DE3152340C1

DE3152340C1 - Verfahren und Anordnung zum Bestimmen der Positionen von Fahrzeugen mittels Satelliten

Info

Publication number: DE3152340C1
Application number: DE3152340A
Authority: DE
Inventors: Gerhard K. 08540 Princeton N.J. O'Neill
Original assignee: Neill Gerhard K O
Current assignee: Geostar Corp Washington Dc Us
Priority date: 1980-09-23
Filing date: 1981-09-22
Publication date: 1983-12-08
Also published as: EP0059755A4; US4359733A; MX151551A; CA1156339A; MX158231A; EP0059755A1; EP0059755B1; WO1982001076A1

Description

45. Verfahren zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 44, dadurch gekennzeichnet, daß das Bakensignal nominell ein vorbestimmtes Zeitintervall zwischen dem voreilenden oder ersten und nacheilenden oder letzten Impuls einnimmt, und daß weiter folgende Verfahrensschritte vorgesehen sind:

(a) Feststellen jedes wieder ausgesendeten Bakensignals, das ein Zeitintervall einnimmt, welches das vorbestimmte nominelle Zeitintervall um mehr als eine vorbestimmte Toleranz überschreitet, in der Bodenstation (GS);

(b) Erzeugen eines Zurückweisungssignals in Ansprechung auf das Feststellen eines wieder ausgesendeten Bakensignals, das die erwähnte Toleranz überschreitet; und

(c) Unterdrücken der Verwendung des wieder ausgesendeten Bakensignals, das die erwähnte Toleranz überschreitet, bei der Berechnung der Fahrzeugposition, und zwar in Ansprechung auf das Auftreten des Zurückweisungssignals.

• 46. Verfahren zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 33, dadurch gekennzeichnet, daß es weiter die folgenden Verfahrensschritte aufweist:

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(a) Erzeugen eines Navigationssignals, das in der Bodenstation (GS) für eines der Fahrzeuge (A) berechnete Positionsinformation und eine vorher zugewiesene Adresse, die ausschließlich dieses eine Fahrzeug (A) identifiziert, enthält:

(b) Senden des Navigationssignals zu der Mehrzahl von Fahrzeugen; und

(c) Empfangen des Navigationssignals durch die Mehrzahl von Fahrzeugen;

(d) Feststellen einer Äquivalenz zwischen der in dem Navigationssignal enthaltenen Adresse und der vorher zugewiesenen Adresse, die ausschließlich ein ausgewähltes Fahrzeug (A) identifiziert, in dem ausgewählten Fahrzeug (A); und ·

(e) Sichtwiedergabe der Positionsinformation, die in dem Navigationssignal enthalten ist, in Ansprechung auf die Feststellung der Adressenäquivalenz.

47. Verfahren zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 46, dadurch gekennzeichnet, daß der von dem ausgewählten Fahrzeug (A) mitgeführte Transponder (20 bis 68) eine Steuereinrichtung (86 bis 152) zum Verändern des Sperrintervalls des Transponders (20 bis 68) in Ansprechung auf ein empfangenes Kommandosignal aufweist, und daß weiter die folgenden Verfahrensschritte durchgeführt werden:

(a) weiteres Codieren des Navigationssignals mit in der Bodenstation (GS) erzeugter Steuerinformation zum Verändern des Sperrintervalls des Transponders (20 bis 68); und

(b) Ableiten des Kommandosignals von der Steuerinformation und/oder Ableiten der Steuerinformation von dem Navigationssignal, wenn in dem ausgewählten Fahrzeug (A) Adressenäquivalenz festgestellt wird.

48. Verfahren zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 46, gekennzeichnet durch die folgenden weiteren Verfahrensschritte:

(a) weiteres Codieren des Navigationssignals mit in der Bodenstation (GS) erzeugter Steuerinformation zum Steuern der Bewegung eines von den Fahrzeugen ausgewählten Fahrzeugs; und

(b) automatisches Steuern der Bewegung des ausgewählten Fahrzeugs (A) entsprechend der Steuerinformation, wenn Adressenäquivalenz festgestellt wird.

49. Verfahren zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 46, dadurch gekennzeichnet, daß die drei Satelliten (S 1,52, S3) in einer geosynchronen äquatorialen Umlaufbahn um die Erde sind, wobei jeder dieser Satelliten (S 1, 52,53) auf einer unterschiedlichen geographischen Längenposition in der Umlaufbahn vorgesehen ist, und wobei der Verfahrensschritt des Sendens des Navigationssignals zu der Mehrzahl von Fahrzeugen mittels einer Wiederholungseinrichtung (154 bis 156) ausgeführt wird, die sich auf bzw. in einem der Satelliten (Si, 52,53) befindet.

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Anordnung zum Bestimmen der augenblicklichen Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der F^doberflache bewegenden Fahrzeugen, insbesondere Luftfahrzeugen.

Nach dem Stande der Technik hängt die Ortung eines Flugzeugs nach dessen geographischer Breite und Länge mittels derzeitiger Luftverkehrskontrollsystemen gewöhnlich von einer direkten Radarabfragung ab. Mit Radar kann typischerweise eine Abtastung nur wenige Male pro Minute durchgeführt werden, weil

beim Radar nach jeder radialen Abtastung auf Echos aus dem vollen Bereich gewartet werden muß, bevor der Impuls für den nächsten radialen Bereich gesendet wird. Demgemäß ist die Frequenz, mit der durch Radar ermittelte Positionsinformationen aktualisiert werden können, inhärent beschränkt. Mit Radar ist es nicht möglich, Flugzeuge außerhalb der direkten Sichtlinie festzustellen, und wegen des unebenen Terrains und der Krümmung der Erde sind viele Bereiche, in denen Flugzeuge fliegen, nicht mittels Radar erfaßbar, insbesondere dann, wenn sich die Flugzeuge in niedriger Höhe befinden. Obwohl die Entfernung (d.h. der Abstand des Flugzeugs von der Radarantenne) im Prinzip ziemlich genau gemessen werden kann, hängt die Genauigkeit der Azimutmessung (d.h. der Ortung eines Flugzeugs relativ zu Nord von einem Radarsender aus, die gewöhnlich in Grad ausgedrückt wird) von der _ Radarstrahlbreite ab und ist verhältnismäßig schlecht.

Die Messung der Höhe eines Flugzeugs kann, abgesehen von sehr groben Messungen, mittels Radar nicht durchgeführt werden. Daher wird sie selbst für die größten und bestausgerüsteten kommerziellen Flugzeuge gewöhnlich aus dem lokalen Luftdruck abgeleitet, der ungefähr durch lokale barometrische Einstellungen korrigiert wird, wenn solche bekannt sind. Bei dem vorliegenden System der Luftverkehrsköntrolle wird der mittels eines Aneroidbarometer gemessene Druck in Digitalsignale umgewandelt, die codiert und mittels des Flugzeug-»Transponders« zur Luftverkehrskontrolle (ATC) zurückübermittelt werden; letzteres ist eine Einrichtung, die auf Radarimpulse derart anspricht, daß sie eine codierte Impulsfolge als Antwort sendet. Das vorhandene System der Höhenmessung ist daher inhärent grob, und seine Brauchbarkeit für eine Terrainumgehung unter Instrumentenblindflugbedingungen (IFR) hängt von der genauen Kenntnis der lokalen Barometereinstellung ab (die sich bei gewissen Wetterbedingungen sehr schnell ändern kann), sowie davon, daß die Besatzung daran denkt, die Barometereinstellung oft zu aktualisieren.

