a à 19d la descente commandée de l'avion est de 2,5° et l'angle de dérive, l'erreur de cap et le décalage de l'impact sont nuls. 15 La Fig. 19a représente une piste d'atterrissage 516 de 45 mètres de large à une distance de 3,2 km du point de touché et pour une altitude de l'avion de 159 mètres. L'utilisation réelle de l'appareil de l'invention a montré que la vue de l'aéroport 516 apparaissant sur l'écran radar est d'une manière frappante 20 similaire à la vue que peut avoir le pilote en regardant par la fenêtre du cockpit. La Fig 19b représente la piste 516 à une distance de 1,6 km du point d'impact et pour une altitude de l'avion de 79,6 mètres. La Fig. 19ç_ représente une vue de la piste 516 à une distance du point d'impact inférieure à 800 mètres et pour 25 une altitude de l'avion de 39>7 mètres. La droite en pointillé 514 indique clairement le point d'impact de la piste. La Fig. 19d représente une vue de la piste 516 à une distance du point d'impact de 305 mètres et pour une altitude de l'avion de 15,12 mètres. Les diverses vues des Fig. 19a à 19d de la piste de l'aé-30 roport montrent que la vue affichée sur l'appareil de l'invention correspond directement à la vue en perspective réelle de la piste que l'on peut avoir de l'avion. Plus particulièrement, comme représenté à la Fig. 19d, l'écran représente une vue de la piste d'aéroport comportant une extrémité avant rectiligne 518 et des 35 côtés rectilignes 520 et 522 convergeant vers une extrémité arrière 524 de la piste, conformément à la perspective linéaire réelle. Il est clair que si l'avion est décalé latéralement par rapport à la piste d'atterrissage pendant l'approche, cette 71 25984 31 2098430 piste est décalée latéralement par rapport à la droite verticale centrale apparaissant sur l'écran radar et que la forme de la piste est modifiée de façon correspondante pour simuler la vision réelle que le pilote peut avoir de l'avion pour cette position décalée latéralement. De plus,si l'avion approche de la piste de travers, la forme de la piste indique plus clairement au pilote que l'approche n'est pas optimale. En outre, si l'avion est à une mauvaise attitude de roulis, l'écran montre au pilote que la piste forme un angle avec l'axe de roulis. Il est clair également que la 10 partie supérieure de l'écran radar circulaire située au-dessus de la droite horizontale 514 représente le ciel en raison de la commande des balayages de l'écran par le générateur de symboles de ciel et de repères de distance, 402, représentés à la Fig. 12. Des repères de distance sont affichés sur l'écran radar à droite des 15 représentations indiquées par les Fig. 19a à 19d afin d'indiquer les distances. Ces repères de distance sont également engendrés par le générateur 402 d'une manière décrite précédemment. La Fig. 20 représente sous forme schématique et détaillée les réseaux conformateurs destinés à engendrer les formes d'onde 20 utilisées pour commander le balayage vertical non linéaire de l'écran radar de l'invention. La Fig. 20 représente plus en détail le dispositif représenté à la Fig. 12 et comprenant les circuits 350 à 356 et 376. Un signal d'altitude représentant l'altitude de l'avion est appliqué à la borne 550 et est appliqué à une entrée 25 d'un amplificateur opérationnel 552. Le signal est transmis par un circuit de filtrage 554 pour être filtré. L'amplificateur 552 comprend une diode Zener 556 et d'autres diodes associées connectées à ses bornes afin de limiter les signaux transmis à une altitude de l'avion de 15 mètres ou plus. Le si gnal limité est appliqué à une entrée d'un amplificateur 558. Le signal limité en altitude est égplenait afpliqué en entrée à unanplificabeur 560 Les diodes et les circuits associes connectes à 1 amplificateur 560 limitent l'altitude affective transmise à une valeur maximale de 180 mètres. Ce signal à amplitude maximale limitée est appliqué à un point de sommation 562 au niveau duquel il est 00m-35 biné à la sortie du signal à altitude limitée de 15 mètres. Un réseau de filtrage 564 est connecté aux bornes de 1'amplificateur 558 pour filtrer le signal limité en amplitude. Le signal est appliqué ensuite simultanément aux entrées des amplificateurs 566, 568 et 570. Le signal limité et filtré 71 25984 32 2098430 est également appliqué par un conducteur 572 aux entrées des amplificateurs 574 et 576. Une tension positive est appliquée à partir d'une borne 578 à des circuits résistifs pour être additionnée aux signaux d'entrée appliqués aux amplificateurs 574 et 576. 