ù':f 0060 2000938 l>a jreserrcs xiiveituzon se x"n^ju0x've à5une ,.iaaiêi*e générale à des néthodes et sysvines pour- le contrôle centralisé au trafic sérisn, dans lesquels la position d'objets mobiles est déterminée par des techniques de d calv.^e de fi'équences, et concerne plus particulisre-5 nient des uétnodes et sye taries dans -esouels les fréquences "porteuses et reçues par un appareil sur 'l'objet sont ap or oxiraat ivenent compensées quant à l'effet joppler. L'apparition d'avions commerciaux supersoniques capables de voler à environ ?.. GCC noeuds (3.200kn/h) suscite des problèmes de 10 naviga tion aérienne qui. ne se présentent généralement pas pour la localisation d'avions subsoniques volant à quelques 600 noeuds (1.C00kn/h). Les avions supersoniques en vol transocéanique doivent être consts ^ent avertis de la position exacte des autres avions supersoniques se trouvant à prosiraité, si les couloirs 15 aériens d'environ 1CO miles■(170km) oui sont actuellement normaux pour le contrôle du trafic aérien transocéanique subsonique doivent être utilisés ou réduits. Le besoin de données sur la position des avions proches est encore plus nécessaire en ce qui concerne un avion supersonique, puisque un tel avion volant à 2.000 noeuds 20 (3.200 kci/h) ne se trouve qu'à deux ou trois minutes de parcours d'un auvre avion distant de 100 miles (170 km), alors que des avions également distants volant à 600 noeuds (1.000 km/h) sont séparés par dix minutes. En conséquence, il est encore plus nécessaire pour les avions supex-so2xiques que pour les appareils subsoni-25 ques en vol tx-ansocéanique de pouvoir surveillez* en permanence, à bord et d'une manière centralisée, la position des avions voisins, afin d'éviter des collisions et autres incidents en vol. Selon la présente invenjion, la position d'un véhicule tel qu'un avion de transport supersonique, déterminée par un calculateur 30 électronique en une station au sol centrale est fournie à un contrôleur principal du trafic aérien ayant la responsabilité dudit avion et des avions voisins et est tx-ansnise à plusieurs des avions voisins par l'intem -diaire d'un satellite synchrone situé de manière à pouvoix' relayer les siyn^ux entre les avions et la station au sol. 35 Les signaux indicatifs de position renvoyés par un avion sont constitués par des tonalités de phases variables modulées sur une porteuse dont la fréquence se situe gén&rclement dans la gamme des micro-ondes. Etant donne qu'une fl'action de l'information de position est constituée par la. fréquence porteuse de chaque avion, il est 40 indispensable dans les procédés et syst-3n.es envisagés qu'une cohé BAD ORIGINAL" 69 00601 2 2000938 rence de phase soit ainteuue entre les appareils émetteurs et receveurs de la station centrale et de chacun des avions supersoniques « Pour- le rsspect d'une b Jide passante minimale et de la cohérence 5 de phg.se entre les appareils montes à bord des avions supersoniques et à la station centrale, un problème se pose en ce qui concerne l'effet ^op,1er correspondant à un récepteur se déplaçant à une vitesse de 2.GGG noeuds (3.200 ion/h), jn particulier, un avion supersonique volant à cette vitesse implique d .ns chaque sens de 10 transmission un décalage de fréquence dépassant + 10 KHz pour une porteuse à 1 ,5 G-Kz. lin conséquencen pour obtenir une bande passante minimale et une bonne cohérence de phase entre les équipements de bord et de la station centrale, il est nécessaire de compensez* l'effet doppler résultant de la vitesse extrêmement élevée de 15 l'avion supersonique, et ce, d'une manière qui ne détruise pas la cohérencevde phase. Le procédé en apparence le plus simple et le • plus immédiat pour surmonter le problème créé par l'effet de Doppler de la porteuse émise par l'avion est de s'abstenir de toute compensation et d'accepter pour chaque avion une largeur de bande suffi-20 samment large pour inclure le décalage Doppler maximal. Pour des décalages de fréquences par effet Doppler de l'ordre de i 10 KHz, la largeur de bande allouée à chaque avion supersonique serait toutefois trop importante pour permettre des transmissions efficaces entre chaque avion et la station au sol. 25 Une autre solution du problème posé par le décalage Doppler de la porteuse émise par un avion supersonique est de le compenser exactement, la fréquence émise depuis l'avion étant déplacée par un oscillateur de bord ultra-stable de manière qu'à tout moment la fréquence résultante émise ar l'appareil paraisse être consfcarte. 30 De la sorte, les récepteurs de la station au sol et du satellite seraient toujours exactement accordes sur la même fréquence centrale émise et reçue p::r l'avion; toutefois, la cohérence de phase entre les porteuses émise et reçue ne pourrait être assurée, étant donné qu'un oscillateur indépendant"devrait être monté sur ehacue avion. 35 Puisque la cohérence de phase est nécessaire et qu'un oscillateur présentant la stabilité requise ne peut pas être monté sur chaque avion, il est en "oraticue impossible de compenser exactement les décalages de fréquence par effet Doppler. Selon un aspect essentiel de la présente invention, m compromis 40 est cherché entre la compensation exacte d:- l'effet Doppler et 'sas 69 00601 3 2000938 l'emploi d'un système requérant une bande passante extrêmement large. La fréquence de la porteuse reçue par l'avion est mesurée et comparse à uns référence pour fournir une indication du décalage de fréquence par effet Doppler. En réponse à la différence entre les fréauen-5 ces reçue et de référence, l'une de plusieurs gammes de fréquence Doppler est choisie et indicuée par un signal digital qui est modulé sur la porteuse émise par l'avion. La différence entre la valeur limite de la gamme choisie et la fréquence de décalage produit un déplacement de la fréquence porteuse apparente émise 10 par l'avion par rapport à la fréquence porteuse en vol stationnaire. La station au sol répond au signal digital émis par l'avion en fournissant au calculateur électronique une donnée d'entrée qui est utilisée pour l'une des déterminations de position, tout en contrôlant la fréquence de la porteuse émise par l'avion afin 15 d'obtenir une mesure de la différence entre la valeur limite de la gamme choisie et la fréquence réelle de la porteuse. La cohérence de phase entre l'avion et la station au sol est préservée sans qu'il soit besoin d'une voie à large bande passante en suivant la fréquence et la phase de porteuse au moyen d'une boucle à phase bloquée, 20 en éliminant ainsi les problèmes découlant de la compensation exacte de l'effet Doppler. Pour empêcher l'oscillation de la fréquence de porteuse entre deux .valeurs limites, lorsque le décalage Doppler varie légèrement au voisinage d'une limite de gamme, les circuits de compensation d'effet Doppler à bord de l'avion sont dotés 25 d'hystérésis pour indiquer la gamme de fréquence. Plusieurs solutions alternatives et/ou complémentaires peuvent être utilisées pour déterminer la position de chaque avion par les techniques de classement des décalages de fréquences conformes à la présente invention. Selon une technique, un récepteur à tirés basse 30 fréquence est monté sur chaque avion, ledit récepteur captant les émissions Oméga à très basse fréquence des émetteurs de plusieurs stationaau sol distinctej. En réponse aux signaux à très basse fréquence captés à bord de l'avion, la porteuse émise par ce dernier est modulée par des données significatives de la position de 35 l'avion par rapport aux émetteurs Oméga. La station centrale réagit à la modulation de la porteuse émise par l'avion par les signaux à très basse fréquence reçus par ce dernier pour indiquer la position de l'avion. La technique générale mise en oeuvre dans cette solution à fréquence latérale est complètement décrite, à l'exception 40 de la compensation Doppler, dans la demande de brevet américain 69 00601 4 2000938 ÈT° 641 .431 déposée le 22 Mai 1967 au nom de Laughlin, Jr. et al, cédée à la demanderesse. Selon une seconde technique mise en oeuvre pour déterminer la position d'un avion conformément à la présente invention, le point 5 d'intersection de trois sphères définissant des lignes de position:, ou lieux sphériques autour de points fixes prédéterminés est calculé à la st rfcion centrale en réponse à des signaux émis par chacun des avions. L'une de ces sphères est définie comme la distance de l'avion par rapport au .centre de la terre, à partir des 10 indications de l'altimètre de bord, dont la lecture est transmise à la station au sol sous forme d'un signal digital par l'intermédiaire d'une voie incluant le satellite synchrone. Le rayon de la seconde sphère est défini comme la ligne de position, c'est-à-dire la distance entre l'avion et le satellite synchrone, déterminée à 15 partir de la phase de tonalité modulant la porteuse micro-onde transmise entre le satellite et l'avion. Le rayon de la troisième sphère est défini comme ligne de position par rapport à un émetteur à très basse fréquence, tel qu'un émetteur Oméga, sur lequel est accordé un récepteur TBF équipant l'avion. 20 Le système utilisant un satellite synchrone comme point fixe ne requiert qu'un seul émetteur à très basse fréquence, et non pas une pluralité de tels émetteurs, comme l'exige la technique Oméga. Une meilleure précision peut par ailleurs être atteinte avec le second système en ce qui concerne les stations Oméga, étant donné 25 que l'avion reçoit 1'émetteur à très basse fréquence le plus proche ou situé dans la meilleure position géométrique par rapport à l'avion, de sorte que des rapports signal/bruit supérieurs ou des intersections géométriques LOP plus précises sont généralement obtenus par comparaison avec un système mettant en oeuvre plusieurs 30 émetteurs à très basse fréquence relativement éloignés. En outre, la distance du satellite peut être déterminée plus précisément par des techniques de radiofréquence et par des .Mesures à très basse fréquence, ce qui réduit l'erreur sur l'un des facteurs du calcul de la position de l'avion. 35 Selon un autre mode de mise en oeuvre de la présente invention, tout besoin d'émetteur très basse fréquence au sol est supprimé en calculant le vecteur vitesse de l'avion par rapport au satellite synchrone. Bn particulier, la variation de distance entre l'avion et le satellite, c'est-à-dire le vecteur vitesse, est dérivée d'une 40 mesure Doppler grossière effectuée par le compensateur Doppler de 2000938 l'avion, cette mesure étant réémise vers la station centrale par une voie digitale, la valeur exacte de la porteuse avion est déterminée à la station centrale en réponse r. ce signal digital, et à une mesure de la fréquence do Porteuse avion par rapport à une 5 fréquence de référence produite c. ..a station centrale. Par ailleurs, les infcmations suivant le vecteur vitesse de l'avion par rapport à la terre, fournies par des accéléromètres de bord, ainsi eue la distance entre l'avion et le satellite synchrone, déterminée par des techniques de décalage de fréquence d'une porteuse micro-onde, 10 sont émises de l'avion vers la station centrale par l'intermédiaire du satellite synchrone. Compte tenu du vecteur vitesse de l'avion par rappori/a la terre, le calculateur électronique de la station centrale détermine quelle peut être la variation de vitesse entre l'avion et le satellite pour chaoue position d'un lieu défini p:ir 15 la distance de l'avion par rapport au centre de la terre et la distance entre l'avion et le satellite. La variation de distance, calculée est comparée avec la variation de distance mesurée pour chaque point de ce lieu. L'égalité des valeurs calculées et mesurées de la variation de distance fournit une indication de la position de 20 l'avion. Un autre aspect de la présente -invention est que la puissance (totale et par voie) -et la valeur quadratique moyenne de l'excursion de phase du signal émis du satellite vers les avions resteno constantes, tandis rue la puissance reçue des différentes .stations au 25 sol varie, par exemple en fonction des conditions atmosphériques. 2n conséquence, le signal provenant du satellite a des caractéristiques stables et semble être issu d'une source unique. Les tentatives antérieurement faites pour maintenir constante la puissance issue d'un satellite en fonction du nombre des stations émettant 30 des données vers ce satellite n'ont pas été totalement satisfaisantes, en ce qu'il a et- impossible de contrôler efficacement le niveau de puissance des émetteurs des stations au sol. Selon la présente invention, une réponse parfaitement linéaire est obtenue :r r battement des sivnaux reçus des stations centrale 35 et périphérique s à une fréquence pour laquelle l'une des fréquences des stations au sol se situe dans la bande de base dtisatellite. La phase du signal composite de bande de base module une porteuse émise par le satellite de ûelle manière que pratiquement toute l'information est contenue dans la bande latérale d'ordre I émise 40 t>ar le satellite. Sans battement dans la bande de base, une jesonse bàd original 69 00601 6 200093 exactement linéaire ne peut pas être obtenue, étant donné qu'aux fréquences intermédiaires le processus de modulation de phase n'est qu'une approximation. Dans la bande de base il n'existe pas d'approximation; au con;raire, le processus de modulation en phase 5 est parfaitement précis. L'excursion quadratique moyenne de la modulation en phase de la porteuse émise par le satellite est maintenue constante en fonction de la puissance totale des stations au sol en mesurant la puissance de bande de bo.se reçue par le satellite depuis 10 l'ensemble des stations au sol. Etant' donné que pratiquement "joute la puissance de cette bande de base est contenue dans des sous-pom-teuses modulées en fréquence, dont l'amplitude quadratique moyenne n'est pas fonction de la modulation, et étant donné que ces sous-porteuses restent présentes même en l'absence de modula-15 tion, un réglage grossier ae la puissance des stations au sol permet de contrôler la valeur quadratique moyenne de l'excursion de phase. En réponse au niveau de puissance du signal de bande de base composite reçu par le satellite, la valeur quadratique moyenne de l'amplitude du signal de bande de base modulant la porteuse émise 20 par le satellite est modifiée en utilisant des techniques de contrôle automatioue de gain. La puissance totale atteignant le satellite est maintenue constante en incorporant un réseau de contrôle automatique de gain aux émetteurs des stations centrale et périphériques. A la station centrale, le réseau de contrôle 25 automatique de gain répond à une indication du signal de contrôle automatique de gain issue du satellite pour contrôler la modulation de phase, tandis que la puissance émise par chacune des stations périphériques est réglée en comparant les niveaux de puissance des porteuses émises par la station centrale et la station locale. 50 L'indication du. niveau de puissance de la porteuse de la station centrale est obtenue aux stations périphériques par le contrôle du signal émis du satellite vers les avions. En résumé, la présente invention a pour objet des procédés et systèmes nouveaux et perfectionnés pour déterminer la position 55 d'un mobile. L'invention 8. également pour objet un système et un procédé pour calculer la position d'un objet à partir de mesures correspondant à la distance de l'objet par rapport à des points déterminés à la surface de la terre et dans l'espace extérieur. Un autre objet de l'invention est de permettre- la détermination 40 de la position d'un mobile en tenant compte des variations de ocn BAD ORIGINAL? 