Wegen der ungenauen Kenntnis der Höhe und des Azimuts und der Unfähigkeit des Radars, Abtastungen nahe am Boden vorzunehmen, kann das Luftverkehrskontrollradarsystem nicht als Präzisionslandeanflugsystem unter Instrumentenblindflugbedingungen benutzt werden. Es muß daher durch ein völlig anderes bzw. gesondertes System ergänzt werden, z. B. das ILS-System (Instrumenten-Lande-System), das für jede Start- und Landebahn eines Flughafens dupliziert werden muß. so

Aus ähnlichen Gründen sind Versuche, das vorliegende System zur Abgabe von Warnungen möglicher Zusammenstöße in der Luft zu verwenden, nicht zufriedenstellend gewesen. Bei der niedrigen Radarabtastrate und bei den großen Fehlern in der Höhen-, Azimut- und Geschwindigkeitsmessung sind die extrapolierten Wege jedes Flugzeugs im Ergebnis expandierende Unsicherheitskonen, deren Ausmaß so groß ist, daß es zu vielen Fehlalarmen kommt. In einem Flughafenbereich von typisch mittlerem bzw. gemäßigtem Verkehr können diese »Konflikt-Alarm«-Warnungen zehn oder mehr Male pro Tag auftreten. Daher hat das Kontrollpersonal die Tendenz, sie zu mißachten, nachdem es gelernt hat, daß viele Alarme Fehlalarme sind. Das hat zu großen Luftunfällen beigetragen.

Die gefährlichste Navigationssituation ist ein Flug in einem Bergtal unter Blindflug- oder IFR-Bedingungen. Das derzeitige Radarsystem kann in dieser Situation wenig Hilfe geben, weil es nicht in ein Tal unter seine Horizontlinie reichen kann.

Wegen der vielen nicht erfaßten Bereiche, die mit Radar nicht erreichbar sind, müssen Flugzeuge noch mittels eines anderen, unabhängigen Systems navigieren. Das gebräuchlichste hiervon besteht darin, das VHF-Drehfunkfeuer-Entfernungssystemstationen (Stationen des VOR-Systems) Azimutinformation liefern. Für Flugzeuge, die hierfür ausgerüstet sind, erfolgt eine Ergänzung durch Entferungsmeßgeräte (DME) zum Messen des Abstands von der Boden-VOR-Station. Im VOR-System definiert ein Funksender eine schmale Radiallinie, die viele Male pro Sekunde in einem vollen Kreis um den Sender herum durchläuft. Hiervon kann man mittels einer speziellen Ausrüstung an Bord eines Flugzeugs die Ortung von dem VOR-Sender erhalten. In diesem System wird das Azimut schlecht gemessen, nominell mit einer Unsicherheit von mehreren Graden, was in der Umwandlung mehrere Kilometer bei einem typischen Abstand von etwa 90 km von einer VOR-Station ergibt. In diesem System gibt es darüber hinaus viele Blindstellen, insbesondere bei niedriger Höhe. Außerdem haben, weil die meisten Flugzeuge Radiallinien von VOR-Stationen folgen müssen, typische Luftverkehrsrouten Zick-Zack-Form, so daß sie sich über eine größere als eine geradlinige Entfernung erstrecken und dadurch unnötigen Kraftstoffverbrauch bedingen.

Entfernungsmeßgeräte beinhalten eine spezielle Sender/Empfänger-Kombination, die sich an Bord einiger Flugzeuge befindet. Der Sender sendet impulsförmige Abfragesignale aus, die von militärischen taktischen Luftnavigationsstationen (TACAN-Stationen) empfangen werden. TACAN-Stationen befinden sich gewöhnlich am gleichen Ort wie VOR-Stationen (sie sind gewöhnlich »gemeinsam« mit letzteren Stationen vorgesehen). Eine TACAN-Station sendet ein Antwortsignal, das von dem Entfernungsmeßgerät im Flugzeug empfangen wird. Aus der vergangenen Zeit und der bekannten Ausbreitungsgeschwindigkeit der Funksignale berechnet das Flugzeug-Entfernungsmeßgerät die Entfernung von der TACAN-Station. Der prinzipielle Nachteil dieses Systems ist die Kompliziertheit und der Kostenaufwand für die vom Flugzeug mitzuführende Ausrüstung, die zum Abfragen der TACAN-Station und zum Verarbeiten des Antwortsignals erforderlich ist; diese Faktoren machen Entfernungsmeßgeräte (das DME-System) praktisch nur für relativ teure Geschäftsflugzeuge anwendbar, sowie für die größeren und komplizierteren militärischen und kommerziellen Flugzeuge.

Das ungerichtete Funkfeuer- und das ILS-System repräsentieren noch weitere Teile des vorhandenen »Misch-Maschs« der Luftverkehrskontrollsysteme. Das ungerichtete Funkfeuer (NDB) ist im wesentlichen ein »zielansteuernder« Sender, der für Nichtpräzisions-Navigation und -Aflüge verwendbar ist. Das Instrumenten-Landesystem (ILS), das viel komplizierter ist, wird mittels spezieller Funkausrüstung, die für gewisse Start- und Landebahnen in einigen Flughafen vorgesehen ist, verwirklicht. Das ILS besteht derzeit aus drei gesonderten Funksystemen (die alle ohne Bezug zu VOR, NDB oder irgendein anderes vorstehend beschriebenes System sind) zum Senden von Information zu dem Flugzeug, die sich auf dessen Links-Rechts-Position und auf dessen Winkel vertikal vom Ende der Start- und Landebahn (d. h. auf die Anstiegsneigung) bezieht, und auf dessen horizontale Entfernung von der Start-

und Landebahn. Die so gesendete Funkinformation muß mittels spezieller Ausrüstung, die für diesen Zweck an Bord des Flugzeugs vorgesehen ist, decodiert werden.

Da die derzeit in einem Flugzeug erforderlichen Systeme folgendes bestimmen müssen: (a) seine Höhe, (b) sein Azimut, und (c) seinen Abstand von einem VHF-Drehfunkfeuer; wobei (d) seine Höhe und (e) sein Azimut bei ILS während eines Präzisionsanflugs zum Landen; (f) sein Ort relativ zu einem ungerichteten Funkfeuer (NDB); und (g) seine Entfernung von einer Start- und Landebahn bei einem Präzisionsflug alle unterschiedlich sind, erfordert ein vollständig für IFR-Flüge ausgerüstetes Flugzeug eine große Anzahl von unterschiedlichen elektronischen Einheiten, die alle teuer sind und ausfallen können. Aus diesem Grund ist nur ein Bruchteil aller Flugzeuge mit sogar nur minimaler Blindflugausrüstung versehen. Nur die größten und teuersten Flugzeuge führen im wesentlichen redundante Ausrüstung für alle die vielen in Frage stehenden Systeme mit sich. Das Gewicht der Ausrüstung ist ebenfalls ein Faktor; bei den kleineren Arten von Geschäftsflugzeugen, die normalerweise für IFR-Flüge ausgerüstet sind, ist das Gewicht der erforderlichen IFR-Elektronikgeräte, das diese mit sich führen, oft bis zu 5% der nutzbaren Flugzeugladung und vermindert dementsprechend das Gewicht des mitführbaren Kraftstoffs oder der Nutzladung.