5 Les circuits associés et en particulier les diodes 580 et 582 permettent aux amplificateurs 57^ et 576 de fonctionner comme des circuits redresseurs à une alternance. Les signaux de sortie redressés provenant des deux circuits sont combinés au niveau d'un point de sommation 584 et sont appliqués à l'entrée d'un amplifica-10 teur 586. Un circuit de résistance réglable 588 permet de fixer la tension initiale du circuit. Les deux circuits redresseurs à une alternance fournissent des zones neutres de fonctionnement du circuit, de sorte que ces signaux de sortie ne dépassent pas zéro jusqu'à ce qu'un niveau de tension d'entrée lui soit appliqué. 15 L'amplifieatetir 586 et son circuit associé n'est linéaire que jusqu'à la tension nulle et ne transmet que les signaux de sens négatif pour les appliquer à une entrée de l'amplificateur 590. La sortie de l'amplificateur 590 fournit ainsi une tension qui est relativement élevée pour les signaux d'entrée de faible al-20 titude appliqués à la borne 550 mais son amplitude tombe brusquement en présence de signaux d'amplitude croissante. La sortie de l'amplificateur 590 représente ainsi la forme d'onde 506 représentée à la Fig. 18. La sortie de 1 ' amplifio.ateur 558 est appliquée à l'ampli-25 ficateur 568 qui est constitué par un amplificateur inverseur linéaire dont la sortie est une tension positive et linéaire. Le signal d'altitude également appliqué à l'amplificateur 570 qui est connecté avec des diodes selon un montage redresseur idéal à une alternance dont la sortie est une tension négative verrouil-30 lée. Autrement dit, la tension de sortie reste nulle jusqu'à ce que la tension d'entrée croisse jusqu'à un seuil prédéterminé. Lorsque la tension d'entrée traverse le seuil prédéterminé, une tension de sortie de sens négatif est engendrée sur le conducteur 592 et tend à annuler la tension provenant de l'entrée de l'am-35 plificateur 568. La forme d'onde qui en résulte est appliquée à un amplificateur 59^ qui engendre une tension représentant la forme d'onde 508 de la Fig. 18. Les signaux d'altitude limités et filtrés sont également appliqués à l'amplificateur 566 qui engendre une rampe de tension 71 2S984 33 2098430 de sens positif croissant avec l'altitude. La sortie de l'amplificateur 566 est ainsi une tension qui représente la tension 510 de la Pig. 18. La sortie des amplificateurs 566, 590 et 594 est appliquée 5 à un point de sommation 598. Une tension positive est appliquée à un réseau résistif pour fournir une tension de référence par l'intermédiaire de la résitance 599 au point de sommation 598. La tension appliquée par la résistance 599 représente un angle de site maximal de 12,1°. Le signal de tension qui en résulte est 10 appliqué à l'amplificateur 600 qui engendre alors une tension représentant la forme d'onde 512 de la Fig. 18. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, chacun des amplificateurs représentés à la Fig. 20 est constitué par un amplificateur à circuit intégré SN 52709 fabriqué et vendu par 15 Texas Instruments Incorporated. La Fig. 21 représente un schéma détaillé du circuit à retard commandé par tension 398 et de 1'univibrateur de commande de largeur de balayage 400 décrit précédemment en relation avec la Fig. 12. L'impulsion maîtresse de prédéclenchement est appli-20 quée à la borne 601 et, par l'intermédiaire d'une diode connectée en parallèle, à une entrée d'une porte N0N-ET 602. La sortie de la porte 602 est appliquée à une entrée de la porte 604 dont l'entrée est verrouillée avec la sortie d'une porte 606. Les portes 602, 604 et 606 constituent un circuit basculeur RS dont la sortie 25 est appliquée par un conducteur 608 à la base d'un transistor 610. La base d'un transistor 612 est connectée par une résistance au collecteur du transistor 610 et le collecteur du transistor 612 est connecté par l'intermédiaire d'un condensateur et d'une diode Zener à l'entrée d'un circuit comparateur 6l4. 