69 00601 2000938 éloignement par rapport à plusieurs points fixes. Encore un autre objet de la présente invention est un procédé et un système de co.anunication entre plusieurs avions et plusieurs stations au sol par l'intermédiaire d'un satellite synchrone, l'une 5 des stations au sol fournissant des informât ions sur la position de l'avion. Un autre objet de l'invention est de permettre la détermination de la position d'un avion sans qu'il soit besoin de monter un calculateur électronique complexe à bord de l'avion. 10 L'invention a encore pour but la réalisation d'un système nouveau et perfectionné permettant d'informer plusieurs avions relativement voisins en vol transocéanique de leurs positions mutuelles, et de contrôler leurs positions relatives en une station centrale. 15 L'invention a pour objet supplémentaire un procédé et un système nouveaux et perfectionnés permettant d'établir une communication entre une station au sol et un véhicule mobile tout en assurant sur ce dernier la compensation de l'effet Doppler due à sa vitesse. 20 L'invention vise également à permettre l'établissement de communication entre plusieurs avions en vol transocéanique et plusieurs stations au sol, dont l'une est une station centrale et une autre une station dont un avion s'approche ou s'éloigne. Encore unautre objet de la présente invention est de proposer 25 un procédé et un système nouveaux et perfectionnés pour l'établissement de communicationsentre plusieurs stations au sol et un mobile par l'intermédiaire d'un satellite synchrone, le signal composite émis par le satellite vers le mobile depuis l'ensemble des stations au sol conservant un niveau de puissance constant, indépendamment 30 de la puissance parvenant au satellite depuis les différentes stations au sol. L'invention a encore pour but de permettre l'établissement de communications entre plusieurs stations au sol et un ou plusieurs mobiles, une porteuse émise par le satellite étant modulée en phase 35 avec une valeur quadratique moyenne de l'excursion de phase stable quel que soit le nombre de stat _ons au sol en fonctionnement. Un dernier objet de l'invention est de proposer ùn procédé et un système nouveaux et perfectionnés pour l'établissement de cor-imunications par l'intermédiaire d'un satellite synchrone entre 40 plusieurs stations au sol à fonctionnement intermittent et un ou bad original 69 00601 s 2000938 plusieurs mobiles, dans lesquels le signal composite émis par le satellite semble être issu d'une source unique, la puissance et la valeur quadratique moyenne de' l'excursion de phase du signal émis restant constantes en dépit des modifications du nombre des stations 5 au sol en fonctionnement. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description détaillée qui suit de plusieurs exemples de mise en oeuvre illustrés par les dessins annexés, sur lesquels : 10 - la figure 1 est un schéma de principe illustrant un premier mode de Elise en oeuvre de la présente invention; - la figure 2 est un tableau des séquences et fréquences d'émissions de la fraction actuellement en service du système Oméga; - la figure 3 est un schéma illustrant le principe d'un second 15 mode de mise en oeuvre de la présente invention, dans lequel sont employés des décalages d'ondes à très basses fréquence' et à hautes fréquences; - la figure 4 est un schéma illustrant le principe d'un troisième mode de mise en oeuvre de la présente invention, selon 20 lequel il est fait emploi du vecteur vitesse du mobile à localiser; - la figure 5 représente le spectre des fréquences émises par une station centrale et une station périphérique vers les avions; - la figure 6 représente le spectre des fréquences émises par l'un des avions vers la station centrale; 25 - la figure 7 est le schéma bloc de l'appareillage de la station centrale; - la figure 8 est le schéma bloc de l'appareillage de relais du satellite; - la figure 9 est le schéma bloc de l'appareillage de bord d'un 30 avion; - la figure 10 est le schéma bloc de l'appareillage d'une station périphérique ; et - la figure 11 donne le schéma du réseau de correction d'effet Doppler incorporé à l'appareillage de la figure 9. 35 Dans la descirption détaillée qui suit, il est supposé que le système comporte une station de contrôle centrale et une autre station au sol; par ailleurs, il est supposé que trois avions seulement sont contrôlés par un unique satellite synchrone situé au-dessus de l'océan Atlantique à mi-chenin entre les continents 40 européen et nord-américain. Par ailleurs, il est supposé que la BAD ORIGINAL 6'^ UUbU 2000938 région nord-atlantique n'est - pourvue que de trois éraotteurs Onega à très basse fréquence. Il est t ,-utefois bien entendu qu'un système opérationnel pourrait comprendre jusqu'à neuf stations secondaires au sol et que des corinunicatione simultanées avec deux cents avions 5 pourraient être établies au moyen d'un unique satellite synchrone, une couverture mondiale requérant au moins trois satellites synchrones répartis de manière appropriée au-dessus de différentes parties du globe terrestre. En outre, un système opérationnel à portée mondiale inclurait huit émetteurs Oméga à très bacse fréquence. 10 On se reportera maintenant à la figure 1 des dessins, sur laquelle sont représentés trois avions 11-13 en vol transocéanique entre les continents nord-américain et européen, le satellite synchrone 14 se trouve en un point pratiquement statioimaire au-dessus de l'Equateur dans la région centrale de l'océan Atlantique, 15 et gravite à une altitude de l'ordre de 23.000 miles (37.000km) de sorte que sa vitesse angulaire est égale à la vitesse de rotation de la terre. Sur le continent nord-américain est située une station primaire de co.21aa-.de 15 pourvue d'un émetteur et d'un récepteur à micro-ondes 16. Sur le continent européen est située une 20 seconde station 17, dite périphérique, pourvue d'un émetteur et d'un récepteur à micro-ondes 18. La station de contrôle secondaire 17 est sensiblement identique à la station de contrôle primaire 15, excepté'le fait que les appareils et dispositions pour la commande et le contrôle de la puissance utilisés à la station pria ire pour 25 déterminer la position des avions 11-13 ne sont pas utilisés à la station second-ire, bien qu'il restent disponibles comme doublure. La communication par micro-ondes, à double sens et en vue directe entre les stations au sol 15 et 17 et le satellite synchrone 14 s'effectue sur une fréquence porteuse d'environ 5 GHz, tandis 30 que les communications entre le satellite 14 et chacun des avions 11-13 s'effectuent sur une porteuse située dans la bande allouée à l'aviation, à 1,5 GHz environ. Ainsi, les données sont acheminées des stations au sol 15 et 17 aux avions 11-13 par l'intermédiaire du satellite synchrone 14 par conversion de f équence de la bande 35 Ç la bande L. lies stations au sol 15 et 17 reçoivent également le signal de bande L émis .ai- le satellite 14, de sorte qu'elles peuvent contrôler la puissance relative reçue par le satellite de l'ensemble des stations au sol. Selon un premier mode de mise en oeuvre de la présente 40 invention, la posit_on des avions 11-13 est déterminée à partir des BAD ORIGINAL1 b!î 006-01 siv.ïiaux à tr',-s basse fréquence émis par des stations Oméga 19-21 situées sur les continents et relativement éloignées, comme le contre la figure 1 . Les émetteurs Onega 19-21 sont des sources d'énergie é 1 e etro::;:.,;p'é tique à très basse fréquence et très forte 5 puissance, décrites en détail dans une publication =.yant pour titre: "0..ega, A 'i/orld-v.ride ITavigational System" publiée pour le conpte ou Onega ïmplementation Conniitee par Pickard and Burns Electronics, 1 u3 Pourth avenue, Waktham, I-iass;-.chusetts. La bande à très basse fréquence située entre 10,2 et 13,6 KHz a été choisie pour les 10 émissions Onega, étant donné qu'une couverture mondiale complète par des signaux situés dans une telle gamme de fréquence peut être obtenue en n'employant que huit stations émettrices, chacune rayonnant une puissance de dix kilowatts. Les fréquences de cette bande particulière présentent d'excellentes caractéristiques de 15 propagation, permettant une couverture maximale par chaque station, et par ailleurs possèdent une bonne stabilité de phase, qui permet des iGsurgs suffisamment précises pour déterminer la position de récepteurs à très basse fréquence par l'apport à celle des émetteurs Oméga. Les sr.ds stations Oméga.19-21 si'juées sur ...es continents, 20 en association avec une quatrième station Oméga située aux Iles Hawaï, permettent de déterminer avec précision la position d'un mobile recevant les ondes à très basse fréquence dans la région nord-atlantique illustrée en utilisant les.lignes de position hyperboliques isophases par rapport aux différents émetteurs Oméga. 25 La quatrième station Oméga susmentionnée émet séquentiellement des signaux ÏBF cohérents à 10,2 , 11,33 et 13,6 KHz, de la manière indiquée sur le format de signal ds la figure 2. Des bandes latérales à 11,3 , 45,3 et 226 Hz sont respectivement superposées aux signaux à 10,2 , 11,33 et 13,6 IZHz, de sorte que la position d'un 30 récepteur peut être déterminée de manière univocue r- l'intérieur d'une zone d'environ 7.û00 miles (11.500 km)de côté . Une séquence d'émission Oméga complète permettant une couverture mondiale totale au mpyen de huit émetteurs Oméga dure dix secondes. Chaque séquence comporte huit segments, chacun ayant une durée de l'ordre d'une 35 seconde, avec des intervalles de 0,2 seconde entre les segments adjacents, "in raison de la relation temps/fréquence unique existant au cours de chaque format d'émission Oméga de dix secondes, l'identification de la station émettant une fréquence donnée est facile à effectuer, comme il est décrit dans la publication Oméga 40 susmentionnée. BAD ORIGINAL t 000938 69 00601 2000938 Le calcul de la posiuioa d'un objet en utilisant les techniques Oméga, s'effectue par comparaison de la phase relative de sirnaux ayant la même fréquence reçus par cet objet depuis une oaire d'émetteurg. Four donner un exemple concret, on supposera que 5 l'avion 12 reçoit un signal à 10,2 KHz de la station 21 avec une phase de 45° par rapport à un signal de référence de phase à 10,2 KHz durant les premiers 9/1Oes de seconde d'un format d'émission Oméga. Durant une seconde période d'émission, allant de 1,1 à 2,1 secondes après le début du formut d'émission Oméga pris en consi-10 dération, l'avion 12 reçoit le signal à 10,2 KHz émis de la station 19 avec une phase de -30° par rapport à la référence à 10,2 KHz. Compte tenu du déphasage de 75° entre les signaux reçus des stations 19 et 21, une ligne de position isophase, définie comme une hyperbole ayant ses foyers aux stations 19 et 21, est tracée. 15 Pendant l'intervalle de temps de 1,1 seconde s'étendant de 2,3 à 3,4 secondes après le début du format d'émission Oméga pris en considération, l'onde à 10,2 KHz provenant de la station émettrice Oméga des Iles Hawaï est reçue par l'avion 12 avec une phase de -445° par rapport à la phase de la référence à 10,2 KHz. Compte tenu 20 de ce déphasage de 115° entre le signal des Iles Hawaï et le signal de la' station19, une seconde ligne isophase est tracée, l'intersection des deux lignes isophases fournissant une indication sur la position de l'avion.12. Etant donné que la phase relative des émissions à très basse 25 fréquence depuis les stations Oméga 19—21 varie périodiquement en fonction de 1'éloignement de la station, il est nécessaire d'utiliser plus d'une fréquence d'émission TBF. En employant trois très basses fréquences d'émission Onéga à 10,2 , 11,33 et 13,6 KHz, la position d'un objet équipé d'un récepteur TBF Oméga peirt être 30 déterminée avec une résolution correspondant à une surface de côté 75 miles (120 km) environ. Les bandes latérales à 11,3 , 45,3 et 226 Hz permettent une résolution correspondant à des régions de .côté 7.000 miles (11.500 km) environ. Selon la présente invention, les signaux TBF issus de la 35 quatrième station Oméga mentionnée sont reçus sur chacun des avions 11-13 afin de moduler les différentes porteuses de bandes L émises depuis chaque avion vers le satellite synchrone 14. Ce dernier recevant les trois porteuses de bande L qui lui sont adressées, hétérodyne leurs spectres de modulation avec la bande de base de 40 l'une des porteuses, et nodule en phase le spectre de bande de base 69 00601 12 2000938 sur une porteuse de la bande 0 émise vers les stations au sol 15 et 17. La station centrale 15 reçoit les spectres de modulation Oméga de la porteuse de bande'C et en extrait des informations sur la position des trois avions 11-13. La station au sol 15 comprend un 5 récepteur TBE pour permettre la détection des signaux Oméga modulés sur le signal micro-ondes reçu et leur séparation en fonction de la station d'émission de l'énergie TBF. A partir des spectres à radio-fréquence et à très basse fréquence reçus à la station 15, les positions des avions 11-13 sont déterminées à ladite station. L'infor-10 mation "de position est transformée en un signal digital qui module une sous-porteuse émise de la centrale 15 vers le satellite 14 dans la bande Ov En outre, cette information de position est fournie à un contrôleur central de trafic aérien qui supervise les statuts et positions de tous les avions. Le dispositif de relais du satellite 15 transpose la sous-porteuse de données dans la bande L pour son émission vers les avions 11-13. La sous porteuse est démodulée sur chacun des avions, de sorte que la position de chacun d'entre eux est connue des autres. En présence d'un, grand nombre d'avions, seules les positions des avions les plus proches sont fournies à un 20 avion donné. Selon un mode de mise en oeuvre dè l'invention illustré par la figure 3 et qui peut être utilisé pour augmenter ou remplacer le système de détermination de position Oméga TBF, une unique source TBF, telle que l'émetteur 20 eat utilisée en association 25 avec des techniques de mesure de décalage en radio-fréquence et des signaux altimétrique issus des avions 11-13. Afin de simplifier la description du mode de mise en oeuvre de l'invention représentée sur la figure 3, on ne considérera que la détermination de la position de l'avion 12, en supposant que des techniques semblables 30 sont employées pour déterminer la position des avions 11 et 13, et que les données significatives de la position de l'ensemble des avions sont renvoyées à ces derniers depuis la station au sol 15 et sont également fournies au contrôleur central. La position de l'avion 12 est déterminée en utilisant une technique selon 35 laquelle ladite position est définie par l'intersection de sphères 24 et 25 dont les rayons sont respectivement égaux à la distance entre l'avion 12 et le centre de la terre, telle que déterminée par l'altimètre de l'avion, et à la distance entre ce même avion / *3 0060 2000938 et l'émetteur Onega 20 r spectivenent. Les centres des sphères 24 et 25 coïncident respectivement. avcc le centre de la terre et l'émetteur TBF 20. La position de l'avion est le point d'intersection d3s sphères 24 ot £5 et d'une 3_igne de position circulaire 5 26 dont le centre coïncide avec le point à la verticale du satellite et dent le rayon est o.