Da das derzeitige System für Präzisionsanflüge (Instrumenten-Lande-System oder ILS) nicht in der Lage ist, ein Flugzeug zu leiten, abgesehen von einer geraden Linie, muß sich ein Flugzeug viele Kilometer außerhalb zum Anflug einmessen. Das beschränkt die Fähigkeit eines Flughafens, ein großes Verkehrsvolumen zu bewältigen. Im Hinblick auf diese Beschränkung plant die US-Luftfahrtstelle (Federal Aviation Agency) gegenwärtig noch ein anderes System als erforderlich einzuführen, nämlich das Mikrowellenlandesystem (MLS), um einige der Nachteile des ILS zu überwinden. Dadurch wird die für IFR-Flüge an Bord notwendige Ausrüstung noch weiter erhöht, und so wird die Anzahl der Flugzeugführer bzw. -besitzer, die sich solche Flugzeuge leisten können, weiter vermindert.

Eine weitere Schwierigkeit des vorhandenen Systems des Oberwachens und Kontrollierens des Luftverkehrs betrifft die Ortung eines Flugzeugs bei einem Unfall. Gegenwärtig dient zu diesem Zweck der sogenannte »Notortungssender« (ELT). Der ELT ist eine batteriebetriebene Einrichtung, die durch gesetzliche Bestimmung für jedes Flugzeug erforderlich ist, und diese Einrichtung soll bei einem durch Unfall bedingten Stoß beginnen, ein Notsignal zu senden. Die meisten ELT-Signale sind jedoch in Wirklichkeit Fehlalarme, und im Falle eines tatsächlichen Unfalls gehen die ELT-Antennen oft zu Bruch oder werden durch abschirmende Trümmer bedeckt, wodurch der ELT unwirksam gemacht wird. Das Luftverkehrskontrollradarsystem kann in dieser kritischen Situation wenig Hilfe geben, da ein niedergehendes Flugzeug unter dem Radarhorizont an der Stelle verschwindet, wenn seine Situation am schlimmsten wird.

Schließlich ergibt sich noch ein Problem in dem gegenwärtigen Luftverkehrskontrollnetzwerk insofern, als die Sprechverbindungen zwischen Flugzeug und Bodenkontrolle problematisch sind. Diese Verbindungen hängen derzeit von den über das Land verstreuten Sender-Empfänger-Orten ab. Dieses System hat außerdem Blindstellen, insbesondere bei niedrigen Höhen oder in bergigem Terrain. In einem gegebenen Verkehrsbereich ist es bei vielen Flugzeugen üblich, mit der Luftverkehrskontrolle auf der gleichen Frequenz Nachrichten- bzw. Sprechverbindung zu haben, wodurch es sich zwangsweise ergibt, daß die Information auf einer »GemeinschaftsleitungSÄ-Basis ausgetauscht wird und es zu der Gefahr kommt, daß für ein Flugzeug bestimmte Information irrtümlicherweise von einem anderen Flugzeug angenommen bzw. als für dieses bestimmt behandelt wird. Während eines Landeanflugs ίο müssen darüber hinaus die Frequenzen oft manuell umgeschaltet werden, wenn das Flugzeug von der Zuständigkeit eines Mitglieds der Bodenkontrolle in diejenige eines anderen Mitglieds der Bodenkontrolle übergeben wird, so daß es dadurch zu zusätzlicher Verwirrung für die Flugzeugbesatzung zu einem Zeitpunkt kommt, in dem viele andere Dinge ihre Aufmerksamkeit erfordern.

Es sind verschiedenste Vorschläge zum Ergänzen oder Ersetzen des vorhandenen bruchstückhaften Systems der Luftverkehrskontrolle und -navigation durch ein einheitliches, umfassendes System, das große Bereiche der Erdoberfläche abdeckt, gemacht worden. Ein besonders anspruchsvoller Versuch in diesem Rahmen ist das Navstar-System, das auch als das »Globale Positionierungssystem« (GPS) bezeichnet wird, wie es derzeit in den USA von dem Verteidigungsministerium in Entwicklung gegeben ist. Militärische Flugzeuge haben jedoch Navigationserfordernisse, die sich von denjenigen der zivilen Flugzeuge völlig unterscheiden. Für militärische Flugzeuge unterliegen die Kosten der Navigationsausrüstung einer sekundären. Betrachtung, das wichtigste ist die Fähigkeit, in jedem Teil der Welt leicht navigieren und das Senden irgendwelcher Signale vermeiden zu können, die ihren Aufenthaltsort in einer Situation in Feindesland oder in Kampfhandlungen verraten. Wie derzeit beabsichtigt, wird in dem Navstar-System eine Anordnung von 24 Satelliten in drei gegenseitig senkrecht zueinander verlaufenden Zwölfstundenumlaufbahnen um die Erde angewandt (zwei sind polar und eine äquatoriel). Die * Satelliten senden ausschließliche identifizierende Signale auf einer gemeinsamen Trägerfrequenz, die von dem Flugzeug empfangen werden, dessen Position berechnet werden soll. Basierend auf den Ausbreitungszeiten der Signale von vier der Satelliten zum Empfänger im Flugzeug kann der Ort des Flugzeugs aus den bekannten augenblicklichen Positionen der in Frage stehenden Satelliten berechnet werden. Eine volle Ausführung dieses Systems erfordert unter anderem Atomuhren, damit die Zeitgebungssynchronisation bzw. die zeitliche Synchronisation auf das erforderliche Genauigkeitsniveau gebracht werden kann, sowie komplizierte Rechenausrüstung im Flugzeug oder an einer zentralen Stelle, die dem Flugzeug mittels einer Satellitenverbindung zugänglich ist Die komplizierte Ausrüstung, die zum Navigieren mit dem Navstar-System erforderlich ist, insbesondere dort, wo die Navigationsberechnungen an Bord des Flugzeugs ausgeführt werden müssen, ist wahrscheinlich bzw. entsprechend aufwendig, so daß sie dieses System für die meisten Flugzeugbetreibe^r bzw. -gesellschaften aus Kostengründen unzugänglich macht. Bezüglich einer . genaueren.Beschreibung des Navstar-Systems sei z. B. ' auf die US-Patentschrift 41 14155 und die darin angegebenen Druckschriften verwiesen.

Es sind auch andere Funknavigationssysteme vorgeschlagen worden, in denen künstliche Satelliten in einer . Erdumlaufbahn verwendet werden. Zum Beispiel ist in

der US-Patentschrift 36 65 464 ein System für die Positionsbestimmung von Hochgeschwindigkeitsflugzeugen beschrieben, in dem drei im Abstand voneinander vorgesehene Antennenaufstellungsorte und ein Bakenantwortgerät, das an Bord des Flugzeugs mitzuführen ist, verwendet werden. Das System ist in einer Bodenbasis-Konflguration oder in Verbindung mit einer Anzahl von synchronen, nahezu synchronen oder nichtsynchronen Satelliten verwendbar. Ein Bakensender an einem der Antennenaufstellungsorte fragt das Flugzeug zu einem definierten Zeitpunkt unter Verwendung eines diskreten Flugzeugcodes oder einer diskreten Impulsgruppe ab, und in Antwort hierauf sendet das Bakenantwortgerät ein Antwortsignal, das an allen drei Antennenaufstellungsorten empfangen wird. Ein Bodenrechner berechnet dann basierend auf der Abfragezeit, der Empfangszeit der Antwort an jedem der drei Antennenaufstellungsorte, und der bekannten Positionen der Antennenaufstellungsorte die Flugzeugposition. Die auf diese Weise berechnete Flugzeugpositionsinformation wird dann als Teil des nächsten Abfragesignals zum Flugzeug zurückgesendet. Das Problem des Überlappens zwischen Antwortsignalen, die von unterschiedlichen Flugzeugen herkommen, wird im wesentlichen in der Weise gehandhabt, daß man anfänglich die Positionen aller Flugzeuge innerhalb des Bereichs des Systems bestimmt und danach die Flugzeuge in der Reihenfolge ihrer Nähe zum Bakensender abfragt.