30 Le collecteur du transistor 612 est également connecté au collecteur d'un transistor 6l6. Le signal de sortie engendré par les transitors 610, 612 et 616 est une fonction en forme de rampe qui est appliquée au comparateur 6l4. Cette fonction en forme de rampe est comparée par le comparateur 6l4 à un signal d'altitude 35 amplifié qui est appliqué par la borne 620 par l'intermédiaire d'un amplificateur 622 et du conducteur 624 à une seconde entrée du circuit comparateur 6l4. La sortie du comparateur 6l4 est appliquée à une porte NON-ET 628 dont la seconde entrée est connectée de manière à recevoir l'impulsion maîtresse de prédéclenchement. 71 25984 34 2098430 La sortie de la porte 626 commande le fonctionnement de la porte 628 conformément à l'impulsion maîtresse de prédéclenchement. La sortie de la porte 628 est appliquée de manière à commander le déclenchement de 1'univibrateur de largeur de balayage 400 comme 5 décrit précédemment en relation avec la Fig. 12. L'univibrateur 400 produit ainsi un signal de sortie qui est appliqué à la base d'un transistor 630, un signal apparaissant ainsi sur le collecteur du transistor 630 qui actionne les circuits de verrouillage représentés à la Fig. 12. Ce signal est appelé 10 signal de suppression en mode réel. La sortie de 1'univibrateur 400 est également appliquée par un conducteur 632 aux entrées de portes N0N-ET 634 et 636. Les sorties de ces portes sont appliquées à une porte NON-ET 638 dont la sortie est connectée aux entrées des portes 634 et 636. Les portes 634 à 638 constituent un différentiateur 15 numérique. La sortie du différentiateur est appliquée par un conducteur 640 à une entrée d'une porte 606. Le front arrière de l'impulsion engendrée par 1'univibrateur 400 est ainsi détecté par le différentiateur et le signal de sortie du différentiateur remet à zéro le basculeur RS comprenant les portes 602 à 606. Lorsque le bascu-20 leur est déclenché, le circuit générateur de rampe engendre une rampe linéaire et la tension en forme de rampe est comparée par le circuit comparateur 6l4 au signal d'entrée d'altitude . Lorsque la rampe excède la tension d'altitude, le retard désiré est intervenu et 1'univibrateur 400 est déclenché afin d'engendrer le signal de 25 suppression en mode réel. La Fig. 22 représente sous forme schématique et détaillée le circuit d'emmagasinage RC, le circuit de verrouillage et l'amplificateur de sommation 390 représentés précédemment à la Fig. 12. Le condensateur d'emmagasinage 382 et le circuit de verrouillage à 30 diode 384 ont été supprimés pour simplifier la figure. Le signal de suppression en mode réel engendré par le circuit de la Fig. 21 est appliqué à des bornes 700 et 702. Le signal de suppression en mode réel appliqué à la borne 702 est appliqué à la base d'un transistor 704 dont le collecteur est couplé à la 35 base d'un transistor 706. L'émetteur du transistor 706 est couplé par l'intermédiaire d'une diode Zener et d'un condensateur à l'émetteur d'un transistor 708. La base du transistor 708 est couplée par l'intermédiaire d'un circuit RC au collecteur du transistor 704. Le collecteur du transistor 706 est couplé par une résistance 710 71 25984 J5 2098430 à la base d'un transistor 712. Le collecteur du transistor 712 est connecté par une diode 714 à une borne d'un pont de diodes 716. Le collecteur du transistor 708 est connecté par une diode 5 718 à une borne opposée du pont de diodes 716. Ce dernier correspond directement au circuit de verrouillage à diode 362 décrit en relation avec la Fig. 12. La forme d'onde de tension 506 décrite en relation avec la Fig. 18 et qui a été engendrée par le circuit représenté à la Fig. 20 est appliquée à la borne 720 et charge un 10 circuit d'emmagasinage RC comprenant des condensateurs 722 et des résistances 724 et 726, lorsque le circuit de verrouillage est déverrouillé. Lorsque le pont 716 est déverrouillé, la tension aux bornes des condensateurs est appliquée par un conducteur 728 à une résistance 730. Cette résistance est connectée à la base 15 d'un transistor 732. Le signal de suppression en mode réel est également appliqué par une borne 700 à la base d'un transistor 736. Le signal de suppression est appliqué à partir du collecteur du transistor 736 par une diode 738 à la base d'un transistor 7^0. Le collecteur du 20 transistor 740 est couplé à la base d'un transistor de verrouillage 742 ainsi qu'à la base d'un transistor de verrouillage 744. Le transistor 742 correspond