étermi-ié par l'altitude de l'avion 12 et sa distance au satellite 14. L'éloigne.lent de l'avion 12 par rapport à l'émetteur Oméga 20, suivant la surface de la sphère 25 est déterminé par des 10 techniques d'identité de phase TSF similaires à celles aises en oeuvre dans le système Oméga. La technique ici utilisée diffère toutefois de la technique Oméga, puisque la position de l'avion 12 par rapport à 1'émetteur TSF 20 est une sphère, et non plus une hyperbole. Le lieu des points est une sphère étant donné 15 que les lignes isophases proviennent d'un unique émetteur ÏBF , et se détermine en comparant la phase du signal TBF avec une référence de phase à la même fréquence. La phase de la ligne isophase 25, sur laquelle se trouve l'avion 12, est déterminée à la station centrale 15 en modulant une porteuse de bande L 20 émise par l'avion avec le signal TBF reçu par ce dernier, et en acheminant le signal modulé à la station centrale 15 par l'intermédiaire du satellite synchrone 14. Pour fournir la référence de phase des sign^vjc TBF reçus par l'avion 12, la station centrale 15 cornp-.rte une source à 10,2 Eïïs qui module 25 la porteuse en bande Ç fournie à l'avion 12 par le canal à radio-fréquence incluant le satellite 14. La référence de phase à 10,2 KHz reçue par l'avion 12 est réémise par ce dernier vers la station au sol 15 par l'intermédiaire du satellite synchrone, après modulation par le signal TBF à 10,2 KHz 30 provenant de l'émetteur Oméga 2u, ce cri permet la détermination de la sphère 25 à la station centrale. Le rayon du cercle 2ô est déterminé exclusivement en utilisant des techniques de décalage en radio-frécuence. Un spectre de tonalités de modulation à basse fréquence, dont les 35 fréquences sont du même ordre de grandeur que les fréquences d'émission Oméga, module la ;ortevrje en bande Ç émise par la station centrale 15 vers l'avion 12 par l'intermédiaire BAO ORlQtïfAi 69 00601 14 000938 du satellite 14. Les tonalités de modulation sont reçues sur l'avion 12 et renvoyées à la -station centrale 15» où elles sont comparées avec des signaux de référence de phase à la nêi:e fréquence. A partir de la différence de phase entre les signaux reçus et crées à la station centrale 15» la distance 5 entre l'avion i2 et le satellite 14 est calculée sensiblement de la même manière que la ligne de position 25 . Etant donné que la distance entre le satellite synchrone 14 et la station au sol 15 est également mesurée par des techniques de décalage de fréquence , la distance entre le point situé à 10 l'aplomb du satellite et l'avion 12 peut être déterminée pour définir le cercle 26. Un calculateur électronique de la station centrale 15 utilise les signaux représentatifs des phases en résolvant trois équations simultanées représentant les positions des lignes 24 - 26 pour déterminer la position de 15 11 avion 12. Selon un troisième mode de mise en oeuvre de l'invention, la position de l'avion 12 peut être déterminée à la station centrale 15 en utilisant des techniques de décalage en radio-fréquence , en association avec les indications de l'altimètre 20 de bord et des mesures de vitesse de l'avion par rapport au satellite 14 et par rapport à la terre. Les mesures de vitesse ou de variations de distance de l'avion 12 par rapport au satellite 14 s'effectuent par le truche-eut de mesures des glissement de f équence par effet Doppler effectuées à la 25 station de contrôle centrale sur la fréquence porteuse avion, tandis que les mesures de vitesse par rapport à la terre sont fournies par des accéléronètres équipant l'avion 12. La technique de décalage utilisée pour mesurer la distance entre le satellite 14 et l'avion 12 est identique à celle mentionnée ci-avant avec % référence à la figure 3. Tous les signaux sont envoyés à la station centrale 15, où la pcsi:ion de l'avion est calculée, supervisée par le contrôleur de trafic aérien et rcémise vers les avions en vol. Pour la bonne compréhension des principes géométriques utili-35 sés pour la détermination de la position de l'avion 12 en utilisant bad original 69 00601 15 2000938 les mesures de vitesse, on se reportera à la figure 4 des dessins. Fondamentalement, la technique employée comprend le calcul de la valeur que devrait prendre la variation de distance ïl_ de l'avion . s 1 ^ par rap:ort au satellite 14 en tenant compte du vecteur de 5 vitesse composite de l'avion Y pour chaque position d'une ligne de position définie par une sphère centrée sur le satellite et de rayon égal à la distance e 15 II peut être démontré que les données de vitesse et de position susmentionnées peuvent être utilisées pour la résolution des équations : . j=V(Sa cos 6 cos S - RQ)^+ (Ra cos 0 cos S)2+ (Rg sin O)2' ( 1 ). K L(Ra cos 0 cos S - Rq)Vx + (R& cos 3 sin 5)V 20 ® • "*1 +(Ra sin 0) Vzj (2), dans lesquelles : Rg = distance de l'avion au satellite mesurée par décalage de radio-fréquence; Rs = vitesse de l'avion par rapport au satellite mesurée par effet 25 Doppler en radio-fréquence, Rq = distance du satellite par rapport au centre de la terre, établie à partir de la position du satellite, Vx , Vy , Vz, vitesses de l'avion par rapport au centre de la terre, mesurées au moyen d'accéléromètres, 30 Ra = distance de l'avion par rapport au centre de la terre, mesurée au moyen d'un altimètre (avec R = R + h ), a e a" £ = angle azimutal de l'avion par rapport au méridien au-dessus duquel est situé le satellite, 0 = angle d'élévation de l'avion par rapport à l'équateur, 35 Re =rayon de la terre, =lecture de l'altimètre de bord. Les équations (1) et (2) forment un système ayant pour inconnues l'azimut S et l'élévation © de l'avion 12 dans un système de coordonnées sphériques dont le centre coïncide avec le centre de la 69 00601 16 2000938 terre. "Jans le systone ici décrit, 1 s trois procédés de détermina-tion de position conformes à l'invention sont intégrés en un système unique, ce oui pernet de vérifier le résultat de chacune 5 des méthodes. Dans un syct :r.ie réel, un ou plusieurs de ces procédés de détenninafcion de position pourrait en-: être utilisés, selon las avant- geo qui en seraient tirés. Le node de mise en oeuvre utilisant îlusiéurs émetteurs Onega pour la détermination de position a, pour l'instant, 11 inconvénient de ne pas bénéficier X) d'une couverture à l'échelle mondiale. En particulier, le système Oméga n'est à ce jour pas complet puisque seules quatre des huit stations requises pour une détermination de position à l'échelle mondiale ont été installées. Le mode de mise en oeuvre illustré par la figure 3, utilisant des techniques de décalage en radio-15 fréquence et à très basse fréquence, a pour avantage de ne pas requérir un jeu complet d'émetteurs Oméga. Le système de la figure 3 toutefois, requiert trois émetjeurs TÎ3F pour me couverture à l'échelle mondiale assurant un niveau de réception de signaux satisfaisant en tous points du globe. A ce jour, de tels émetteurs 20 TSi1 existent dans l'Atlantique I7ord et le Pacifique Central, mais aucun n'a été installé en Extrême Orient ou dans l'Océan Indien. Le mode de mise en euvre illustré par la figure 4 à l'avantage particulier de n'employer aucun émetteur 23F au sol. Le système de mesure de vitesse de la figure 4 est toutefois sujet à des erreurs 25 de calcul et à des indéterminations si Ta vitesse de l'avion surveillé est à angle droit de la ligne de position définie par la distance entre l'avion 12 et le satellite 14. En conséquence, le système utilisant les trois techniques pour déterminer la position d'un avion a pour avantage de permettre la compensation 30 des difficultés inhérentes à chacun d'entre eux. Bien que trois systèmes d-: détermination de position distincts soient théorique ..ent employés simultanément selon la présente invention, ces trois systèmes ont en coi un le fait d'exiger le fonctionne :ent en phase de la station centrale 15 et des équipe-35 ments de transmissions dont est pourvu chacun des avions 11-13. Pour garantir la cohérence des phases e„;re la station centrale 15 et chacun des avions 11-13, les signaux issus des avions doivent être verrouillés en phase pnr des signaux de référence de phase à la station, centrale. 15. La réalisation du verrouillage de phase 40 entre la station centrale 15 et les avions 11-13 représente BAD ORIGINAL 6- uOo1.' 2000938 toutefois te*. problème sérieux» étant donné eue pour la vitesse de 2.0C0 noeuds (3.200 km/h) de l'avio:, l_-3 porteuses eu b-.r.des L reç.-.es et émises :v r les avions subissent un déplaceriez de fréquence d*environ 1C îIHz. .In r-.ison du grand no.:bre des avion sur-5 veillés h tout noraent depuis la station centrale 1 5»un tel déplacement de fréquence de porteuse du signal émis par un avion,ne peut être toléré. Sinon, la largeur de bnde requise pour surveiller et garder en comunication deux cents avions serait 4,3 ïIHz, c'est-à-dire serait- supérieure à celle nécessaire pour transmettre 10 les signaux phoniques et les données entre l'avion et les stations au sol* Selon un as p s et de la présente invention qui se retrouve dans chacun des node.:; de aise en oeuvre précités, le décalage par effet Doppler des ondes émises par un avion est compensé en limitant le 15 glissement; de fréquence de la porteuse .émise par chacun des avions à une valeur relativement faible de, par exemple, - 0,8 EJIz« Si le glissement Doppler dépasse - 0,8 KHz, la fréquence porteuse émise par l'avion est décalée pas à pas de manière à ce qu'elle reste à l'intérieur de ces limites. Une indication digitale du 20 nombre de pas est émise par l'avion 12 vers la, station 15 en modulant une porteuse avec un signal binaire à basse fréquence, de sorte que la sts.tion centrale a connaissance de l'amplitude du glissement de fréquence crée par l'effet Doppler sur la porteuse émise or-.r l'avion, la valeur réelle^Le l'effet Doppler dans les 25 limites fixées est alors déterminée à la station centrale en mesurant la fréquence de porteuse dans le canal aviation alloué. On examinera maintenant les spectres émis par le satellite 14 vers les avions 11-13 et les stations au sol 15-17 en se référant aux figures 5 et 6. Comme montré sur la fi"ure 5, le spectre compo-30 site émis par le satellite 14 vers les avions 11-13 en partant des signaux reçus des stations au sol 15 et 17, comprend une porteuse unique f ^ dans la bande L modulée en phase par un spectre de bande ue base incluant sept tonalités continues, un signal digital •de commande d'horloge et ùrcis sous-porteuses modulées en fréquence. 55 Oes trois sous-porteusss sc~t écartées l'u.e de l'autre de 60 KHz, et sont centrées à 1GC IlKz, 160 KHz et 220 -Hz par rapport à la porteuse, chacune étant modulée en fréquence par un spectre de 18 IlHz de largeur de bande. Les sous-porteuses à 100 et 160 KHz transportent respectivement les signaux phoniques' et les signaux de 40 données issus de la station centrale 15, tandis que la sous-porteuse BAD ORIGINAL 69 00601 ta 2000938 à 220 EHstransporte les siriaux phonioues et de données éaanant de la station au sol 17. L'scartemenî; des fréquences de sous-porteuses est fixe d'une manière prédéterminée, de sorte que la porteuse des signaux phonicues issus de la statio- au sol 17 est 5 écartée de 220 EHz de la porteuse issue de la station centrale 15» cette relation étant maintenue par la station 17 contrôlant les transmissionspar satellite. Les données de "bande de base de la oorteuse fQ^, issues de signaux produits à la station centrale 15, sont réparties entre 10 plusieurs fréquences audio distinctes, des tonalités cohérentes décalées et un signal de commande et de base de terres, ce dernier occupant une largeur de bande de 500 Hz et étant centré sur une sous-porteuse à 1 KHz. Les différentes fréquences simples et les tonalités décalées de la bande de base sont utilisées pour 15 la aise en oeuvre des procédés de détermination de position décrits en relation avec la figure 3. En particulier, les tonalités à 3,4 , 5,67 et 6,8 KHz permettent de déterminer la position de l'avion 11 en utilisant des techniques de comparaison de phase. Pour améliorer la résolution des techniques par décalage de radio-fréquence, 20 une seconde, tonalité est associée à chacune des trois tonalités précitées, cette seoonae tonalité étant écartée de 226, 46,3 et 11,3 Hz des tonalités à 3,4 , 5,67 et 6,8 EHz respectivement. Une tonalité à 10,2 KHz procure aux avions 11-13 une référence de phase à une fréquence ider.iiaue à l'une des fréquences THF, de 25 manière à permettre la déteiniination du rayon de la sphère 25 de la figure 3. Le spectre émis vers le satellite 14 par chacun des avions 11-13, représenté par le diagramme spectral de la figure 6, a une fréquence de porteuse fQ^, et une largeur de bande totale de 7 KHz 30 plus deux bandes de garde de 1 KHz situées à chacune des extrémités du spectre. La porteuse f est modulée par un spectre vocal en modulation d'amplitude à bande latérale unique sur la bande de base s'étendant de 350 à 3.000 Hz. Les tonalités décalées à bande latérale unique sont situées aux même fréquences relatives dans 35 les bannes de base émises et reçues par chacun des avions, à . savoir à 3,4 , 3,626 , 5,67, 5,716, 6,8 et 6,93 2Hz à partir de fQÀ» En ouire, la sous-porteuse à 4,25 KHz de fQ^ est modulée par des signaux de données digitales ayant une largeur de bande de - 0,25KHz. Les données digitales représentent d.:s paramètres mesurés à bord 40 de l'avion: des exemples de tels paramètres sont la compensation BAD ORIGINAL 69 00601 19 2000938 de fréquence 3op 1er, 1'altiti-.de de l'avion et les lectures d ' rccéléromVtres. 1er .'sur de bande totale réelle nécessaire t>our le soectre de I". figure 6 est c.o l'ordre 0.3 7 EHz. Cette larges de bande " ocsz accrue .juscu'a 9 Illz en cicpo:;ant des canoës de garde de 1 .3.Z à chacune des entrérites du spectre. Ces bandes de garde coût req-r-tcG pc .r accommoder le décala-re en frécuence de - 0,8 ITTTt-. dû à l'effet _ot)oler agissant sur la ;erteuse f . lors eue la * - - oA cc : :ensati-;n -copier est utilisée. Si la ueennir-ue de compensation 10 conforme à la présente invention n'était pas utilisée, les bandes do • .rd- devraient s'étendre sur 10 ZHz de part et d'autre du s-.octre. Les spectres prove r nt de cli -.cim des avions 11-13 possèdent des fréquences de porteuses différences prédéterminées, mutuelle-15 ment écartées de 9 IHîz, de sorte que le spectre conplet de chacun des avions .peut être reçu par le satellite, sans chevauclierient sur les spectres adjacents. Les spectres provenant des avions 11-13 sont émis par une voie en bande L vers le satellite 14, où ils sent détectés et modules sur une porteuse unique en bande Ç, avec 20 la *..:e 3 e.parât ion en fréquence que lors de leur transmission w.wG *-V-LO;.-S *V" S i? S —G SClû ell it S o -i-Jci porteuse en bande C.est émise par le rjrtellite 14 vers les stations au sol 15 et 17. La station 15 reçoit 1'ense:..V.;.:; des don -'es en bande £ relayées par le catellite, ta:*dis eue la et tioii 17 ne reçoit que des signaux 25 plrv._i -. -r. en âa:de Ç émanant d'avio .s à proximité de-ladite station, c-t --.r • i?.leurs contrôle la porteuse en bande L et les niveaux "0 race émis p- r le satellite en vue des contrôles de ..." ^ C - O- ' O 0 JL>-fJ.JCLÏlG3 • Cn "a nain ; onant examiner 1 ' équipement de lo. station centrale %> 15, d". catellite et -de l'un des avionr; 11-13 en se référant aux fi-n'os 7, à et j v'îpoective :«nt. La st' tion centrale 15 représentée T.-r 1 : fi n-.ro 7 f r.vx.it le rnectre indirué par la figure 5, à 1* .•."