Ein etwas unterschiedliches auf Satelliten basierendes Funknavigationssystem ist in der US-Patentschrift 33 84 891 beschrieben. In einer Betriebsweise, die als »aktive« Betriebsweise bezeichnet wird, sendet eine Bodenstation in zeitlichem Abstand befindliche Entfernungsmeßsignale zu jedem von zwei Satelliten in synchronen oder nichtsynchronen Umlaufbahnen. Jedes der Entfernungsmeßsignale enthält digitale Adressencodes, die einen der Satelliten und das spezielle zu ortende Fahrzeug identifizieren. Die Satelliten senden ihre jeweiligen Entfernungsmeßsignale einzeln wieder zu dem Fahrzeug und außerdem direkt zur Bodenstation zurück. Die an Bord des Fahrzeugs befindliche Ausrüstung wiederholt die beiden von den Satelliten wieder ausgesendeten Entfernungsmeßsignale und übermittelt sie über die jeweiligen Satelliten zur Bodenstation zurück. Basierend auf den gemessenen Differenzen zwischen den Ankunftszeiten der direkt und indirekt wieder ausgesendeten Entfernungsmeßsignale, die jedem Satelliten zugeordnet sind, an der Bodenstation berechnet letztere den Abstand des Fahrzeugs von jedem Satelliten. Alternativ kann ein einziger nichtsynchroner Satellit in zwei bekannten Umlaufbahnpositionen abgefragt werden, um die beiden Entfernungsmeßwerte zu erhalten. In jedem Falle definieren die beiden Entfernungsmeßwerte dann, wenn sich das Fahrzeug auf der Erdoberfläche befindet, zwei Positionskreise, die sich in zwei Punkten schneiden, von denen der eine die Fahrzeugposition und der andere eine Doppeldeutigkeit ist, die basierend auf der ungefähren Kenntnis der wahren Position des Fahrzeugs zurückgewiesen wird. Wenn das Fahrzeug über der Erdoberfläche geordnet werden soll, kann ein ähnlicher Vorgang ausgeführt werden, sofern die Höhe des Fahrzeugs gesondert bestimmt wird; alternativ können drei (mehr als zwei) Satelliten abgefragt werden, um drei Entfernungsmessungen der Entfernung zum Fahrzeug zu erhalten, was die Berechnung einer vollständigen Position des Standorts einschließlich der Höhe ermöglicht.

In der alternativen, als »passiv« bezeichneten Betriebsweise des in der US-Patentschrift 33 84 891 beschriebenen Systems sendet die Bodenstation gesondert die bekannten augenblicklichen Positionen der beiden Satelliten zu den Fahrzeugen. Unmittelbar danach sendet die Bodenstation Entfernungsmeßsignale zu jedem der beiden Satelliten bei im voraus angenommenen Laufzeiten, derart, daß die Entfernungsmeßsignale durch die beiden Satelliten im wesentlichen gleichzeitig wiederholt und wieder ausgesendet werden. Die wiederausgesendeten Entfernungsmeßsignale werden von den Fahrzeugen mit einer Zeitdifferenz empfangen, die für die Entfernungsdifferenz zwischen dem jeweiligen Fahrzeug und den beiden Satelliten indikativ ist. Diese Differenz definiert eine hyperbolische Fläche, die in eine Positionslinie für das Fahrzeug aufgelöst bzw. zu einer Positionslinie für das Fahrzeug reduziert wird, wenn das Fahrzeug auf der Erdoberfläche oder seine Höhe bekannt ist. Wiederholt man diesen Vorgang mit unterschiedlichen Satellitenpaaren, dann erhält man sich schneidende Positionslinien, die die Fahrzeugposition definieren. Das unterscheidende Merkmal gegenüber der passiven Betriebsweise besteht darin, daß keine Funkübertragung vom Fahrzeug aus stattfindet und seine Position daher anderen nicht bekannt wird. Eine Beschreibung des vorstehend erläuterten Systems sowohl in der aktiven als auch in der passiven Betriebsweise ist enthalten in

einem Aufsatz, dessen Titel (in deutscher Übersetzung) lautet »Ein Navigationssystem unter Verwendung von Entfernungsmessungen von Satelliten bei zusammenarbeitenden Bodenstationen«, der in der Zeitschrift »Journal of the Institute of Navigation«, Band 11, Nr. 3 (Sommer 1964) Seiten 315 bis 334 veröffentlicht ist.

Die US-Patentschrift 34 30 234 betrifft ein Funknavigationssystem, in dem eine Mehrzahl von Satelliten in feiner stationären (d. h. geosynchronen) Erdumlaufbahn verwendet wird. Im einzelnen sind sechs stationäre Satelliten gleichförmig im Abstand um die Erde in einer Äquatorialebene vorgesehen, so daß eine Sichtlinienverbindung zwischen einem nahezu irgendwo in der Welt befindlichen Flugzeug und wenigstens zwei der Satelliten sichergestellt wird. Jeder Satellit weist einen Empfänger zum Empfangen von identitätscodierten Abfragesignalen auf, die von dem zu ortenden Flugzeug erzeugt worden sind, und einen Sender zum Aussenden von Signalen, die mit den empfangenen Abfragesignalen synchronisiert sind. Die von den Satelliten in Ansprechung auf einen von einem Flugzeug erzeugten Abfrageimpuls erzeugten Signale werden vom Flugzeug empfangen, ihre Zeitdifferenz wird mit einer im Flugzeug befindlichen Ausrüstung bestimmt, um ein Hyperboloid zu erzeugen, das sich mit der Erdoberfläehe schneidet (oder das sich im Falle eines Flugzeugs, das eine bekannte Höhe hat, mit einer sphärischen Oberfläche schneidet, die oberhalb der Erdoberfläche liegt), so daß dadurch eine Positionslinie für das Flugzeug definiert wird. Eine zweite, sich damit schneidende Positionslinie wird durch Messen der Rundlauf-Laufzeit eines von dem Flugzeug erzeugten und mittels eines der Satelliten zum Flugzeug zurückübertragenen Abfragesignals bestimmt, so daß dadurch die Flugzeugposition geortet wird. Alternativ wird die zweite Positionslinie dadurch erhalten, daß man die Summe der Rundlauf-Laufzeiten des Abfragesignals durch die beiden Satelliten bestimmt, wodurch eine elliptische Positionslinie erzeugt wird, die die Ursprung-

liehe, durch ein Hyperboloid definierte Positionslinie am Ort des Flugzeugs schneidet. Um ein Signalüberlappen in den Satelliten zu vermeiden, wenn eine große Anzahl von Flugzeugen das System benutzt, wird vorgeschlagen, ein Zeitmultiplex zu realisieren, indem von einem der Satelliten ein Abfragesynchronisiersignal gesendet wird, das dahingehend wirkt, daß damit das Auftreten der von den verschiedenen, eine gemeinsame Frequenz benutzenden Flugzeugen gesendeten Abfragesignale in einer vorbestimmten Folge sichergestellt wird.