directement au circuit de verrouillage à transistor 374 et le transistor 744 correspond directement au transistor 368 représenté à la Fig. 12. La forme d'onde de tension 25 510 obtenue du circuit représentée à la Fig. 20 est appliquée à la borne 478 et charge un réseau d'emmagasinage RC comprenant un condensateur 750 et des résistances 752 et 754 après application du signal de suppression en mode réel au transistor 7^2. La tension aux bornes du condensateur 750 est appliquée à la résistance 30 758 connectée à la base du transistor 732. La forme d'onde de tension 508 obtenue du circuit représenté à la Fig. 20 est appliqué à la borne 760 et charge un circuit d'emmagasinage RC comprenant un condensateur 762 et des résistances 764 et 766 lorsque le circuit de verrouillage à transistor 744 est 35 déverrouillé. La tension aux bornes du condensateur est appliquée par un conducteur 770 à une résistance 772 qui est connectée à la base du transistor 732. La tension chargeant le quatrième circuit d'emmagasinage RC, non représenté, est appliquée à une borne 780 et à la résistance 782. 71 25984 36 2098430 Un signal de roulis est appliqué à la borne 784 par l'intermédiaire d'une résistance à la base du transistor 732 afin d'indiquer l'orientation de la piste sur l'écran par rapport à l'axe de roulis, comme décrit précédemment en relation avec la Fig. 12. 5 Comme noté ci-dessus, les diverses constantes de temps de charge des quatre circuits d'emmagasinage RC du générateur de balayage fournissent une tension de balayage qui approche une fonction inverse du Temps. De plus, les tensions de sortie varien-directement avec l'altitude pour fournir un signal d'excitation 10 de.balayage vertical conformément à l'équation (12). L'émetteur du transistor 732 est connecté à la base d'un transistor 390 et les collecteurs des transistors 732 et 790 sont connectés en commun pour former un montage Darlington. De même, les transistors 792 et 79^ sont connectés en montage Darlington 15 pour former un amplificateur de sommation des signaux non linéaire qui lui sont appliqués. Une tension de polarisation négative est appliquée par l'intermédiaire d'un transistor 796 aux émetteurs des montages Darlington opposés pour les polariser. Les collecteurs des transistors 732, 790, 792 et 794 sont 20 couplés à la base et au collecteur d'un transistor 800. Le collecteur du transistor 790 est connecté directement à la base d'un transistor 802. Les émetteurs des transistors 800 et 802 sont couplés par des résistances au collecteur d'un transistor 804 dont la base et l'émetteur reçoivent une tension de polarisation positi 25 La sortie de l'amplificateur de sommation est appliquée par un conducteur 806 à la base d'un transistor 808. Le collecteur du transistor 808 est connecté par une diode Zener 810 à une alimentation en tension de polarisation positive. Le transistor 808 est connecté en montage à charge d'émetteur à la base d'un transistor 30 812. L'émetteur du transistor 812 est couplé par capacité à la base d'un transistor 8l4. L'émetteur du transistor 8l4 fournit un signal inversé de commande du balayage en mode réel par la borne 8l6. L'émetteur du transistor 808 est également couplé directement à une borne 818 afin de fournir le signal de commande de balayage 35 vertical en mode réel pour commander non linéairement le balayage vertical de l'écran radar de la manière décrite précédemment. Le signal engendré sur la borne 816 est une dérivée du balayage en mode réel qui peut être appliquée au circuit de suppression et de compensation d'intensité pour le commander. COPY 71 25984 71 2098430 On peut donc voir que l'appareil de radar de l'invention assure une résolution azimutale élevée permettant une définition excellente de la piste pendant l'atterrissage d'un avion, tandis que l'appareil reste simple, fiable et d'un prix raisonnable. On 5 a constaté que l'appareil de l'invention fonctionne excellemment pour toutes les conditions atmosphériques et le faisceau de 0,4° de largeur appliqué au tube d'affichage en perspective réelle assure une résolution élevée et excellente d'une piste dont l'avioi se rapproche dans des conditions de brouillard épais et de forte 10 pluie. Le détecteur autonome de 1'invention donne confiance au pilote en raison du contact direct indépendant avec la