^-.;ti:.n d cor unie tionc nnonicuet et en modulation de :'r' -:C"£ .la sens-pcrter/ic à 22C 1ZIs, qui est fournie pai" la 15 cxroronà an émetteur 31 en bande C „ . r_ "or b née Ç 33, necr.el est couplé Cv VUIO clïi u • dr.v' (-.on représentée), l'émetteur en bande Ç 31 traite, 40 1 - jio.. •„ 1 -, bande vocale centrée sur 220 SHz, le spectre ftAO ORIGINAL 69 00601 2000938 indiqué sur la fi.*.*ure 5 , fourni par un modulateur 34 à bancle latérale unique. Le modulateur 34 reçoit le spectre de la sortie d'un amplificateur additionneur 34, dont les entrées sc-nt reliées à in amplificateur additionneur Jô et aux modulateurs de 5 fréquences 36 et 37. Le modulateur de fréquence 36 inclut une source 39 de sous-porteuse à 100 Ida pour la modulation des signaux diçitr.ux fournis par ur_ calculateur 41 , tandis que le modulateur 37 inclut une source 32 de s : us-porteuse à 160 KHz et reçoit dos signaux vocrr; -'o".r"iin par un microphone d'opérateur 10 43. Oha-cun des modulateurs 36 et 37 comporte un filtre passe bande pour limiter l'excursion de frécueiice à 18 KHz. Le modulateur de fréquence 37 possède un indice de modulation égal à 2, et donc requiert une ..argeur de bande de 13 ±nïz pour un spectre de bande do base allant jusqu'à 3 KHz. t 15 L• amplificat eur additionneur 38 fournit le reliquat du spectre de bande de base de la figure 5 à l'araplif icat eur 35. A cet effet, les entrées de l1amplificateur additionneur 38 reçoivent des tonalités continues à 3,4 , 3,626 , 5,67 , 5,716 , 6,8 et 6,93 KHz respectivement fournies par des sources 34, 44,1 , 45, 45,1 , 46 20 et 46,1. En outre, l'amplificateur additionneur 38 comporte une enjrée par laquelle il reçoit les signaux de cg mande et de base do temps modulés sur "..a sortie d'une source 48/sous-porteuse à 1 KHa. Les signaux de commande et de base de temps modulés sur la -25 source de sous-porteuse 48 sont produits à partir de la séquence Oméga de la figure 2, reçus à la station centrale 15 par une antenne ÎBF 4^ et appliquas au récepteur Oméga 51 . Le récepteur Oméga 51 fournit un signal à un réseau 52 d'identification de la station Oméga, du type habituellement utilisé dans tous les 30 récepteurs Oméga, mais dans le circuit duquel est introduit un retard de 0,25 seconde pour compenser la durée moyenne de transmission aller et retour en;re la station 15 et les avions par l'intermédiaire du satellite 14. Le réseau 52 d'identification de station Oméga alimente quatre sorties, présentant chacune le 35 niveau binaire un lorsque le récepteur 51 reçoit un signal à 10,2 KHz provenant de l'un des émetteurs Oméga 19-21 ou bien de l'émetteur situé aux Iles Haïrai. Les quatre signaux fournis par le réseau 52 d'identification des stations Oméga sont appliqués à une porte OU 53, dont la 40 sortie est appliquée à un codeur digital 54. Le codeur 54 comporte BAD ORIGINAL 2000938 une autre entrée, pour déterminer la durée de formats Oméga alternés durant 10 secondes. A cet effet, la sortie du réseau 52 d'identification dee stations Oméga indiquant la réception -.'un si'iicl à 10,2 KHz depuis l'énetteur Oméga 15 au conr.iencer.ient de 0 ^ 5 chaque for.iat de 1C secondes/couplée à l'entrée d'un réseau détecteur différentiateur 55. 3n conséquence, au commencement de char.ue format Oméga, le réseau 55 fournit une inpulsion de faible durée qui est appliquée à l'entrée d'un multivibrateur bistable 56. La sortie du multivibrateur 56, à savoir un créneau de 10 période de récurrence 20 secondes, est appliquée à l'autre entrée du codeur 54. Durant les formats de transmission Oméga successifs» les sorties du flip-flop 56 sont alternativement aux niveaux binaires zéro et un. Les zéros et uns binaires fournis par le flip-flop 56 et la porte OU 53 sont transposés dans le codeur 54 en signaux 15 digitaux utilisés pour commander des interrupteurs à bord des avions 11-13, comme on le verra ci-après. La sortie du codeur 54 est une séquence de bits binaires, correspondant à l'état des signaux issus du flip-flop 56 et de la porte OU 53. La fréquence de porteuse fournie au modulateur à bande laté-20 raie unique 34 est issue d'un générateur de fréquence en bande C 61. La fréquence reçue par le circuit de relais du satellite 14 devant rester apparemment constante, la sortie du générateur 61 ne peut as être appliquée directement au modulateur 34, étant donné que le satellite synchrone se déplace par rapport au point 25 de la surface de la terre situé à sa verticale. Le mouvement du satellite 14 par rapport à la terre provoque un décalage Doppler des fréquences de porteuse qu'il reçoit. La compensation de cet effet Doppler est assurée sensiblement de la même manière à chacune des stations au sol en pilotant la 30 fréquence de porteuse en bande L émise par le satellite 14 vers les avions 11-13. La porteuse en bande L est collectée à la station centrale 15 par un feeder 62 qui est couplé par un récepteur en bande L 63. La fréquence de porteuse f ^ issue du récepteur 63 est comparée avec la sortie du générateur de fréquence 35 61 dans une boucle à phase bloquée 64 comprenant un détecteur synchrone 65 répondrait aux sorties du générateur de fréquence 61 et à la sortie "somme" d'un mélangeur 68, obtenue par battement des signaux de sortie d'un oscillateur 66 commandé par tension et du récepteur en bande L 63. Le détecteur synchrone 65 fournit un 40 spectre incluant une tension continue représentative de la 69 00601 BAD ORIGINAL 69 00601 22 2000938 séparation en fréquence des signaux de nicro-ondes qui lui sont appliqués. Cette tension continue traverse un filtre passe-bas 67» à l'exclusion des autres élé-.ents du spectre engendrés par le détecteur 65„ et contrôle la fréquence de l'oscillateur commandé 5 en tension 66. La sortie de l'oscillateur 66 non seulement est mélangée avec celle du récepteur 63 dans le mélangeur 68, mais fait par ailleurs l'objet d'une -îultiplicatior de fréquence dans le multiplicateur 70 pour produire une porteuse en bande C qui est four:'ie au modulateur 34 à bande latérale unique. La 10 porteuse en baiide Ç modulée en bande latérale unique fournie par le modulateur 34 est appliquée au feeder 33 par l'intermédiaire de l'émetteur 31 . Le sibr: l en bande Ç issu de l'émetteur 31 est dirigé vers le satellite, dont les circuits de relais sont représentés sur la 15 figure 8. D'une manière générale, les circuits du satellite mélangent les signaux reçus des stations 15 et 17 à la bande de base de l'une des porteuses en bande Ç , et modulent en phase une porteuse en bande Là 1,54 GHz avec les spectres de bande de base, tout en maintenant; la cohérence de phase en extrayant la 20 porteuse émise de la porteuse reçue. Les composants de modulation sont modulés en phase sur la porteuse en bande L à 1,54 GHz, avec une déviation quadratique moyenne d'un radian quelle que soit la puissance totale reçue par le satellite des stations au sol. En conséquence, le signal composite en bande L émis par le 25 satellite 14, présente la même léviation quadratique mo3renne , quel que soit le nombre de stations au sol en fonctionnement, et semble donc produit par une source unique. La cohérence de phase des signaux en bande £ et en bande L respectivement reçus et émis par le satellite 14 par le truchement 30 de l'antenne 81 et du diplexeur 82 est assurée en extrayant la porteuse en bande Ç émise par la station centrale 15 et en l'utilisant pour contrôler le générateur Ce fréquence 83 du satellite. La porteuse à 5,1 GHz est extrite de la modulation en appliquant le spectre en banâe Ç représenté sur la figure 5 au détecteur 35 synchrone 34 à travers le préamplificateur 65. Le détecteur synchrone 34 est branché dans une boucle à.phase bloquée avec un filtre pa:.se-bas c-6 qui fournit un signal continu à l'oscillateur commandé en tension 87. -"e filtre passe-bas 86 est conçu pour présenter une fréquence de coupure de 500 Hz, de sorte que la modulation de la 40 porteuse f ^ à 5»1 GHz n'agit pas sur la fréquence de l'oscillateur BAD ORIGINAL 69 00601 2000938 87. La sortie de ce dernier -est renvoyée par des circuits parallèles au détecteur synchrone 84 et au régénérateur de f éruence 33. La sortie du détecteur synchrone 34 traverse ur_ filtre nasse-bas ôô ayant une i.•J uonoe de c-cuuoure pro pre à "osr.-lettre 1 ' eictrac-5 tion de l'ensemble du spectre en bar.ie 0 issu du ûiplexeur 82. Sans le système considéré, oui comporte une unique station centrale et une seule statio;: auxiliaire, la frécuence de coupure du filtre 38 est de l'ordre de 250 KHz, permettant l'extraction complète du spectre ..vontré sur la figure 5. Bien entendu, pour des systèmes 10 incluant plusieurs stations au sol, la bande passante du filtre 08 est ajustée selon les besoins. Le spectre de bande de base extrait du filtre passe-bas 38 nodule une fréquence port GT.t.3 e issue du frénOrateur 63 dans un nodulateur de phase 89- Le modulateur de phase 89 reçoit le 15 spectre issu du filtre 88 prr le circuit établi à travers l'amplificateur à faible niveau £1, auquel est associé un réseau 92 de contrôle automatique de gain. Le réseau de contrôle automatique de gain 92 agit en réponse à la puissance cuadratique moyenne du spectre produit à la sortie de ' amplificateur 91 de manière à 20 régler le gain de cet amplificateur à un niveau propre à maintenir l'amplitude du signal appliqué à l'entrée du modulateur de phase 89 à un niveau pour lequel la modulation de phase Présente me déviation cuadratique moyenne d'un radian, c-uelle eue soit la puissance reçue par le satellite des stations au sol. A cet effet, 25 le réseau de contrôle automatique de -rin 92 additionne effectivement les puissances correspondant aux différents spectres du type montré sur la figure 5, issus de 1 ' a: îplif icat eur. 91 . Si par exemple une seule station centrale 15 envoie des données ai/satel-lite 14 à pleine puissance, et si la puissance reçue par le satelli-30 te de la station 17 se trouve réduite, p r exemple en raison des conditions atmosphériques, le spectre vocal centré sur 220 IIPIz se trouverait atténué par rapport à la puissance du cpectre à 160 SZz, et la tension de contrôle automatique de gain serait de valeur inférieure à celle qu'elle possède lorsque le spectre vocal centré 35 sur 220 KHz est reçu à pleine puissance; au contraire, un signal de contrôle de gain relativement fort est produit lorsque le satellite reçoit pratiquement sans atténuation la puissance rayonnée par les deux stations. En fonction du niveau bas ou élevé des signaux de sortie du réseau 92 de contrôle automatique de gain 40 dans les conditions indiquées, le gain de 1'amplificateur 91 est BAD ORI^'MAU 69 00601 2000938 respectivement accru ou réduit pour assurer une déviation de phase de valeur quadratique moyenne à un radian à la sortie du modulateur de phase 89. Le signal de sortie modulé en phase du modulateur 89 est 5 transposé de la fréquence DOrteuse.relativement basse fournie au modulateur par le générateur 83 sur une porteuse en bande L à 1,54 GrHz en appliquant la sortie du modulateur de phase à une série de mélangeurs en cascade, représentés pour plus de simplicité comme un mélangeur unique 93. le mélangeur 93 tire de la sortie à 10 fréquence relativement élevée du générateur 83 un signal de somme en bande L modulé en bande latérale unique. Le signal issu du mélangeur 93 est appliqué par l'intermédiaire d'un amplificateur de puissance 94 au diplexeur 82 et est rayonné par l'antenne 81. Le signal en bande 1 est reçu aux stations au sol 15 et 17 pour 15 commander le modulateur à bande latérale unique 34 qu'elle comporte ; à la station 17, le signal en bande L commande l'émetteur en bande G . La commande de l'émetteur en bande C de la station centrale 15 est assurée par un signal digital produit sur le satellite 14 à partir du niveau de la tension de contrôle 20 automatique de gain appliquée à l'amplificateur 92. Pour produire ce signal digital, la tension du réseau de contrôle automatique de gain 92 est appliquée à un convertisseur analogue-digital 95, dont la sortie modulée par un mixeur 96 sur une sous-porteuse à 5 KHz produite par une source 97. La sous-porteuse est modulée en 25 phase sur une porteuse en bande 0 , comme on le verra ci-après et est émise par la station centrale 15. La puissance rayonnée par la station centrale 15 est commandée en fonction du niveau du contrôle automatique de gain dans le satellite en appliquant la porteuse en bande 0 , par 30 l'intermédiaire du diplexeur 32 et du récepteur en bande C 101 à une boucle de démodulation à phase bloquée 102. La sortie à fréquence intermédiaire modulée en amplitude du démodulateur 102 est appliquée à un décodeur digital 103 produisant un signal d'amplitude variable qui est appliqué à l'entrée de contrôle 35 automatique de gain de l'émetteur entende 0 31. De la sorte, la puissance en bande Ç rayonnée par la station 15 est maintenue dans des limites prédéterminées et n'a pas tendance à croître de manière incontrôlée si la puissance totale reçue des stations au sol par le satellite vient à décroître. 69 00601 25 2000938 Pour maintenir constant le rapport des puissances reçues par le satellite 14 à partir de la station périphérique 17 et de la station centrale 15» et ainsi permettre que le signal émis dudit satellite vers les avions paraissent issus d'une source 5 unique, la station 17 comporte des moyens pour comparer sa propre puissance et celle de la station centrale vues du satellite. A cet effet, et comme montré sur la figure 1Q« la station périphérique 17 comprend un feeder d'antenne en bande L 104p couplé à un récepteur en bande L 105. le signal de sortie du récepteur 105 1 O est appliqué à un démodulateur synchrone 106;, dont la sortie comprend deux signaux d'amplitude variable en fonctioh des fréquences des signaux émis par les stations 15 et 17° Les amplitudes des signaux de sortie du démodulateur 106 sont détectés par des analyseurs de spectre 107 et 108, pilotés en parallèle par la 15 sortie du démodulateur 106. Les sorties d'amplitude variable des analyseurs 107 et 108, respectivement proportionnelles aux amplitudes relatives des signaux de canal vocal reçus par le satellite 14 des stations 15 et 17, sont comparées dans un réseau comparateur 109. Le signal issu du réseau de comparaison 109 est appliqué à 20 l'entrée de contrôle automatique de gain d'un émetteur en bande C 111, dont la sortie est couplée à un feeder 112® Ainsi, lorsque l'amplitude des signaux de canal vocal reçus par le satellite 14 de la station 17 varie en valeur relative par rapport à l'amplitude des signaux correspondants reçus de la station 15, la puissance 25 rayonnée par la station périphérique est modifiée, de manière que les amplitudes des spectres centrés à 160 et 220 KHz (figure 5) soient maintenues égales. Etant donné que le processus de démodula-tion-modulation dans le satellite 14 fait que pratiquement toute l'énergie émise par ce icmiff se trouve dans la première bande 30 latérale, la détection des amplitudes des signaux vocaux est assurée dans les analyseurs 107 et 108 au moyen de circuits relativement simples formant filtres passe-bande. Le contrôle de la fréquence du signal émis à partir du feeder d'antenne 112 est assuré au moyen d'un appareillage pratiquement 53 identique à celui utilisé dans le schéma de la figure 7. En particulier, une boucle à phase bloquée 113 fournit une porteuse en bande G à un modulateur à bande latérale unique 114 ayant une fréquence propre à compenser l'effet Doppler sur la porteuse de satellite résultant du déplacement de ce dernier., La porteuse en 40 bande Ç est hétérodynée avec un signal vocal modulé en fréquence 69 00601 2000938 avec une largeur de banda de 18 KHz par modulation d'une source 116 de