In der US-Patentschrift 35 44 995 ist ein weiteres Navigationssystem beschrieben, in dem ein oder mehrere künstliche Erdsatelliten verwendet werden. In einer ersten Version des Systems wird ein einziger Satellit dazu verwendet, einer Bodenstation die Flugzeugpositions-, -identifizierungs- und -höheninformation, die gesondert durch an Bord des Flugzeugs befindliche Ausrüstung erzeugt worden ist, zu übermitteln. Die Bodenstation empfängt die von einer Mehrzahl von Flugzeugen erzeugte Information zur Verwendung bei der Zusammenstoßvermeidung. In einer zweiten Version des Systems werden mit flugzeugidentifizierenden Adressen codierte Signale von der Bodenstation gesendet und dem identifizierten Flugzeug über ein Paar Satelliten übermittelt. Im Flugzeug befindet sich ein Transponder, der diese Signale feststellt und ein Rücksignal sendet, das durch die beiden Satelliten zur Bodenstation zurückübermittelt wird. .Um die von den beiden Satelliten herkommenden Signale in der Bodenstation zu trennen, werden in hohem Maße richtfähige Antennen benutzt. Das Rücksignal enthält die von einem Funk- oder barometrischen Höhenmesser an Bord des Flugzeugs abgeleitete Höheninformation. Basierend auf den Laufzeiten der Signale, die durch die beiden Satelliten zur Bodenstation zurückübermittelt worden sind, berechnet der Bodenstationsrechner die Position des Flugzeugs unter Verwendung der gegebenen Höheninformation. Die Positions- und Flugzeugidentifikationsinformation wird dann durch einen der Satelliten zum Fahr- bzw. Flugzeug zurückübermittelt. Ein Überlappen der Rücksignale von unterschiedlichen Flugzeugen wird entweder dadurch verhindert, daß man sicherstellt, daß die von der Bodenstation für unterschiedliche Flugzeuge ausgehenden Signale genügend weit auseinander liegen, um ein Überlappen der Rücksignale zu verhindern, oder dadurch, daß man die Fahrzeug- bzw. Flugzeugadressen in dem Bodenstationsrechner entsprechend ihren Entfernungen von dem Satelliten anordnet In einem beispielhaften System werden sechs äquidistante synchrone Satelliten im Abstand um den Erdäquator herum vorgesehen, damit eine Erfassung aller Stellen auf der Oberfläche der Erde bis zu geographischen Breiten von ±75° ermöglicht wird.

Eine weit verbreitete Annehmbarkeit eines auf Satelliten basierenden Luftverkehrskontroll- und -navigationssystems hängt letztlich von den folgenden vier Faktoren ab: (1) der Genauigkeit der Ortung der Flugzeugposition, (2) der Zuordnung bzw. Verteilung der komplizierten Hardware bzw. Geräte, durch die das System gebildet wird, zwischen Flugzeugen, Satelliten und Bodenstation, (3) dem Ausmaß, bis zu dem das System einer Überlastung oder »Sättigung« selbst im Falle eines nachhaltigen Zunehmens der Anzahl der mittels des Systems überwachten Flugzeuge standhalten kann, und (4) dem Ausmaß, bis zu dem das System auf vollständig automatische oder »pilotenlose« Flüge anwendbar ist.

Was den ersten dieser Faktoren anbetrifft, so ist zu sagen, daß alle einen großen Umfang besitzenden, allgemeinen Zwecken dienenden Positionsmeßsysteme direkt oder indirekt von der Messung von Zeitintervallen abhängen, die durch Multiplikation mit der Geschwindigkeit des Lichts in Entfernungen umgewandelt werden. Die Genauigkeit der Zeitmessung ist der Bandbreite, die der Messung zugeordnet werden kann, proportional. Jedes System, das nur durch Unterteilung

ίο der verfügbaren Bandbreite in eine große Anzahl von Kanälen schmälerer Bandbreite (z. B. zur Vermeidung einer Systemsättigung) funktionieren kann, muß daher die Genauigkeit der Zeitmessung und infolgedessen letztlich der Position opfern.

Was den zweiten Faktor anbelangt, so ist klar, daß die optimale Zuordnung der Systemkomponenten diejenige ist, bei der die am wenigsten komplizierte Hardware in dem einzelnen Flugzeug untergebracht wird, und in dem sich die am meisten komplizierte Hardware in der Bodenstation befindet, da die letztere im wesentlichen einen einmaligen Aufwand bedeutet, während die Ausrüstung der Flugzeuge einen Aufwand darstellt, der für jedes Flugzeug, das das System benutzen kann, aufgebracht werden muß. Ein Luftverkehrskontrollsystern ist von geringer Brauchbarkeit, sofern es nicht für alle Flugzeuge empfindlich ist, und diese Fähigkeit läßt sich nicht für alle Flugzeuge erfüllen, sofern die an Bord erforderliche Ausrüstung sehr einfach und nicht teuer ist. Vom Standpunkt der Zuverlässigkeit sollte darüber hinaus die Kompliziertheit der in den Satelliten unterzubringenden Hardware ebenfalls minimalisiert sein, da die Satelliten zu Reparaturzwecken nicht leicht zugänglich sind, sobald sie in eine Umlaufbahn gebracht worden sind.

Bezüglich des dritten der oben genannten Faktoren braucht nur auf die dramatische Steigerung des kommerziellen und privaten Luftverkehrs während der letzten paar Dekaden verwiesen zu werden, woraus klar wird, daß jedes anzuwendende System in der Lage sein muß, ein zehn- oder sogar hundertfaches Zunehmen des Luftverkehrs über das derzeitige Niveau zu verkraften, ohne daß eine ernsthafte Verschlechterung der Leistungsfähigkeit eintritt.
Schließlich ist es im Hinblick auf die bereits kritische Natur der Luftverkehrsdichte über den größten Teil der urbanen Zentren und im Hinblick auf die kleine Fehlergrenze bei den hohen Geschwindigkeiten, die moderne Flugzeuge haben, unvermeidbar, daß man auf vollständig automatischen oder pilotenlosen Flug bis zu wenigstens einem gewissen Grad in der nicht zu fernen Zukunft zurückgreifen kann. Dadurch ergeben sich genaue Forderungen für die Leistungsfähigkeit des Systems; die Ansprech- bzw. Antwortzeiten, die für passive Überwachungszwecke ausreichend sind, können vollständig unakzeptabel sein, sofern das System auch zur Steuerung der Bewegungen des überwachten Flugzeugs erforderlich sein kann bzw. verwendet werden können soll.