piste d'atterrissage pour des distances raisonnables. L'antenne à balayage mécanique de l'invention présente une résolution èxcellente ainsi que des caractéristiques électriques 15 stables et un faisceau de largeur constante, un gain d'antenne et un pointage azimutal constants. L'appareil d'affichage en perspective réelle fournit un excellent contraste entre une piste et les côtés couverts d'herbe qui la délimitent, et dans un mode de réalisation de l'invention, il a été obtenu un contraste de l'or-20 dre de 20 dB. Une bonne définition de la piste entre le béton de la piste et l'herbe adjacente est assurée par l'appareil pour des conditions atmosphériques allant d'un brouillard épais à une pluie de 4 mm à 1'heure. Lorsque la piste est inondée ou dans le cas d'une chute de 25 neige, qui réduit sévèrement ou même supprime le contraste entre la piste et l'herbe, l'appareil de radar de l'invention affiche les balises lumineuses de la piste pour en définir les limites. De plus on peut ajouter aux balises d'atterrissage des réflecteurs d'angle à double écho spécialisés. Un réflecteur convenable fournira deux 30 échos pour renvoyer le signal émis à polarisation circulaire dans le sens correct afin de pouvoir être reçu par l'appareil de 1'invention. COPY 71 25984 38 2098430 REVENDICATIONS I. Appareil autonome de contrôle comprenant un mécanisme d'antenne, un moteur pour faire osciller l'antenne autour d'une position centrale, un dispositif émetteur et récepteur radar pour émettre et recevoir des impulsions radar par l'intermédiaire de 5 l'antenne et un dispositif d'affichage,caractérisé en ce que l'antenne présente un diagramme de rayonnement suffisant en site pour détecter une piste d'aéroport lorsqu'un aeronef est dans la phase de descente commandée de l'atterrissage, et un diagramme de rayonnement de largeur en azimut permettant une résolution élevée, et en 10ce qu'il comprend un circuit destiné à commander le balayage du dispositif d'affichage pour faire apparaître une vue linéaire en perspective réelle de la piste sur l'écran radar . 2. Appareil de surveillance suivant la revendication I, caractérisé en ce que le diagramme de rayonnement de l'antenne pré- *5 sente en site un angle d'environ 17°. 3. Appareil suivant la revendication I,caractérisé en ce que le diagramme de rayonnement de l'antenne présente en azimut un angle inférieur à 1°. 4. Appareil suivant la revendication I, caractérisé en ce 20que l'antenne balaie un angle d'azimut d'environ 30° et en ce que les impulsions radar ont des fréquences appartenant à la bande Ka. 5. Appareil suivant la revendication I, caractérisé en ce que l'antenne comporte un réseau de guides d'ondes fendus et allongés, montés horizontalement dans l'aéronef autour d'un axe vertical 25central et un mécanisme pour faire osciller mécaniquement l'antenne autour de l'axe vertical . 6. Appareil suivant la revendication I, caractérisé en ce qu'il comprend un boîtier allongé monté à rotation afin de pouvoir se déplacer horizontalement dans la partie avant d'un aeronef le 20boîtier supportant un réseau de guides d'ondes fendus montés dans un réflecteur allongé pour diriger le diagramme de rayonnement de l'antenne de façon plus étroite en azimut qu'en élévation,et un moteur monté de manière à faire osciller le boîtier suivant un angle azimutal suffisant pour détecter la piste d'atterrissage pendant 351a phase de descente commandée de l'atterrissage de l'aeronef . 7. Appareil suivant la revendication I, caractérisé en ce que le dispositif d'afficfeage répondant au récepteur radar en affichant une représentation visuelle de la piste d atterrissage comporte 71 25984 39 2098430 un circuit destiné à commander non linéairement le balayage du dispositif d'affichage afin de faire apparaître la représentation radar visuelle sous la forme d'une vue en perspective réelle . 8. Appareil suivant la revendication|7, caractérisé en ce 5 que l'appareil radar est monté à bord d'un aeronef et en ce que le dispositif de balayage affiche l'angle de site d'une cible en fonction du rapport entre l'altitude de l'aeronef et la distance radar . 9. Appareil suivant la revendication 7, caractérisé en ce 10 qu'il comprend un dispositif pour afficher sélectivement un balayage B sur la surface d'affichage . 