sous-porteuse à 220 KHz. le signal vocal est fourni par un microphone 115 qui alimente un modulateur à modulation de fréquence 117, lui-même alimenté par la source 116 et monté en cascade avec 5 le modulateur à bande latérale unique 114. le signal en bande i issu du satellite 14 est également transmis à chacun des avions 11-13 selon le format spectral de bande de base indiqué sur la figure 5» La porteuse à 1,54 GHz émise par le satellite 14 est reçue sur chacun des avions 11-13 10 par une antenne 151 (figure 9) et transmise par l'intermédiaire d'tm diplexeur 152 à un récepteur en bande L 153. Globalement, l'équipement de réception monté à bord de chacun des avions 11-13 procède à la démoddation de phase du spectre reçu, les signaux phoniques et de données centrés sur 100, 160 et 220 KHz sont 15 démodulés ; les fréquences décalées sont extraites et relayées vers la station centrale 15» En outre, les signaux de commande et d'horloge de la sous-porteuse de bande de base à 1,0 KHz sontdétectés pour commander la transmission de tonalités décalées supplémentaires depuis les avions vers la station centrale 15. L'équipement 20 de chacun des avions détermine par ailleurs la modification Doppler de la porteuse en bande L reçue, en fonction du mouvement de l'avion et de manière à compenser les glissements de fréquence par effet Doppler. La transmission des tonalités latérales depuis les avions 25 doit être effectuée en cohérence de phase par rapport aux tonalités latérales reçues. A cet effet, le récepteur enbande L 153 applique la porteuse en bande L modulée en phase à un démodulateur en boucle à phase bloquée comportant un oscillateur à commande par tension 154, asservi à la fréquence et à la phase de la porteuse 30 en bande L reçue. L'oscillateur contrôlé en tension 154, dont la fréquence nominale est de l'ordre de 20 MHz, est commandé par un réseau diviseur à phase bloquée comprenant des mélangeurs 155-15S montés en cascade et un filtre passe-bas en boucle 159. A la sortie du mélangeur 158 apparaît le spectre démodulé en phase du 35 signal reçu du satellite 14, ledit spectre étant une réplique de la bande de base du spectre représenté sur la figure 5, et inclttaot une composante continue représentative de la différence de phase entre les deux signaux d'entrée appliqués au mélangeur. Le signal continu est appliqué à une entrée de commande de l'oscillateur 154 40 par l'intermédiaire d'un filtre en bousls 1 59, à l'exclusion des autres 69 00601 27 2000938 éléments du spectre reçu, afin d'assurer la cohérence de phase de l'oscillateur commandé en tension 154 avec le signal à 1,54 Gîîz appliqué au récepteur 130. Afin d'assurer la réduction de fréquence nécessaire au 5 battement de la porteuse à 1,54 GHz avec la bande de base, la sortie de l'oscillateur commandé en tension 154 est appliquée directement au mélangeur 158, tendis que la sortie dudit oscillateur est appliqué aux mélangeurs 155-157 par l'intermédiaire de multiplicateurs de fréquence 161-163, possédant des facteurs de multipli-10 cation respectivement, égaux à 64, 8 et 4. La sortie de chacun des mélangeurs 155-158 ne comporte donc que la partie basse du spectre de bande latérale des deux signaux qui leur sont appliqués. Le signal à fréquence nominale 20 MHz engendré par l'oscillateur 154 est appliqué à un diviseur de fréquence 164 qui fournit 15 des sorties séparées à 17 KHz et 4,25 KHz. Par ailleurs, la sortie de 1'oscillâteur 154 est appliquée à un circuit de modulation et de conversion de fréquence 173 qui fournit une porteuse en bande C modulée par les signaux de bande latérale unique engendrés à bord de l'avion. 20 Le circuit 173 comprend sept mélangeurs 401-407 montés en cascade, chacun sensible à un multiple différent de la sortie de l'oscillateur 154 et tous, à l'exception du mélangeur 401, à la fréquence de sommation issue du mélangeur précédent. Le mélangeur 401 répond sa spectre de bande de base illustré par la figure 6, 25 fourni par l'amplificateur d'addition 172 et à un signal à 20 KHz issu d'un diviseur de fréquence 408 à rapport de division 1.000 alimenté par l'oscillateur 154. Le spectre issu du mélangeur 401, sur une porteuse à 20 KHz, est combiné dans le mélangeur 402 avec une onde à fréquence variable engendrée par le réseau de correc-30 tion d'effet Doppler 168, la sortie "somme de f •équences" du mélangeur 402 étant appliquée au mélangeur 403. La fréquence de sortie du réseau 168 varie par pas de 1,6 KHz entre 70,4 et 89,6KHz, en fonction de la vitesse de l'avion. ^es mélangeurs 403-407 assurent 1'élévation de fréquence et 35 la sélection de canal de la porteuse corrigée quant à l'effet Doppler et modulé par le spectre indiqué sur la figure 6, issue du mélangeur 402. le mélangeur 404 est relié à l'oscillateur 154 par l'intermédiaire d'un diviseur de fréquence et sélecteur de canal d'émission préréglé 165, tandis que les mélangeurs 403, 405, 40 406 et 407 sont pilotés par l'oscillateur 154 à des fréquences de 69 00601 2000938 1,9 , 20, 320 et 1.280 MHz par l'intermédiaire des multiplicateurs de fréquence 408, 409 et 410, possédant respectivement des facteurs de multiplication de 19 , 16 et 64. Ainsi, la sortie du mélangeur 407 est centrée ^ sur une fréquence nominale en bande L de 5 1 .627 GHz ladite fréquence variant entre 1 .626 et 1.628 GrHz, selon le canal choisi. Le sélecteur de canal 165 est un diviseur de fréquence qui ré4uit la fréquence de l'oscillateur 154 par un facteur de 9K où. K » 553, 554 et 555 pour les avions 11, 12 et 13 20*000 10 respectivement. Dans un système concret coneernaiit 200 avions, E prendrait selon une loi prédéterminée toutes les valeurs entières comprises entre 445 et 644, de sorte que les fréquences de sortie des diviseurs 165 associés aux différents avions seraient écartées l'une de l'autre de 9 KHz. A cet écart de 9 KHz correspond une 15 séparation correspondante des fréquences des porteuses émises par chacun des avions 11-13, ce qui évite tout chevauchement des spectres reçus par le satellite 14. La sortie à 1.620 MHz du mélangeur 407 est appliqué à l'émetteur en bande L 181 qui alimente le diple-xeur 102 et l'antenne 101. 20 La structure de détail du réseau de correction d'effet Doppler 168 est décrite ci-après en relation avec la figure 11. Essentiellement, ce réseau 168 comprend des circuits répondant à un signal engendré localement de telle manière que la fréquence émise par l'avion se situe, vus du. satellite 14, à moins de i 0,8 KTfa des 25 limites de la fréquence de porteuse f0A assignées à l'avion, quelle que soit la vitesse relative de ce dernier par rapport au satellite. Si le déplacement par effet Doppler des fréquences de porteuse émise et reçue par l'avion en raison de sa vitesse dépasse la fréquence de porteuse assignée à l'avion de plus de + 30 - 0,8 KHz, la porteuse émise est ramenée par la valeur discrète à une fréquence sensiblement exactement égale à la fréquence assignée. le réseau de correction d'effet Doppler 168 mesure la différence de fréquence entre les sorties de l'oscillateur 154 et d'une source de référence 169. En réponse à la différence des fréquences 35 fournies par les oscillateurs 164 et 169, qui peuvent varier de - 140 Hz au moins en raison de la vitesse relative de l'avion 12 par rapport au satellite 14, le réseau 168 fournit deux signaux de sortie, qui sont respectivement appliqués à un générateur de code c9 "*0601 2000938 digital 171 et à un mélmgeur 402» Le réseau 166 fournit un nignal de sortie représentatif de la gainre dans laquelle s'irscrit la fréquence appliquée au mélangeur 402, par pas de 1,6 EEz. Ce réseau 168 comporte des moyens intro-5 cuisant de l'hystérésis dans les indications de gamme, de sorte que les changements de gacr-e re produisent à une fréquence supérieure lorsque les glissements par effet Doppler augmentent, et à une fréquence inférieure lorsque les glissements par effet Doppler diminuent. Les séparations par hystérésis sont de l'ordre de 100 Hz 10 pour les glissements décroissants et croissants. L'hystérésis ainsi introduit dans l'indication de gamme se justifie par le fait que les fréquences appliquées au réseau 1 68 peuvent légèrement vcrier l'une par rapport à l'autre autour de l'une des limites de gamine» L'hystérésis ainsi introduit empêche que ces légères variations 1 5 aient un effet sur les entrées du générateur de code digital 171 et du mélangeur 167, de sorte que des variations exagérées de la sortie du mélangeur 167 ne peuvent se Produire dans l'une ou l'autre direction dans un intervalle de temps court. Chaque fois qu'il se produit un déplacement de fréquence par 20 effet Doppler de 1,6 KHz en sens croissant ou décroissant, un signal différent est appliqué p-r le réseau de correction 168 au générateur de code digital 171. Ce générateur répond au signal qui lui est appliqué car le réseau de correction d'effet Dop"ler 168 en produisant un mot binaire multi-bits représentatif du nombre 25 global des pas de décalage Doppler détectés par le réseau de correction 168. Cette technique de compensation de l'effet Doppler assure le maintien de la cohérence de phase entre les porteuses émise et reçue, puisqu1aucun oscillateur indépendant n'est directement couplé dans la voie d'acheminement des signaux. 30 On va maintenant étudier l'appareillage utilisé pour produire les signaux issus de 1'amplificateur additionneur 172, tels qu'ils sont indiqués sur le diagramme spectral de la figure 6. Le signal vocal, qui occupe une bande de base s'étendant d'environ 350 à 3.00C Hz, est fourni par un microphone 182 relié à une entrée de 35 l'amplificateur additionneur 172 par l'intermédiaire d'un filtre passe-b'-nde 183 ayant une fréquence de coupure à 3 KHz. Les • • • signaux digitaux i, y et z représentatifs de la vitesse de l'avion selon les trois axes de coordonnées mutuellement orthogonaux, ainsi que le signal ha représentatif de l'altitude de l'avion, sont 40 fournis par quatre transducteurs digitaux diptints 184-167. Les o9 00601 30 2000938 signaux digitaux fournis par les transducteurs 184-137 et par le générateur de code digital 171 sort multiplexes en partage de temps au moyen d'un commutateur de multiplexage 188 et appliqué?à l'entrée d'un mélangeur 139, dont l'autre entrée reçoit la sortie 5 à ^,25 KHz du diviseur de fréquence 164» La "bande totale issue du mélangeur 189» qui s'étend de 4 à 4,5 KHz, est appliquée à l'une des entrées de l'amplificateur additionneur 172 nar l'intermédiaire d'un filtre passe-bande 192, ayant des fréquences de coupure inférieure et supérieure de 4 et 4,5 KHz respectivement. 10 Les signaux de tonalités décalées sont appliqués aux entrées de l'amplificateur additionneur 172 à travers des filtres passe-bande 193-195 à f-cteurs de qualité relativement élevés, centrés sur des fréquences de 3,4 , 5,67 et 6,8 KH z respectivement. Les signaux de tonalités décalées sont appliqués aux filtres 193-195 par 15 connexion en parallèle des entrées filtre à la sortie d'un commutateur électronique 196. Le commutateur 196 répond alternativement aux signaux de tonalités décalées utilisés dans le cadre des techniques de positionnement n1 impliquant que des signaux Oméga THF et du procédé mettant en oeuvre à la fois des signaux TBÏ" et 20 radio-fréquence. Les signaux requis par les techniques n'utilisant que des signaux radio-fréquence décalés, tels que décrits en relation avec la figure 4, peuvent être fournis par l'intermédiaire du commutateur 196 durant l'un quelconque de ces intervalles. Les tonalités radio-fréquence décalées situées dans la bande 25 comprise entre 3 et 7 KHz, comme montré sur le diagramme spectral de la figure 5, sont extraites de la bande de base par le mélangeur 158 et appliquées par l'intermédiaire d'un filtre passe-bande 197, ayant des fréquences de coupure inférieure et supérieure de 3 et 7 KHz respectivement. Le spectre des tonalités décalées issu du 30 filtre 197 est en conséquence continuellement appliqué à la borç.e 198 du commutateur 196. Ce dernier répond au signal de commande et d'horloge centré sur 1 KHz, fourni par le mélangeur 158 "ar l'intermédiaire d'un filtre passe-bande 199, ayant des fréquences de coupure de 0,75 et 1 ,25 KHz, à un détecteur de modulation d'ampli-35 tude 20G. Le signal binaire à fréquence relativement peu élevée engendré par le détecteur 200 est appliqué au décodeur di,~ital 202, qui fournit un signal à double niveau pour alternativement relier le contact mobile 203 du commutateur 196 aux contacts 204 et 198 durant chaque période successive de dix secondes. En conséquence, 40 les tonalités décalées apparaissant à la sortie du filtre pasre- 69 00601 31 2000938 bande 197 et is:ues de la porteuse radio-fréquence sont appliquées à l'amplificateur additionneur 172 durant des périodes alternées de dix secondes. Pendant les autres périodes de dix secondes, lorsque le contact mobile 203 engage le contact 204, le spectre est 5 appliqué aux filtres pasr^e-cande 193-195 correspondant aux différentes tonalités TBF Oméga. Durant les cinq premières secondes de hacue période ce dix secondes, le décodeur digital 202 rér.ond à la sortie du détecteur 200 en amenant le contact 205 ~e l'inverseur 206 en con~act avec 10 la borne 207 ; curant les cinq secondes restant de chaque période de dix secondes, le décodeur amène le contact mobile 205 en engagement avec le contact 208. En conséquence, les quatre signaux TBF à 10,2 KHz issus des émetteurs TBF 19-21 et de l'émetteur TBF des Iles Hawaï, tels que reçus par un avion, sont appliqués à la 15 borne 207 de l'inverseur 206 durant les cinq premières secondes de chaque période de dix secondes. A bord de chaque avion, les signaux Oméga TBF sont fournis aux inverseurs 196 et 206 par l'intermédiaire d'une -ntenr-e de réception TBF 209, dont la sortie est couplée à un récepteur TBF 211 qui alimente un filtre passe-20 bande 212 à facteur de qualité élevé, ayant une fréquence centrale de 10,2 KHz . Durant les cinq secondes consécutives de chaque périodes de dix secondes, les tonalités décalées de radio-fréquence à 10,2 KHz sont extraites du spectre issu du mélangeur 158 au moyen d'une connexion entre le filtre passe-bande 213 à facteur de quali-25 té élevé, a-ant une fréquence centrale de 10,2 KHz, et des contacts 205, 208. En conséquence, le signal issu du contact mobile 205 de l'inverseur 206 est constitué par une série de cinq tonalités successivement dérivées de la fréquence 10,2 KHz durant chaque intervalle 30 de dix secondes correspondant à 1'actionnement dudit inverseur, ledit intervalle coïncidant avec le format d" signal Oméga indiqué sur la figure 2. Les cinq signaux consécutifs apparaissant sur le contact mobile 20^ présentent des phases différentes, v riant en fonction de la position de l'avion par rapport aux; quatre émetteurs 35 TBF et au satellite 14. La phase du signal issu du filtre passe-bande 213 est prise comme phase de référence pour la phase des tonalités obtenue par les communications TBF, étant donné que toutes les tonalités décalées sont renvoyées à la station centrale 15. A cette station, la phase de la tonalité à 10,2 TCffg; issue de 40 la modulation en radio-fréquence est comparée avec le signal à 69 00601 32 2000938 10,2 EHz, engendré localement, la différence permettant la détermination de la ligne de position 25 de l'avion. les autres tonalités du spectre TBF reçues par l'antenne 209, telles qu'indiquées sur le diagramme de format de la 2, 5 sont appliquées par l'intermédiaire d'un filtre passe-bande 213.1, ayant des fréquences de coupure inférieure et supérieure de 11 