Die Einführung eines neuen Luftverkehrskontrollsystems ist eine sehr umfangreiche Unternehmung, die typischerweise mehrere Dekaden erfordert. Wenn ein Luftverkehrssystem einmal eingeführt worden ist, dann ist zu erwarten, daß es während weiterer mehrerer Dekaden in Betrieb bleibt. Das System muß daher mit einem großen Maß an Voraussicht entworfen sein, da ein verfrühtes Veraltern den Verlust einer großen Investition in Arbeit und Ausrüstung bedeuten kann. Im Hinblick auf die vorstehenden Ausführungen ist es klar,

daß ein vollständig zufriedenstellendes Luftverkehrskontrollsystem folgende Eigenschaften haben muß: (1) Es muß wenigstens in einer rudimentären Form auf jedes fliegende Flugzeug anwendbar sein, um dem Luftverkehrskontrollzentrum eine wirksame Zusammenstoßvermeidung zu ermöglichen; (2) es muß ohne Sättigung oder wesertllcue Minderung der Wirksamkeit erweiterungsfähig sein, um eine Anpassung an die enorme Zunahme (wahrscheinlich um den Faktor 100) der Gesamtzahl von Flugzeugen, die innerhalb der nächsten mehreren Dekaden stattfindet, zu ermöglichen; und (3) es muß leicht auf vollständig automatische oder »pilotenlose« Flüge ausgedehnt werden können, ohne daß eine wesentliche Rückanpassung bzw. -anbringung oder ein wesentliches Ausrangieren von Systemkomponenten erforderlich ist. Nur wenn alle diese Kriterien, die bisher inhärent unverträglich waren oder sich gegenseitig ausgeschlossen haben, erfüllt werden, kann ein Luftverkehrssystem von praktischer Ausführbarkeit und Freiheit gegen verfrühtes Veralten sichergestellt bzw. erhalten werden.

Jedes der bisher vorgeschlagenen Systeme zur Ausführung einer Luftverkehrskontrolle und Navigation auf Satellitenbasis ist bezüglich eines oder mehrerer der vorstehenden Kriterien nachteilig, die aber, worauf nochmals hingewiesen sei, alle gleichzeitig erfüllt sein müssen, wenn das in Frage stehende System allgemein anwendbar und in großem Umfang verwendbar sein soll. Das Navstar-System mit seiner Abhängigkeit von der Mitführung komplizierter Positionsberechnungsausrüstung an Bord des einzelnen Flugzeugs ist nicht erschwinglich, abgesehen von seiner Anwendung bei militärischen und teureren Geschäfts- und kommerziellen Flugzeugen. Diese bilden aber nur wenige Prozent der gesamten Luftflotte. Von den übrigen Systemen belasten diejenigen, die eine diskrete Abfrage der einzelnen Flugzeuge unter Verwendung von vorher zugewiesenen Adressencodes oder dergl. erfordern,¹ ebenfalls das einzelne Flugzeug mit einer unangemessenen Ausrüstungsbelastung, da diese Flugzeuge dann eine Spezialausrüstung zur Erkennung ihrer ausschließlichen Adressen, bevor sie auf eine spezielle Abfrage antworten, mit sich führen müssen. Diese Ausrüstung ist jeweils für jedes Flugzeug erforderlich, welches das System benutzt.

Eine diskrete Abfrage der einzelnen Flugzeuge ist bei den Systemen nach dem Stande der Technik aus einer Anzahl von Gründen heraus erforderlich, von denen die Notwendigkeit wichtig ist, sicherzustellen, daß sich die von den unterschiedlichen abgefragten Flugzeugen zurückgesendeten Signale nicht am Empfangsort überlappen. Selbst bei einer diskreten Adressierung ist jedoch das Überlappungsproblem nicht notwendigerweise gelöst, da die Rücksignale von Flugzeugen in unterschiedlichen Entfernungen nicht notwendigerweise in der gleichen Reihenfolge, in der die Flugzeuge abgefragt worden sind, wieder zurück an der Bodenstation ankommen. Infolgedessen sind weitere Notbehelslösungen erforderlich, wie es beispielsweise der Vorschlag in der oben angegebenen US-Patentschrift 36 65 464 ist, wonach die Position aller Flugzeuge innerhalb des Bereichs des Systems zunächst bestimmt und danach diese Flugzeuge in der Reihenfolge ihrer Nähe zum Sender abgefragt werden. Es ist klar, daß sich die Relativpositionen der mittels des Systems verfolgten Flugzeuge konstant ändern, wodurch eine kontinuierliche Wiederumordnung der Information in dem Rechnerspeicher des Systems erforderlich wird. Eine Alternativlösung des Problems, die in der US-Patentschrift 35 44 995 vorgeschlagen wird, besteht darin, sicherzustellen, daß die von der Bodenstation für unterschiedliche Flugzeuge ausgesandten Abfragesignale genügend weit auseinander sind, um ein Überlappen der Rücksignale auszuschließen. Das erfordert es, daß die Bodenstation auf Rücksignale von Flugzeugen wartet, die sich in der maximalen Entfernung des Systems befinden, bevor sie das nächste Abfragesignal sendet, wodurch die für einen einzigen Überblick über alle mittels des Systems verfolgten Flugzeuge erforderliche Zeit ganz erheblich anwächst. Infolgedessen ist die Häufigkeit, mit der die Position jedes gegebenen Flugzeugs festgelegt werden können, für jede beträchtliche Anzahl von Flugzeugen bei weitem zu niedrig für Anwendungen des Systems beim vollständig automatisierten Flug, auf die weiter oben hingewiesen wurde.

Entsprechendes gilt für die in der US-Patentschrift 34 30 234 vorgeschlagene Lösung. In diesem System wird, woran erinnert sei, die Abfrage mittels des Flugzeugs selbst durchgeführt, und eine Antwort erfolgt durch die Satelliten, deren Positionen zum Festlegen der Position des Flugzeugs verwendet werden. Um eine Signalüberlappung an den Satelliten zu verhindern, wenn eine große Anzahl von Flugzeugen das System verwendet, wurde vorgeschlagen, daß einer der Satelliten ein Abfragesynchronisiersignal senden soll, woraufhin jedem Flugzeug eine beschränkte Zeitdauer zum Ausführen seiner Entfernungsmeßfunktionen zugeteilt wird. Während dieser Zeitdauer findet keine andere Abfrage von Flugzeugen statt, welche die gleiche Trägerfrequenz haben. Die beabsichtigte Wirkung besteht daher in einem Zeitmultiplex der Abfragesignale, die von den verschiedenen Flugzeugen gesendet werden, indem sichergestellt wird, daß sie in einer vorbestimmten Folge nach dem Synchronisiersignal auftreten. Das erforderliche »Zeitfenster«, das jedem Flugzeug zugeteilt werden muß, soll jedoch gleich dem Maximalwert des möglichen Variationsbereichs der Signallaufzeit für den vollständigen Abfrageweg oder das Zweifache des Verzögerungsäquivalents eines Erdradius sein. Das Problem bei diesem Ausweg ist dann im wesentlichen das gleiche, wie es vorher aufgetreten ist: für eine realistische Anzahl von Flugzeugen wird die Zykluszeit des Systems unannehmbar groß für eine wirksame Luftverkehrskontrolle und für Anwendungen bei automatisierten Flügen. Es scheint so, daß in der US-Patentschrift 34 30 234 in stillschweigender Kenntnis dieser Tatsache die Verwendung des Systems nur als eine. Navigationshilfe für das einzelne Flugzeug gedacht ist, und zwar unter Verwendung von Rechenausrüstung, die das Flugzeug mit sich führt, zur Ausführung von allen erforderlichen Entfernungs- und Positionsberechnungen, statt daß es als zentralisiertes Luftverkehrskontrollsystem gedacht ist. In der genannten Patentschrift wird jedoch vorgeschlagen, daß die Zykluszeitbeschränkungen des Systems dadurch vermieden werden können, daß man eine Anzahl von unterschiedlichen Betriebsfrequenzen vorsieht, und daß man dann jeder Frequenz eine beschränkte Anzahl von Flugzeugen auf der Zeitmultiplexbasis zuordnet, wie bereits weiter oben beschrieben. Durch dieses Mittel wird natürlich nur eine Schwierigkeit durch eine andere ersetzt, da die Anzahl von Kanälen, die für eine große Anzahl von Flugzeugen erforderlich ist, groß ist, so daß die Bandbreite für jeden Kanal vermindert und die Genauigkeit der Positionsmessung für alle Flugzeuge entsprechend verschlechtert werden würde.