10. Appareil suivant la revendication^, caractérisé en ce que le mécanisme de commande du balayage horizontal dépend du balayage azimutal de l'appareil radar . 15 II. Appareil suivant la revendicatiorjl, caractérisé en ce que le dispositif d'affichage comprend un écran comportant des mécanismes de balayage horizontal et de balayage vertical, un dispositif pour commander le dispositif de balayage horizontal de façon liée directement à la position azimutale de l'antenne, et un dispo- 20 sitif pour commander le dispositif de balayage vertical selon l'altitude de l'avion et la distance instantanée de la cible indiquée par les signaux radar . 12. Appareil suivant la revendication 11, caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif pour commander l'angle de site affiché 25 sur l'écran radar en réponse au rapport entre l'altitude de l'avion et la distance instantanée de la cible indiquée paijles signaux radar . 13. Appareil suivant la revendication 11, caractérisé en ce que le dispositif d'affichage présente une indication visuelle de 30 la piste d'atterrissage de l'avion comportant une extrémité avant rectiligne et deux côtés rectilignes convergeant vers l'extrémité arrière suivant une vue en perspective réelle . 14. Appareil suivant la revendication 11, caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif pour commander la présentation angu. 35 laire de l'image affichée sur l'écran radar en réponse à l'attitude de roulis de l'avion . 15. Appareil suivant la revendication 11, caractérisé en ce que l'écran radar présente en permanence une indication du point d'impact désiré de l'avion sur la piste d'atterrissage . 16. Appareil suivant la revendication 11 , caractérisé en ce 71 25984 40 2098430 qu'il comprend un dispositif pour engendrer un horizon et un ciel simulés sur l'écran radar . 17. Appareil suivant la revendication 11, caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif pour faire apparaître des indications 5 représentant les distances sur l'écran radar . 18. Appareil suivant la revendication 11, caractérisé en ce que l'écran radar indique visuellement le décalage latéral de l'avic par rapport à l'axe de la piste . 19. Appareil, suivant la revendication 5, caractérisé en ce 10 qu'il comprend un dispositif pour commuter l'écran radar afin de présenter sélectivement des images radar panoramiques et en mode B. 20. Appareil suivant la revendication 7, caractérisé en ce que le circuit de commande non linéaire du balayage du dispositif d' affichage répondant au _ récepteur radar 15 en affichant une indication visuelle de la piste d'atterrissage comporte des circuits de commande du balayage vertical et des circuits conformateurs pour faire varier non linéairement l'amplitude des signaux d'altitude de l'avion, des circuits de charge destinés à se charger non linéairement en réponse à des signaux provenant des cir-20 cuits conformateurs, et un dispositif pour additionner simultanément les tensions engendrées par les circuits de charge . 21. Appareil suivant la revendication 20, caractérisé en ce qu'il comprend un mécanisme destiné à commander le fonctionnement des circuits de charge en fonction de l'altitude de l'avion. 25 22. Appareil suivant la revendication 20, caractérisé en ce que les circuits conformateurs comprennent un premier circuit destiné à engendrer un signal de sortie de forme donnée dont l'amplitude diminue lorsque l'altitude de l'avion augmente, un second circuit destiné à engendrer un signal de sortie de forme donnée dont l'amplj 30 tude augmente linéairement avec l'altitude à une première vitesse jusqu'à ce qu'un seuil d'altitude soit atteint, l'amplitude du slgns de sortie croissant ensuite linéairement avec l'altitude à une vitej se inférieure, un troisième circuit destiné à engendrer un signal c sortie de forme donnée dont l'amplitude croit linéairement avec l'a] 35 titude de l'avion et un quatrième circuit destiné à engendrer un si gnal de sortie de forme donnée dont l'amplitude est suffisante poui que lorsqu'il est ajouté aux signaux de sortie des premier, second e troisième circuits, la tension obtenue soit d'amplitude constante. 23. Appareil suivant la revendication 20,caractérisé en ce ^Oque les circuits de charge comprennent une série de réseaux capacit avant chacun une constante de temps de charge différente. BAD ORIGINAL 4. pnnv