et 14 KHz, à l'entrée d'un amplificateur additionneur 214, dont l'autre entrée reçoit le signal issu du contact mobile 205 de l'inverseur 206. la sortie de l'amplificateur 214 est une réplique du spectre 10 Oméga et en conséquence s'étend de 10 à 14 KHz, et est appliquée à l'une des entrées du mélangeur 215. Ce dernier réagit au spectre engendré par l'amplificateur additionneur 214 et par le signal de sortie à 17 KHz du diviseur de fréquence 164 en engendrant un spectre de fréquence différentiel dont les composants sont propor-15 tionnels à ceux des tonalités décalées fournis au satellite 14 par la station centrale 15. En particulier, les composants à 13,6 » 11,33 et 10,2 KHz sont transposés à des fréquences de 3,4 f 5,67 et 6,8 KHz respectivement. C'est dire que les filtres passe-bande 193-195 qui sont utilisés pour transmettre les tonalités décalées 20 issues du filtre passe-bande 197 ne peuvent être employés pour transmettre les tonalités décalées issues de l'amplificateur additionneur 214 et que le spectre Oméga est décalé en fréquence afin de réduire la largeur de bande requise des voies radio-fréquence entre l'avion et la station au sol. 25 Pour détecter les signaux phoniques et digijtaux dans les spectres centrés à 100, 160 et 220 KBs» des récepteurs à modulation de fréquence 216 et 217 sont branchés de manière à répondre au signal de bande de base engendré par le mélangeur 158. Le récepteur à modulation de fréquence 217 peut être manuellement accordé pour 30 répondre au signaux phoniques centrés à 160 et 220 KHz, provenant des stations 15 et 17, pour alimenter des hauts-parlêurs 219. Une com-uni cation vocale est ainsi établie entre l'avion et la région dans laquelle il se trouve. Le récepteur à modulation de fréquence 216, centré sur une fréquence de 100 KHz, fournit un signal modulé 35 en amplitude en réponse aux données digitales reçues de la station centrale au sol 15, Les signaux digitaux sont appliqués au décodeur digital 221 , dont la sortie alimente un appareil approprié d'indication ou d'affichage 222. Le décodeur digital 221 constitue un canal adressable et à accès aléatoire commun à l'ensemble des 40 avions concernés. Une adresse spécifique est affectée à chaque c9 Oûôt 2000938 avion, la sélection de cette adresse étant effectuée à la sts.tion centrale 15 en fonction de la position relative des différents avion?. Sn conséquence, chaque avion ne reçoit que des informations relvfcives aux avions les plus proches, à l'exclusion des avions 5 éloignés. les spectres en bande L émis tsar chaque avion sont transmis aux stations au sol 15 et 17 par l'intermédiaire des circuits de relais du satellite 14 montrés sur la figure 8 ; ces spectres sont mis en battement avec une bande de base issue d'une référence en 10 bande L , par exemple à 1.620 GHz, le spectre de bande de base étant ensuite modulé en phase sur une sous-porteuse qui est transposée sur une porteuse en bande C à 4,3 GHz. A cet effet, les fréquences en bande 1 émises par les avions sont reçues par une antenne 81 du satellite 14 et appliquées par l'intermédiaire d'un 15 diplexeur 82 et d'un préamplificateur 232 à une série de mélangeurs montés en cascade, représentés sur la figure 8 comme un unique mélangeur 231. La sortie du mélangeur 231 fournit un spectre de bande de base pour le signal émis de l'un des avions 11-13 et une paire de spectres dont les porteuses sont écartées de la bande de 20 base d'une quantité égale aux déplacements des fréquences de porteuses émises des autres avions, tels que déterminés par les sélecteurs de canaux 165. Le spectre issu du préamplificateur 232 est mis en battement avec la bande de base en fournissant à une seconde entrée du mélangeur 231 un signal de référence en bande L issu du 25 générateur de fréquence 83, et en appliquant la sortie du mélangeur 231 à un filtre passe-bas 233 ayant une fréquence de coupure propre à permettre le passage de la bande latérale inférieure du spectre issu du mélangeur. Les sorties du filtre passe-bas 23:- et du mélangeur 96 raention-30 né ci-dessus eont modulées en phase dans le modulateur 234 avec une fréquence de référence issue du générateur 83. le modulateur de phase 234 est conçu de telle manière qu'une valeur quadratique moyenne de la déviation de phase égale à 1 radian est imposé à la porteuse engendrée par le générateur 83 par le spectre de modula-35 tion issu du filtre passe-bas 233. Il n'est ai gérée 1 pas besoin d'un réseau de contrôle automatique de gain à l'entrée eu modulateur de phase 234, étant donné que le nembre d'avions émettant des signaux vers le satellite est assez grand pour que l'évanouissement du signal provenant d'un avion n'ait pratiquamait pas d'effet notable sur 40 la puissance du si-nal fournit au modulateur de phase. En conséquence o9 00601 34 2000938 le modulateur 234 peut être conçu pour garantir une valeur quadratique moyenne de la déviation de modulation de phase égale à 1 radian. La porteuse modulée en ^hase issue du modulateur 234 est transposée à une fréquence supérieure par une série de mélangeurs 5 montés en cascade, représentés cour e un mélangeur unique 235, dont l'autre entrée est reliée à une sortie du générateur de fréquence 83 » La sortie sont e de fréquence du mélangeur 235, dont la fréquence de porteuse est 4,3 GHz, est appliquée au diplexeur 82 et à l'antenne 81 par l'intermédiaire de l'amplificateur de 10 puissance 236. Le signal en bande C depuis le satellite 14 vers les stations au sol 15 et 17 comprend en conséquence -une porteuse à 4,3 GHz sur laquelle est modulée une série de spectres, dont chacun est issu de l'un des avions 11-13. Les sous-porteuses des différents spectres sont écartés l'une de l'autre d'environ 9 KHz 15 afin de permettre leur séparation à la station centrale 15. Comme dans la transmission en bande L , la puissance correspondant à l'ensemble des bandes latérales en bande Ç varie avec l'amplitude du signal d'entrée appliqué au modulateur de phase. La puissance totale transmise par chaque bande reste sensiblement 20 constante, étan^ donné que la puissance totale appliquée aux modulateurs 89 et 234 est sensiblement constante, quelle que soit l'amplitude de la modulation reçue par le satellite. On va maintenant examiner l'appareillage de la station centrale 15 destiné à séparer les trois spectres issus des avions 11-13 25 et un système complet mis en oeuvre pour le traitement de l'un de ces spectres, tel que représenté sur la figure 7. Le signal en bande Ç modulé en phase reçue par l'antenne 33 et couplé par l'intermédiaire du diplexeur nu récepteur en bande Ç 101 est démodulé par une boucle à phase bloquée 102 qui fournit un signal de 30 sortie correspondant au spectre engendré par chacun des avions. Sa sortie est constituée par un rpectre composite multiplexé par répartition de fréquence, le spectre de chaque avion possédant une fréquence de sous-porteuse différente, com-e il a déjà été indiqué. 35 la sortie de spectre composite du démodul teur 102 est appli quée en parallèle aux démodulateurs à phase bloquée 244,247 et 248. Ces trois démodulateurs à phase bloquée doivent être prévus, étant donné que le respect de la cohérence de phase entre la station centrale 15 et les avions 11-13 a poyr conséquence aue les données LQ se traduisent par une variation de la fréquence de la sous-j oc.-tev.se BAD ORIGINAL 69 00601 35 2000938 de chaque avion. la bov.cle à phase bloquée 244, p r exemple, comprend un détecteur synchrone 243, un ;scillateur commandé en tension 245 et un filtre "asse-bas 246 reliés et fonctionnant d'une manière 5 cornue en soi. Le détecteur synchrone 2^3 fournit un signal de sortie comprenant ï (1 ) une composante continue représentative de la différence de phase entre le signal de l'oscillateur 245 et -une porteuse prédéterminée, et (2) le signal démodulé de ladite sous-porteuse. La composante continue traverse le filtre passe-10 bas 246 t>our commander la fréquence de l'oscillateur 245. Le signal issu rie ce dernier, lui-même excite le détecteur synchrone 243, assurant la démoduletien. Le filtre pas:e-bas 246 est conçu de manière à présenter une fréquence de coupure inférieure à 1 KHz, de manière qu'aucune portion du signal démodulé ne soit couplée à 15 l'oscillateur 245. Les démodulateurs à phase bïquée 247 et 248, sensiblement identiques au démodulateur 244, sont pilotés en parallèle par la sortie du démodulateur 102. Les oscillateurs commandés en tension des boucles à phase bloquée 247 et 248 ont des fréquences distinctes 20 l'une de l'autre et de celle de l'oscillateur commandé en tension 245 de la boucle 244, afin d'assurer la démodulation des différentes sous-porteuses correspondant aux différents avions. Les fréquences nominales des oscillateurs commandés en tension de chacune des bcucles à phase bloquée 244, 247 et 248 sont écartées 25 en fréquence de 9 KHz, ':our séparer les trois spectres et permettre leur battement avec la bande de base. Du signal de bande de base issu des boucles 244-, 247 et 248, sont issus des signaux représentant les spectres émis par chacun des avions 11-13. Etait donné que les circuits de tous les ensembles de traitement d'infor-30 mation sont les mêmes, seuls les circuits correspondant à la boucle 244 seront décrits ci-après. Le signal de bande de base démodulé issu de la bo ;.cle à phase bloquée 24-;, correspondant eu diagramme spectral de la figure 6, est divisé en ses constituants par -un filtre passe-bas 251 et 35 des filtres -asse-baBde 252-255. Le filtre pasne-bas a une fréquence de coupure de 3 KHz, pour extr ire le spectre vocal et fournir au h-ut-parleur 256 des signaux acoustiques issus du microphone 182 de l'avion ( igure 9). Chacun des filtres passe-bande 252-254 présente un facteur de qualité Q relativement élevé de 40 msni re à transmettre une paire des tonalités modulées sur la BAD ORIGINAL 69 00601 36 2000938- porteuse engendrée à bord de l'avion à des fréquences de 3,4 , 3,626, 5,67, 5,716, 6,3 et 6,8113 KHz; le filtre passe-bande 255 est conçu de manière a transmettre les données digitales du spectre 4-4,5 KHz, et présente clos fréquences de coupure inférieure et 5 supérieure correspondantes• La sortie sinusoïdale modulée en • rr-ilitude du filtre 255 est convertie en un train d'impulsions binaires par le détecteur d'amplitude 257, dont le si:;nal de sertie est constitué par mie série de mots binaires séquentiels représentant successivement : 10 l'altitude de l'avion, sa vitesse selon les trois directions de coordonnées pai- rapport à la terre, la gamme de correction de l'effet Doppler introduite par les réseaux 168 et 171 de l'équipement de l'avion, les signaux d'horloge et éventuellement d'autres télémesures. Ces signaux digitaux sont appliqués directement à 15 l'entrée du calculateur 4-1, en même temps eue la sortie continue analogique du filtre passe-bas 246, représentative du déplacement de fréquence de la porteuseénise par l'avion par rapport à la lia ite de la gamme de compensation de l'effet Doppler. le calculateur 41 convertit la sortie analogique du filtre 2-r6 en une tension 20 digitale, de sorte qu'une indication complète de la correction Doppler introduite par l'avion est obtenue dans le calculateur par addition des doux signaux de correction Doppler qui lui sont fournis. Le calculateur 41 est programmé de mani?3re qu'à partir des données qui lui sont fournies par le filtre 246 et le détecteur 257, il 25 résolve le système d'équations 1 et 2 ci-dessus, après avoir déterminé la distance du satellite à l'avion, en employant les techniques de mesure par décalage de tonalité en radio-fréquence. L'indication altinëtrique issue du détecteur de modulation d'amplitude 257 est également fournie au calculateur 41 et emmagasinée 30 dans ce dernier pour déterminer la position de l'avion selon les modes de mise en oeuvre de l'invention illustrés sur les figures 3 et 4. On va maintenant considérer l'appareillage assurant l'extraction des données d'indication de distance par tonalités décalées à 35 partir des phases des signaux issus des filtres passe-bar.de 252-254, nécessaires pour déterminer la position de l'avion dans chacun des modes de mise eu oeuvra illustrés dans los figures 1, 3 et 4. Au cours du format Oméga TEF alterné durant di:: secondes, montré sur la, figure 2, le système détermine la distance en considérant tout 40 d'abord 1 x T3F puis les signaux de tonalité t radio- BAD ORIGINAL C/9 0Û6u 2000938 fréquence. En conséquence, les sorties à 5 A cet effet, un ccrruâtate-ar de multiplexage 258 comprend trois bornes d'entrée, respectivement reliées aux sorties des filtres passe-bande 252-254, et trois contacts mobiles couplés 259-261,dont la. position commune est déterminée par le niveau du s.mmal binaire issu du fli/.-flon '56. Comme il a déjà été indiqué, la sortie du 10 flip-flop 56 est un créneau de période vingt secondes, dont le front et la queue se présentent en synchronisme avec le début et la fin de cha-, ue fornât Oméga de dix secondes. Lorsque le signal de sortie du flip-flop 56 correspond à un premier niveau binaire, les contacts mobiles 259-261 engagent des contacts 265-265 respeeti-15 vement; ces contacts nobiles e. .gagent ô~-s contacts 266-268 lorsque le signal de sortie du flip-flop est à l'autre niveau binaire. Les contacts raobiles 259-261 sont placés dans la première position mentionnée lorsque les signaux de commande et d'horloge issus du codeur 54 indiquent que le système fonctionne selon le mode de 20 mesure par tonalité décriée en radio-fréquencej les contacts sont placés dans l'autre position lorsque le système travaille en mode TBF. Lorsque les contacts mobiles 259-261 engagent les contacts 265-265 respectivement, les tonalités décalées de la. bande de 25 base issues d-s tonalités décalées en redio-frequercs scntapplicu/es à des détecteurs de phase synchrones 271-276. Les signaux alternatifs de phase varis,ble représentatifs de la position qui sont appliqués aux détecteurs 271-275 par les filtres passe-b .nde 252-254 sont comparés en phase avec des signaux de référence de phase 30 aux fréquences de 3,4 , 5,67 et 6,8 KHz produits par les sources 44-46, lesquelles assurent l'excitation du modulateur à baiide lat érale unique 54 pour extraire les signaux de mesure initiale.'.ent émis :ar la station 15, comme représenté sur la figure 5. Les tensions de sortie continues des détecteurs synchrones 271-273 sont 35 en conséquence fonction de la distance entre la station au sol 15 et l'avio:. choisi par la boucle à phase blocu-'e 244. Les tonalités latérales aux fréquences de 5,626, 5,716 et 6,8113 KHz respectivement transmises par les filtres nasse-bande 252-254 sont comparées en phase dans les détecteurs de phase 274-276 avec des signaux de 40 référence de phase de fioquer.ees identicues , produits par les BAD QRKjHNAl/ 69 00601 38 2000938 sources 44.1-46.1 , Les phases relatives des signaux issus des détecteurs 274-276, ainsi que Les indications de phase engendrées par los détecteurs 271-273, permettent de ddterr.iner sans ambiguïté la position de l'avion surveillé d . „n une zone d'environ 7.000 5 niles (11.500 km) de côté. Les tensions continues issues des détecteurs 271-276 sont fournies au calculateur 41, r"i les convertit en signaux digitaux, emmagasine ces derniers et les utilise pour la résolution des équations permettant de déterminer la position de l'avion seloîi les modes de aise en oeuvre illustrés par les lO figures 3 et 4. Jurant le format Oméga de dix secondes suivant, les contacts mobiles 259-261 engagent respectivement les contacts fixes 266-268 pour permettre la détection des différences de phase Oméga TBF en vue de déterminer la position selon le mode de mise en oeuvre 15 illustré par la figure 3. 