Ein Versuch, eine diskrete Adressierung von einzelnen Flugzeugen zu vermeiden, ist, obwohl nicht in Verbindung mit einem auf Satelliten basierenden Positionsbestimmungssystem, von O'Grady et al. in der Schrift mit dem Titel »ATCRBS Trilateration: The Advanced Airport Surface Traffic Control Sensor« beschrieben, die in »AGARD Conference Proceedings« Nr. 188 über Pläne und Entwicklungen der Luftverkehrssysteme (Cambridge, Massachusetts, 20. bis 23. Mai 1975) veröffentlich worden ist. Der Zweck des vorgeschlagenen Systems besteht darin, das Flugzeug auf der Flughafenfläche zu orten und zu identifizieren, und zwar unter Verwendung von drei Bodenantennenaufstellungsorten, die sich um den Umfang des Flughafens herum befinden. Ein Abfragesignal von rs einem der Antennenaufstellungsorte bewirkt, daß ein Bakentransponder an Bord des Flugzeugs ein identitäscodiertes Antwortsignal erzeugt, das von einem voreilenden und nacheilenden Rahmenimpuls für Zeitmessungszwecke eingeschlossen ist. Die Differenzen in den Ankunftszeiten der Antwortsignale an den drei Antennenaufstellungsorten ermöglichen es, die Flugzeugposition in zwei Dimensionen (d. h. auf der Flughafenfläche) mittels hyperbolischer Verfahren zu berechnen.

In dem von O'Grady et al. vorgeschlagenen System ist das Abfragesignal nicht mit der Identität irgendeines speziellen Flugzeugs codiert und löst theoretisch eine Antwort von jedem Flugzeug aus, das es empfängt. Demgemäß wird die Antwortsignalüberlappung an den auf dem Boden befindlichen Empfangsantennenorten ein ernsthaftes Problem, insbesondere in der kritischen Situation, die auftritt, wenn zwei Flugzeuge einander sehr eng benachbart sind. Das ist natürlich die Situation, in der eine genaue Positionsüberwachung am nötigsten ist. Wie von O'Grady et al. festgestellt, wird das Problem nicht lediglich dadurch vermieden, daß man ein in hohem Maße gerichtetes Abfragesignalstrahlungsmuster benutzt, da es stets möglich ist, daß zwei oder mehr in engem Abstand voneinander befindliche Flugzeuge im gleichen Augenblick im Abfragestrahl sind. Um ein unerwünschtes Überlappen von Antwortsignalen zu verhindern, wird durch O'Grady et al. eine zeitweise Unterdrückung der Flugzeugtransponder vorgesehen (d. h. ein Sperren der Transponder gegen ein Antworten auf alle gültigen Abfragen während einer festen Zeitdauer), und zwar in Ansprechung auf den Empfang eines angemessen codierten Unterdrückungssignals. Das Unterdrückungssignal wird in einer gesteuerten (d. h. bewegbaren) Weise von zwei der Bodenantennenorte mit einer tiefen Nut oder Null in seinem Strahlungsmuster gesendet, so daß nur ein Flugzeug, das sich im Schnittpunkt der Unterdrückungsnullen.befindet, in der Lage ist, auf ein nachfolgend übertragenes Abfragesignal schmaler Strahlungskeule zu antworten. Auf diese Weise läßt sich sagen, daß die Gerichtetheit des Abfragevorgangs künstlich verschärft ist, ohne daß physisch große Antennen notwendig sind.

Im Überblick gesehen besitzt die von O'Grady et al. vorgeschlagene Antwortunterdrückungstechnik eine Anzahl von deutlichen Vorteilen gegenüber den weiter oben beschriebenen diskreten Adressierungssystemen. Am wichtigsten ist, daß ein Rücksignalüberlappen vermindert oder ausgeschaltet wird, ohne daß die Notwendigkeit besteht, daß das Flugzeug zusätzliche Hardware mit sich führen muß, um selektiv auf speziell codierte Abfragesignale zu antworten. Die Art und Weise, in der diese Technik von O'Grady et al.

verwirklicht wird, ist jedoch in einem in großem Maßstab vorgesehenen, auf Satelliten besierenden Luftverkehrskontrollsystem undurchführ- und unbeherrschbar. Zum Beispiel ist es zwar möglich, ein interferierendes Unterdrückungssignalstrahlungsmuster mit der erforderlichen Präzision von einer Anzahl von Antennen aus zu erzeugen, die im Abstand voneinander um den Umfang eines kleinen Bereichs, wie beispielsweise eines Flughafens, herum vorgesehen sind, wie von O'Grady et al. vorgeschlagen, jedoch wäre es schwierig oder unmöglich, das für einen großen Bereich, wie es die Erdoberfläche ist, von Satelliten in hohen Umlaufbahnen aus zu tun. Selbst wenn man annimmt, daß das getan werden könnte, wäre es noch notwendig, das Muster der Strahlungskeule über den abgedeckten Bereich auf einer periodischen Basis zu steuern, was zu der Tendenz führen würde, daß die Zykluszeit des Systems unannehmbar lang würde. Das leitet sich von der Tatsache her, daß die Selektivität des Systems für einzelne Flugzeuge in ihrer Natur räumlich ist, so daß es notwendig wird, wiederholt eine Abtastung durch eine Folge von diskreten räumlichen Segmenten durchzuführen, um eine vollständige Abdeckung bzw. Erfassung zu erreichen (in den diskreten Adressierungssystemen ist, wie hier in Analogie bemerkt sei, die Selektivität für individuelle Flugzeuge durch die Flugzeugidentität definiert, so daß es notwendig ist, eine wiederholte Abtastung durch eine Aufeinanderfolge von diskreten Identitätscodes vorzunehmen, um eine vollständige Abdeckung bzw. Erfassung zu erzielen). Die Verwirklichung des Systems von O'Grady et al. würde es darüber hinaus erfordern, daß zwei unterschiedliche Arten von Signalen erzeugt werden, eine zur Abfrage und eine zur Antwortunterdrückung, so daß dadurch ein zusätzliches und unerwünschtes Kompliziertheitsniveau in das System sowie eine potentielle Unzuverlässigkeitsquelle eingeführt wird.