2n outre, la phase de la tonalité décalée à 10,2 KHz modulée sur la porteuse radio-fréquence reçue par l'avion est extraite de manière à permettre la détermination de la position de l'avion selon le mode de mise en oeuvre de la figure 3. Pour reconvertir les tonalités décalées modulées sur la porteuse 2D émise par l'avion à des fréquences de 3,4 , 3,626 , 5,67 , 5,716, 6,8 et 6,8113 KHs aux fréquences de 13,6 , 13,374, 11,33, 11,28, 10,2 et 10,19 KHz, les contacts 266-268 sont reliés aux mélangeurs 277-279 respectivement. Ces mélangeurs sont excités en parallèle par la sortie à 10 Uiz d'une so'-rce 281 pour extraire une paire 2j de signaux de différence de fréquences en bande latérale unique, de fréquenceségales aux fréquences Oméga TBF. Les sorties différence de fréquences des mélangeurs 277-279 sont appliquées à des détecteurs de phase 282-287, qui comparent les phases des signaux à 13,6 , 13,374, 11,33, 11,28, 10,2 et 10,19 KHz issues des mélan-50 geurs 277-279 avec des signaux de référence de phase de fréquences correspondantes produits dans les sources 47, 47.1, 239, 289.1, 290 et 290.1 respectivement• Ainsi, durant chaque format de transmission Oméga consécutif, six signaux sont produits par les détecteurs de phase 262-237. Ces six sign ux sonû convertis en valeurs 35 digitales par le calculateur 41, qui les utilise pour déterminer la ligne de position de l'avion par rapport à la s'eation Oméga de la figure 3° On va ma_nje.ian; étudier l'appareillage permettant de déterminer la ligne de position sphéricue 25 (fi. "are 3 autour de la 4) station Oméga 20 à partir de la "ohr.se des signaux 2EF reçus par bad original 69 00601 39 2000938 l'avion depuis ladite station 20. Pour déterminer la phase du signal TBF reçue par l'avion au moyen d'équipements situés à la station 15, un signal ne référence de phase à 10,2 KHz est émis par ladite station vers l'avion qui est renvoyé par ce dernier à 5 la stat'.on. le signal de référence de chase reçu à la station 15 est comparé avec le s^nal de référence de phase créé en cette dernière _:our indiquer le déplacement de phase qu'une tonalité modulée à 10,2 KHz s--.bit du fait de sa transmission de l'avion à la station. Connaissant le déplacement de phase entre l'avion et 10 la station d'une modulation à 10,2 KHz sur une porteuse radio-fréquence, il est possible de déterminer la phase du signal TBF à 10,2 KHz reçu par l'avion, puisque les tonalités TBF à 10,2 KHz et le signal de référence modulent la même porteuse sur la même voie radio-fréquenoe. Comme il a déjà été indiqué, le codeur 54 15 est excité en réponse à la sortie de la porte OU 53, de manière que la modulation à 10,2 KHz produite dans la source 47 est relayée par l'intermédiaire de l'avion 12 durant la seconde moitié des formats Oméga alternés, à des moments où l'avion est trop écarté de toute source Oméga pour que le niveau d'un signal Oméga à 20 10,2 KHz soit suffisant. Pour extraire les données de référence de phase à 10,2 KHz des signaux Oméga à 10,2 KHz reçus à la station centrale 15, la sortie - continue du détecteur de phase 284 est alternativement couplée par le contact mobile 293 du commutateur 292 aux contacts 25 294 et 295. A cet effet, la sortie de la porte OU 53., qui est à uh premier niveau binaire durant les quatre premières tranches de temps de chaque format Oméga est appliquée comme signal de commande à l'inverseur 292. Durant les cinq premières secondes de chaque émission Oméga, le contact mobile 293 de l'inverseur 292 est 30 actionné en réponse à la sortie de la porte OU 53 de manière qu'il engage le contact fixe 294, et que la phase du signal TBF à 10,2 KHz reçu à bord de l'avion soit fournie au calculateur 41. Durant les cinq secondes restantes de chaque format Oméga, le contact mobile de l'inverseur 292 est actionné de manière à engager 35 le contact 295, de sorte que la tonalité à 10,2 KHz modulée sur la porteuse émise par la station centrale 15, et renvoyée à cette dernière à partir de l'avion, est fournie au calculateur. Pour permettre la séparation des caractéristiques isophases issues des détecteurs de phase 282-287 selon le mode de détermina-40 tion de position par station Oméga, le calculateur 41 reçoit la 69 00601 2000938 sortie du récepteur Oméga TBF 51. Le récepteur 51 fournit des signaux indiquant quel émetteur Oméga engendre une fréquence prédéterminée à un certain moment de la manière décrite dans le document susmentionné décrivant la technique Oméga. La façon dont 5 le calculateur 41 tient compte de la sortie du récepteur 51 pour séparer les signaux de sortie des détecteurs 282-287 représentatifs des variations de phase et pour calculer la position de l'avion est par ailleurs connue. Le calculateur 41 est programmé pour déterminer la position 10 de l'avion selon les modes de mise en oeuvre de l'invention illustrés par les figures 3 et 4. Etant donné que le calculateur 41 est du type digital et ne fonctionne pas en temps réel, les calculs qu'il effectue sont relatifs à des signaux produits au cours de périodes différentes, se chevauchant éventuellement. Par 15 exemple, le calcul de la position de 1'avion selon le mode de mise en oeuvre de la figure 1, utilisant les lignes isophases Oméga TBF, met en oeuvre les signaux reçus pendant une période de dix secondes. Les calculs relatifs au mode de mise en oeuvre de la figure 3 requièrent des informations sur l'altitude de l'avion, 20 qui peuvent, être reçues au même moment ou à un moment autre que celui où sont reçus les signaux modulés en phase représentatifs de la position mis en oeuvre selon les techniques des figures 3 et 4. Dans le procédé illustré par la figure 3, les six signaux indicatifs de phase issus des détecteurs 282-287 et produits en 25 réponse aux émissions reçues à bord de l'avicn 12 à partir de l'émetteur 20, sont combinés avec la lecture de l'altimètre de l'avion, assurée par le détecteur 257 et la position de l'avion par rapport au satellite 14, tel qu'indiquée par les sorties indicatrices de phase des détecteurs 271-276. Le calculateur 41 détermine la 30 position de l'avion selon la technique illustrée par la figure 4 en calculant la distance de l'avion par rapport au satellite 14 en réponse aux indications de phase des détecteurs 271-276. La variation de distance ou vitesse de l'avion par rapport au satellite 14 est déterminée en réporse au glissement de fréquence par effet 35 Doppler imposé par le mouvement de l'avion sur les porteuses reçue et émise par ce dernier, ce glissement étant déterminé à la station centrale 15 en réponse aux sorties du filtre passe-bas 246 et du détecteur de modulation d'amplitude 257. Les vitesses de l'avion par rapport à la terre selon les trois directions de 40 coordonnées sont déterminées par les sorties du détecteur 257, r* (iflnii î *' 2000938 coure la distance de l'avion car rapport au centre de la terre, les signaux de vitesse ainsi -nroduits par le calculateur selon un procédé décrit dans la demande de brevet susmentionnée sont utilisés par ledit calculateur pour corriger les erreurs de fréquences des 5 tonalités latérsles, is.-ues des détecteurs 271-276 et 282-287, ces erreurs résultant du glissement de fréquence par effet Doppler. le calculateur corrige de lui-même les déplacements de fréquence par effet Doppler en combinant les indications digitales des signaux engendrés par les détecteurs 271-276 et 282-287 avec les erreurs 10 calculées. Le calculateur 41 répond aux signaux qu'il reçoit en fournissant trois irdications sur la position de chaque avion surveillé. La sortie du calculateur est appliqué à une série d'indicateurs, sous forme de trains de mots binaires séquentiels, et module une 15 source 39 de sous-porteuse à 100 KHz qui est fournie à un modulateur de fréquence 36. Le personnel de contrôle du trafic aérien surveille les indications digitales, et en retour adresse des ordres aux avions par l'intermédiaire d'un canal vocal incluant un microphone 43 ou, de préférence, par l'intermédiaire de signaux digitaux 20 fournis au calculateur 41 par un canal d'entrée 300. Les signaux digitaux sont utilisés par l'intermédiaire du calculateur pour moduler en fréquence la source sous-porteuse 39. Les données de position relatives à chaque avion et issues du calculateur 41» ainsi que les signaux digitaux appliqués au canal d'entrée 300 25 modulent la source 39 de sous-porteuse à 100 KHz, de sorte qu'à chacun des avions 11-13 sont émis des signaux lui indiquant sa position, la ~osition des avions voisins et des ordres sous forme digitale émanant du centre de contrôle de trafic aérien. On va maintenant étudier en se référant à la figure 11 la 30 structure du réseau de correction d'effet Doppler utilisée à bord de chacun des avions 11-13, f-t qui constitue un élément de chacun des modes de mise en oeuvre de l'invention. Fondamentalement, le circuit de compensation d'effet Doppler de la figure 11 compare la fréquence c-e sortie de l'oscillateur commandé en tension 154 avec 35 une fréquence de référence à 20 I-IHz ^roduit par la source 169. Lorsque la sortie à fréquence variable diffère de la fréquence de référence de quantités prédéterminées, on obtient donc un diviseur de fréquence à fréquence variable en fonction de la sortie de l'oscillateur commandé en tension, et les signaux sont appliqués 40 au générateur de code digital 1 71. /. O ■ n n n '! A 9 "-W"wv" 2000938 A cet effet, les fréquences issues des oscillateurs 154 et 169 sont appliquées à un âiscriminateur de fréquence 501, dont la sortie est une tension continue représentative de l'amplitude et du sens de l'écart de la fréquence de sortie de l'oscillateur 5 commandée en tension par rapport à la fréquence de la source 169. La tension de sortie continue du discriminateur 301 est appliquée à un détecteur d'amplitude 302 ayant treize niveaux de sortie différents (dont quatre seulement sont représentés), correspondant à chacun des différents pas de valeur - 400 Hz, le facteur 77 ~TT 10 étant introduit par les facteurs d'abaissement de fréquence de l'équipement de l'avion. Du même coup, les treize niveaux de sortie du détecteur 302 couvrent l'écart possible d'amplitude - 5 KHz des f équences des oscillateurs 154 et 169. Le détecteur 77 d'amplitude 302 est construit de manière qu'une sortie apparaisse 15 sur le conducteur 303 lorsque les fréquences des sources 154 et 169 sont écartées l'une de l'autre par - 0.4 KHz '. Pour des 77 ' écarts maxima entre les fréquences des sources 154 et 169 égaux à - 4.4 et - 5.2 KHz, les conducteurs 304 et 305 sont respective-77 77 men1}éxcités, tandis que les conducteurs 306 et 307 sont excités pour 20 des écarts compris entre - 0.4 et - 1.2 KHz. Pour assurer un 77 77 effet d'hystérésis de 100 Hz au voisinage de chacune des limites fixées à la sortie du détecteur d'amplitude 302, la sortie du discriminateur de fréquence 301 est appliquée en parallèle à une série de sept réseaux détecteurs de niveaux d'amplitude 311-317 25 (dont quatre seulement sont représentés) par 1 'intermédiaire fi 'un réseau de détermination de valeur absolue 318. Chacun des réseaux 311-317 fournit un signal de sortie sous forme de ion binaire lorsque son entrée reçoit un signal se trouvant à l'intérieur d'une plage d'amplitude prédéterminée, non chevauchante. Les valeurs 30 limites des plages d'amplitude auxquelles les détecteurs 311-317 sont sensibles sont séparées par 100 Hz de la valeur limite pour 77 le détecteur suivant. Par exemple, les plages des détecteurs 311, 312 et 313 pour la séparation de fréquence 154 et 169 sont respectivement 0 à 0.37 KHz, 0.45 à 1.15 KHz • et 1.25 à 1.95 KHz. 77 77 77 77 77 69 00601 2000938 La sortie de chacun des "réseaux 311-317 est appliquée à l'entrée d'excitation d'un flip-flop correspondait 321-327 (dont quatre seuls :er.t sont représentés-). Les entrées de désexcitation ds ch.. .eue. dos flip-flop 322-326 sont couplées aux sorties dos 5 deux détecteurs d'à :plitude voisins du détecteur alimentant l'entrée d'excitation d ; ce :aê„;e flip-flop par l'intermédiaire de tortes CL~ 332-336 (dont deux seulement sont représentées). Par contre, les entrées de désexcitation des flip-flop 321 et 327 ne sont respectivement couplées qu'aux sorties des détecteurs 10 d'amplitude 312 et 316. 3n fonctionnement, chacun des flip-flop 321-327 est initialement à l'état de reoos. Le flip-flop 311 est excité alors que l'avion est en attente au sol, en réponse au signal de sortie binaire un issu du réseau 311 en conséquence du signal de sortie 15 zéro du discriminateur de fréquence 301. Dès que l'avion se déplace, les tensions de sortie du discriminâtemr 301 et du réseau 318 croissent en amplitude jusqu'à un niveau maximum pour lequel le détecteur 311 est saturé, et un signal binaire zéro est appliqué à l'entrée d'excitation du flip-flop 321. Ce dernier 20 toutefois reste à l'état de i^epos, et continue à appliquer un signéL binaire un sur le conducteur de sortie 303, étant donné que l'entrée de désexcitation du flip-flop n'a pas été excitée. Par conséquent, le flip-flop 321 reste à l'état de repos jusqu'à ce que la vitesse de l'avion produise une tension de 25 sortie du discriminâteur 301 correspondant un écart de fréquence des sources 154 et 169 égal à ^77^ KHz. Lour cette vitesse, un signal de sortie binaire un est produit par le détecteur 312, ce qui provoque la désexcitation du flip-flop 321 et l'excitation du flip-flop 322. Ce dernier reste excité même si l'écart de fréquence 30 entre les sources 154 et 169 tombe en dessous de KHz, aussi 0 35 — longtemps au'il n'atteint oas hhz. C'est dire aue de l'hvstéré- c, 77 ... sis est introduit entre les signaux de sortie à l'état excité des flip-flop 321 et 322. L'une ;la-tibre similaire, des effets d'hystérésis son; introû-'itc entre les ci-"aux .e sortie à l'état excité 35 des autres flip-flop 323-327. Le sens des modifications de L'écart des fréquences des sources 154 et 1c^ est déterminé au moyen du détecteur de polarité BAD ORIGINAL 69 00601 2000938 d'amplitude 340 branché de manière à être sensible au signal de sortie du discriminâteur ds fréquence 301 . Le détecteur 540 possède deux sortie?., sur l'une ou l'autre desquehles est engendrée unetension positive en réponse aux tensions de sortie positive 5 ou négative du discriminât eur de f.-é'uen :e 301. Les signaux de sortie du détecteur 340 sont uti3_isés en rr.rallèle pour contrôler le fonctionnement des co xiutateurs électroniques polarisés 342-347 (dont seulement deux sont représentés, pour simplifier sous forme de commutateurs électromécaniques). Les commutateurs 342-10 3'r7 agissent en fonction des tensions de co.mande du détecteur 340 ponr transmettre sélectivement les signaux de sortie des flip-flop 321-327 sur l'un ou l'autre de deux conducteurs de sortie Ainsi, si la tension de sortie du discriminateur 301 est positive, les conducteurs 304 et 305 sont respectivement reliés aux sorties 15 des flip-flop 327 et 322, tandis queles conducteurs 305 et 307 sont reliés à ces mêmes flip-flop lorsque la tension de sortie du discriminateur 321 est négative.- Les signaux de sortie du comparateur d'amplitude 302 sont appliqués en parallèle à un codeur digital 171 (figure 9) et à 20 un diviseur de fréquence réglable 351 qui réduit sélectivement la fréquence de la source 154. Le diviseur de fréquence réglable 351 est constitué par une chaîne de comptage dont les étages sont insérés ou mis en circuit à volonté en réponse à l'état d'excitation des conducteurs de sortie du comparateur 302. Le facteur de TT 25 division de la fréquence de l'oscillateur 154 est ^ ^ ^q , où N est l'un des nombres entiers compris entre 44 et 56. Ainsi, la fréquence de sortie du diviseur 351 varie entre 70,4 et 89,6 KHz par pas de 1.600 Hz, selon celui des conducteurs de sortie du comparateur 302 qui est excité. Si le glissement de fréquence par 30 effet Doppler dû. à la vitesse de l'avion est moindre que - 400 Hz en ce qui concerne la source 169, le conducteur 303 est à ï^état binaire un, H = 50 et la fréquence ce sortie du diviseur 351 est 80 KHz. Comme.il a été déjà indiqué, l'effet d'hystérésis empêche que ue larges glissements de la fréquence de sortie eu 35 diviseur 351 se produisent en cas de légères vari;tions de la différence des fréquences appliquées au détecteur 301 par rapport à l'une des limites du comparateur 302. 3n conséquence, le bruit ou de légères modifications de la vitesse de l'avion par rapport à BAD ORIGINAL 69 0060 ■r5 2000938 ■une valeur limite ne se jraduiseijt pas par des décalages répétés de _a fréquence énise par l'avion, et la cohérence est plus facilement assurée. la manière dont le. compensation de l'effet lioppler. affecte les 5 fréquences reçues par l'avi :i et émises par ce dernier découle de l'analyse suivante, si la fréquence de la porteuse émise par le satellite vers l'avion est f^g» la fréquence de porteuse reçue par l'avion (f-^) varie avec la modification de distance (Rg) comme suit : 10 fRA = fTS (1 +-^ } G où C est la vitesse de la lunière. La fréquence de porteuse énise t>ar l'avion ffn. vers le satellite anrès compensation de l'effet Xii Dop >ler L est : fÏA = fRA ( p)= (M ~ D— ) (1 ) (4) 15 H = fo.cteur de multiplication en f réquence de la sortie à 20 IIHs de l'oscillateur 154 jusqu'à l'entrée de lréne%fceur 181 ; et K = facteur de réduction de la fréquence de la sortie du récepteur 103 jusqu'à l'oscillateur 154. La fréquence fRS de la porteuse reçue par le satellite de 20 l'avion est • fH3 " fTA Par substitution, les égalités (4) et (5) permettent d'écrire : fES = %s (1 + if)2 (6) ou encore,par approximation : fRS " fïS 25 fn„ 5: f™« (ii - S H1 + ) (7) E G Bans compensation de l'effet Doppler sur l'avion (c'est-à-dire si D =C dans (7))la frécuonce ue la porteuse reçue par le satellite é.e 1 ' av:..m serait : fnq - ^ (IL) (1 ^ ) (8) ' G -.'-G _ ,j 30 Â la limite pour Ê. = û, la fréquence de la "oorteuse reçue s per le satellite de l'avion, serait : f23 = fTS ^ Afin ' ue le satellite reçoive 1?;. fréousuce désirée f-)Q selon 35 l'érx-lité (9), les valeurs de f^g dans les égalités (7) et (S) *ëad original 69 00601 46 2000938 doivent être égales. Un conséquence, on obtient par réduction 11é cuat ion suivant e. R \ , r- T R _ s ) + 2 ri _i_ K 0 KG Les expressions figurant dans l'équation (10) peuvent s'écrire - fÎS D (1 + 2 Ks ) + 2 H ^s fTS = O (10) fp. = v £ O + 2 ) (11) 5 e itJ Ke ~ et fD = 2 K % (12) U K TT où f est la co.:sensation d'effet Dopoler à bord de l'avion, et 10 j? est l'effet Doppler non compensé à bord du satellite. La résolution de l'équation (10) par rapport à D produit : D (1 + f^s ) = 21-1 _£s G G D = 2i'^iS = 2I-I _^s (13) C + 2Rg C 15 La valeur de la frécuence Doppler f vue du satellite après compen- cL sation de l'effet Doo'oler est : fp = fd + fp- = ( ~ D) 04) a d g 0 E Bien qUe l'équation (13) signifie que D varie directement 20 avec R , dans la te clinique de compensation de l'effet Doppler S " décrite ci-dessus en relation avec les figures 9 et 11, D prend en fait une valeur discrète pour chacune des gammes prédéterminées de valeurs de R . Pour cette raison, f est une certaine valeur S cl finie, sauf au milieu de chaque garxae prédéterminée des valeurs de 25 , où f =0. Lors de la description des figures 9 et 11, il a -f, été mentionné la présence d'une bande de garde de - 1 KHz pour chac.ue avion, ce qui fixe pour f dans l'équation (14) la valeur r .[■ maximale de ± 1 KHz. oi la valeur de f est choisie égale à - 1 KHz . a les ga-nes de valeurs de II sont déterminées. Chac'tie de ces pannes S 30 reouiert une valeur discrète différente de D telle eue f selon — - a l'éc.uaJjion (14) soit ég"l à 0 au milieu de la ga aie concernée. /iT" J - ■ Jb. lin utilisant les techniques de cor.v ensation décrites,-un syrbV-ie de eo nunications concernant 200 avions, à chacun desquels est affccté un c;.*nal de largeur de bar.ae 7 KHz plus une bande de BAD ÔRIGINA 69 00601 47 2000938 garde de i 1 KHa, la largeur de bande cumulée des bandes de garde est 0,4 KHz. Par contre, si aucune compensation du type nis en oeuvre selon la préson~c invention n'était employée, une largeur de bande de .r,2 KHz serait nécessaire pour les 200 bandes de 5 garde. Jn conséquence, dans un système concret concernant 200 avions, l'économie de largeur de bande est supérieure à 1.000 fa. Bien entendu, l'invention n'est nullement limitée aux modes de mise en oeuvre décrits et illustrés, qui n'ont été donnés qu'à titre d'exemple. Au' contraire, l'invention comprend tous les 10 moyens constituant des écuivalenjs techniques de ceux décrits et illustrés, ainsi que leurs combinaisons, exécutées dans le cadre des revendications annexées. .ea0 original 69 00601 48 2000938 REVENDICAT IONS 1. - Un procédé pour le contrôle centralisé du trafic aérien, caractérisé en ce que, en vue de déterminer la position d'un mobile, un premier spectre de tonalités latérales à très 5 basse fréquence ést émis depuis un premier point fixe déterminé 21, une porteuse à radio-fréquence modulée par un second spectre de tonalités latérales étant émise depuis ion second point fixe déterminé 19 » lesdits premier et second spectres étant reçus par le mobile 12, la distance du mobile par rapport auxdits premier 10 et second points étant déterminée à partir de la phase des tonalités des premier et second spectres cités et reçus par ledit mobile par rapport à des phases de référence, et la distance dudit mobile par rapport au centre de la terre étant déterminée, la combinaison de ces trois distances étant utilisée pour déterminer 15 la position du mobile. 2. - Un procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que en vue d'établir une communication entreuos première et une seconde stations au sol et un mobile par l'intermédiaire d'une station relais, une porteuse modulée est émise par la première 20 station vers l'objet par l'intermédiaire de la station relais, une porteuse modulée étant également émise depuis la seconde station, ces porteuses étant reçues et mises en battement avec un spectre de bande de base à ladite station relais, le spectre de bente et de base étant modulé en phase sur une porteuse émise par ladita 25 station relais vers ledit mobile et lesdites première et seconde stations, la puissance ômise par ces dernières variant de manière que la puissance émise par la station relais vers le mobile reste sensiblement constante en dépit des modifications du niveau de la puissance reçue par ladite station relais depuis lesdites première 30 et seconde stations. 3. - Un procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que en vue d'établir une voie de communication à largeur de bande relativement étroite entre une station et un mobile dont la vitesse est suffisante pour introduire un décalage appréciable par 35 effet Doppler de la fréquence d'un signal reçu par ledit mobile, une porteuse de fréquence prédéterminée est émise par ladite station, le décalage par effet Doppler de la fréquence de la porteuse reçue par ledit mobile étant mesuré , et la fréquence de la porteuse émise par ledit mobile vers ladite station étant L o9 0060 49 2000938 modifiée pas à pas en fonction de la valeur du décalage de fréquence par effet Doppler dans une échelle prédéterminée, de manière que la fréquence apparente de la porteuse émise par le mobile tel que reçue à ladite station reste entre des limites prédéterminées égales 5 à la moitié d'un pas de ladite échelle. 4. - Un procédé selon l'une des revendications 1 , 2 ou 3, caractérisé en ce que, en vue d'informer plusieurs mobiles de leuispositions relatives, une première porteuse radio-fréquence est émise depuis chacun desdits mobiles, ladite porteuse incluant 10 des spectres de tonalitéslatérales à phase variable représentant la position du mobile, ladite première porteuse étant reçue @n une station centrale, ou la position de chaque mobile est calculée en fonction desdits spectres de tonalités latérales, une seconde porteuse émise par ladite station étant modulée en fonction des 15 positions calculées des mobiles, ladite seconde porteuse étant reçue et démodulée sur le mobile pour fournir des informations sur les positions calculées desdits mobiles. 5. - Uqêystème pour le contrôle centralisé du trafic aérien, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens pour compenser le 20 décalage par effet Doppler des fréquences de porteuse émise et reçue par un mobile, une station de relais recevant plusieurs porteuses modulées, dont les fréquences sont légèrement écartées l'une de l'autre, l'écart de fréquence étant supérieur à la largeur de bande des spectres modulés sur lesdites porteuses, -un émetteur-25 récepteur pour renvoyer vers une station centrale des tonalités latérales de mesure en radio-fréquence modulées sur une porteuse émise par ladite station vers ledit émetteur-récepteur, et ladite porteuse étant en outre modulée par des données localement produites par ledit émetteur-récepteur, et un émetteur-récepteur de station 3 O au sol pour relayer des tonalités de mesure modulées sur une première porteuse vers un mobile et recevoir les tonalités modulées renvoyées par le mobile comme modulation d'une seconde porteuse afin de fournir une indication sur la position mobile. 6. - Un système selon la revendication 5» caractérisé en ce 35 que les moyens précités pour compenser le décalage de fréquence par effet Doppler comprennent un oscillateur fournissant une fréquence variable en fonction de la fréquence d'une porteuse reçue, des moyens pour appliquer la fréquence variable de l'oscillateur à des moyens d'émission de la porteuse émise par le mobile, et des moyens pour mesurer le décalage Doppler de la porteuse reçue, ces ftO onf.oi 50 2000938 derniers moyens incluant des moyens sensibles au décalage de fréquence mesuré pour assurer que la porteuse émise par ledit mobile reste dans une plage définie comme un décalage de fréquence prédéterminé par l'effet Doppler, indépendamment du décalage 5 réel. 7. - Un système selon la revendication 6, caractérisé en ce que les moyens précités pour maintenir la fréquence de porteuse émise comprennent des moyens pour déplacer la fréquence de ladite porteuse d'un pas sensiblement égal à ladite plage chaque fois que 10 le décalage de fréquence par effet Doppler mesuré dépasse ladite plage ou un de aes multiples. 8. - Un système selon la revendication 7, caractérisé en ce que les moyens précités pour déplacer la fréquence de porteuse par pas comprennent des moyens introduisant de l'hystérésis au 15 passage de chaque pas. 9. - Un système selon la revendication 5, 6, 7 ou 8, caractérisé en ce que la station de relais recevant plusieurs porteuses modulées comprend des moyens sensibles auxdites porteuses et assurant leur hétérodynage avec une même fréquence de référence, 20 de sorte que l'un des spectres précités se trouve dans la bande de base, et que chacun des autres spectres est modulé sur des sous-porteuses de fréquences égales au déplacement des porteuses pour les autres spectres par rapport à la porteuse du premier spectre cité, et des moyens pour moduler linéairement en phase une porteuse 25 émise par ladite station avec les spectres hétérodynés, de manière que la déviation quadratique moyenne de l'indice de modulation des spectres émis reste constante en dépit des modifications du nombre des porteuses reçues par ladite station. 10. - Un système selon la revendication 9, caractérisé en ce 30 que les moyens de modulation précités comprennent tin réseau à gain variable pour contrôler l'amplitude des spectres devant être modulés en fonction de la puissance totale correspondant auxspectres issusdes moyens d'hétérodynage précités. 11. - Un système selon la revendication 5 caractérisé en ce 35 que l'émetteur-récepteur précité renvoyant vers une station centrale des tonalités latérales de mesure en radio-fréquence comprend une boucle à phase bloquée pour démoduler la porteuse et en tirer des répliques des tonalités, ladite boucle incluant un oscillateur sensible à la fréquence et à la phase de la porteuse émise vers 69 00601 51 2000938 la station pour contrôler la fréquence et la phase d'une porteuse émise par ledit émetteur-récepteur, des moyens altimétriques pour fournir un signal d'altitude représentatif de la distance de l'émetteur-récepteur par rapport au centre de la terre, et des 5 moyens pour moduler ladite porteuse émise par ledit émetteur-récepteur avec ledit signal d'altitude et les répliques desdites tonalités, ledit émetteur récepteur comprenant en outre des moyens permettant la réception d'un spectre cohérent à très basse fréquence, et lesdits moyens pour moduler la porteuse émise par 10 ledit émetteur -récepteur incluant des moyens sensibles à la phase des composants du spectre à basse fréquence reçu. 12. - Un système selon la revendication 11, caractérisé en ce qu'il comporte en outre des moyens pour détecter un signal de commande modulé sur la porteuse émise vers ledit émetteur-récepteur, 15 des moyens pour convertir les fréquences comme tonalités latérale^ et des moyens sensibles audit signal de commande pour multiplexer par partage de temps les tonalités latérales et le spectre précité vers lesdits moyens pour maduler la porteuse émise. 13. - Un système selon la revendication 5» caractérisé en 20 ce que 1'émetteur-récepteur de station au sol comprend une boucle à phase bloquée pour extraire les tonalités de mesure et les signaux d'altitude de la seconde porteuse citée, des moyens pour fournir des signaux représentatifs des phases relatives des tonalités de mesure extraites et de sources de référence de phase, 25 des moyens de calcul recevant lesdits signaux représentatifs de phase et d'altitude pour fournir l'indication sur la position du mdbile , et des moyens pour moduler ladite première porteuse en bande latérale unique avec lesdites tonalités de référence de phase. 14. - Un système selon la revendication 13» caractérisé en 30 ce qu'il comporte en outre des moyens pour extrairçdelaporteuse des informations représentatives du décalage de fréquence par effet Doppler de la preMère porteuse en fonction du mouvement du mobile, des moyens pour démoduler les signaux représentatifs de la vitesse des mobiles modulés sur la première porteuse, et des 2? moyens pour transmettre ladite information et lesdits signaux représentatifs de vitesse au calculateur précité. 15. - Un émetteur-récepteur selon la revendication 13» caractérisé en ce qu'il comporte en outre des moyens pour recevoir des signaux à très basse fréquence, et des moyens pour fournir un 40 signai de commande fonction du signal à très basse fréquence reçu , 69 00601 2000938 ainsi que des moyens sensibles audit signal de commande pour coupler sélectivement au calculateur précité l'un des signaux représentatifs de phase précités. 16. - Un émetteur-récepteur selon la revendication 15» 5 caractérisé en ce qu'il comporte en outre des moyens pour moduler ladite seconde porteuse en fonction dudit signal de commande.