Zusammenfassende allgemeine Darstellung
der Erfindung

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Fahrzeugpositionsbestimmungssystem auf Satellitenbasis, mit dem viele der Nachteile und Beschränkungen vermieden werden, die den bisher auf Sateilitenbasis vorgeschlagenen Systemen eigen sind, und das erfindungsgemäße System ist bezüglich der Abdeckung bzw. Erfassung, der Genauigkeit und der Hardwareerfordernisse gegenüber dem fragmentarischen Luftverkehrskontrollsystem, auf das Piloten und Kontrollpersonal derzeit zurückgreifen müssen, überragend. In seinem breitesten Aspekt umfaßt ein Fahrzeugpositionsbestimmungssystem gemäß der vorliegenden Erfindung einen Transponder, der von jedem der Fahrzeuge, die durch das System erfaßt werden, mit sich geführt wird und in Ansprechung auf ein allgemeines Abfragesignal, das an alle Fahrzeuge innerhalb der Reichweite des Systems gerichtet ist, ein Bakensignal sendet, welches mit Information codiert ist, die ausschließlich das jeweilige eine Fahrzeug identifiziert; sowie wenigstens drei Satelliten in im Abstand voneinander befindlichen Umlaüfbahnorten über der Erde, wobei jeder der Satelliten eine Wiederholungseinrichtung zum Empfangen und Wiederaussenden des Bakensignals, das von den Fahrzeugtranspondern gesendet worden ist, aufweist, wodurch die drei Satelliten gemeinsam drei wieder ausgesendete Bakensignale für jedes von einem Fahrzeugtransponder gesendete Bakensignal erzeugen; und eine Bodenstation zum periodischen Senden des allgemeinen Abfragesi-

gnals und zum Empfangen und Verarbeiten der wieder ausgesendeten Bakensignale zum Zwecke des Berechnens der augenblicklichen Position der von dem System erfaßten Fahrzeuge. Im einzelnen weist die Bodenstation eine Einrichtung zum Feststellen der Ankunftszeit von jedem wieder ausgesendeten Bakensignal an der Bodenstation auf, sowie eine Einrichtung zum Feststellen der fahrzeugidentifizierenden Information, die in jedem wieder ausgesendeten Bakensignal enthalten ist, und eine Einrichtung zum Berechnen der augenblicklichen Position von jedem der von dem System erfaßten Fahrzeuge auf der Basis der Sendezeit des Abfragesignals von der Bodenstation und der Ankunftszeit der drei fahrzeugidentifizierende Information enthaltenden wieder ausgesendeten Bakensignale, die das jeweilige eine Fahrzeug identifizieren. Gemäß einem wichtigen Aspekt der Erfindung weist jeder Fahrzeugtransponder eine Einrichtung auf, die auf das allgemeine Abfragesignal dahingehend anspricht, daß sie das Senden weiterer Bakensignale mittels des Transponders während eines vorbestimmten Zeitintervalls verhindert, welches auf die Antwort des Transponders auf ein Abfragesignal folgt. Wie bald ersichtlich werden wird, wird dadurch eine einfache und trotzdem in hohem Maße wirksame Art und Weise der Minimalisierung des Auftretens einer Rücksignalüberlappung an der Bodenstation geschaffen, und es wird außerdem eine Sättigung der Signalverarbeitungs- und Rechenausrüstung in der Bodenstation durch Minimalisierung der gesamten Anzahl von Rücksignalen, die während eines gegebenen Zeitintervalls empfangen werden, erzielt.

Vorzugsweise sind die Sperrintervalle (in denen das Senden eines weiteren Bakensignals verhindert wird) von wenigstens einigen der Fahrzeugtransponder in dem vorliegenden System unterschiedlich von den Sperrintervallen der übrigen Fahrzeugtransponder (es ist jedoch nicht notwendig, daß allen Fahrzeugtranspondern und jedem Fahrzeugtransponder ein ausschließliches Sperrintervall zugeteilt wird). Da das Sperrintervall eines gegebenen Fahrzeugtransponders effektiv die Frequenz bestimmt, mit der er auf die Bodenstationsabfragesignale anwortet, ist es infolgedessen möglich, die Antwortfrequenz eines gegebenen Fahrzeugs seinen eigenen speziellen Erfordernissen anzupassen, ohne daß die Abfragesignalwiederholungsfrequenz an der Bodenstation abgewandelt wird. Wenn die in Frage stehenden Fahrzeuge z. B. Flugzeuge sind, ist es normalerweise wünschenswert, die schnelleren Turbinen- bzw. Strahltriebwerksflugzeuge mit kürzeren Sperrintervallen (d. h. höheren Antwortfrequenzen) zu versehen, um eine häufigere Aktualisierung der Position zu ermöglichen, während langsamere Kolbenmotorflugzeuge mit längeren Sperrintervallen (d. h. niedrigeren Antwortfrequenzen) versehen werden können, weil sie üblicherweise eine weniger häufige Positionsaktualisierung erfordern. Indem auf diese Weise eine unterschiedliche effektive Abfragefrequenz für jede unterschiedliche Flugzeugklasse vorgesehen wird, ist die Anzahl von Rücksignalen, die pro Zeiteinheit an der Bodenstation ankommen, viel geringer als das der Fall sein würde, wenn alle Flugzeuge mit einer hohen Frequenz, wie sie für die schnellsten Flugzeuge geeignet ist, antworten würden, so daß infolgedessen dadurch mit der Erfindung das Rücksignalüberlappen minimalisiert und eine Sättigung der Ausrüstung an der Bodenstation vermieden wird. Als Ergebnis wird daher mit dem vorliegenden System eine Selektivität unter unterschiedlichen Flugzeugen oder unterschiedlichen Flugzeugklassen erzielt, ohne daß die Notwendigkeit besteht, entweder auf eine zeitaufwendige diskrete Adressierung der Flugzeuge zurückzugreifen oder auf die sogar noch beschwerlichere Maßnahme einer Abfrage mit schmaler Strahlungskeule; Darüber hinaus kann durch die zwangsweise Verknüpfung des Einsetzens des Sperrintervalls mit dem Abfragesignal selbst statt mit einem besonders vorgesehenen Unterdrückungssignal die Sperrfunktion vollständig auf die einzelnen Flugzeugtransponder beschränkt werden, und die Gesamtkompliziertheit des Systems kann daher minimalisiert werden. Es sei außerdem darauf hingewiesen, daß es die Erfindung im Gegensatz zu einigen der vorher vorgeschlagenen Navigationssysteme auf Satellitenbasis nicht erfordert, daß die verfügbare Signalbandbreite in eine große Anzahl von Schmalbandkanälen unterteilt wird, um eine Sättigung oder ein Signalüberlappen für eine große Anzahl von Flugzeugen zu vermeiden, so daß aufgrund der Erfindung eine breite Bandbreite zur Verwendung bei der Durchführung von Hochpräzisionsmessungen der Signalausbreitungs- bzw. -laufzeiten bewahrt wird.

Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung weist die Sperreinrichtung von wenigstens einem der Fahrzeugtransponder eine Steuereinrichtung zum Variieren des Sperrintervalls des Transponders auf. Das kann manuell geschehen, oder gemäß einer besonders bevorzugten Ausführungsform der Erfindung automatisch in Ansprechung auf ein von der Bodenstation gesendetes Kommandosignal. Wenn die in Frage stehenden Fahrzeuge Flugzeuge sind, wird es dadurch ermöglicht, die Antwortfrequenz eines gegebenen Flugzeugs den sich ändernden Bedürfnissen dieses Flugzeugs an unterschiedlichen Stellen während seines Flugs anzupassen. So kann, wie als Beispiel angegeben sei, ein Turbinen- bzw. Strahltriebwerksflugzeug hoher Geschwindigkeit eine sehr häufige Positionsaktualisierung in und um Zonen hoher Luftverkehrsdichte wie beispielsweise in und um Hauptflughäfen, erfordern, aber es benötigt keine solche häufige Positionsaktualisierung, wenn es in einem geradlinigen und auf einem bestimmten Niveau bzw. in vorbestimmter Höhe stattfindenden Flug weit weg von anderen Flugzeugen ist. Durch Erhöhen der Sperrintervalle (und das dadurch erfolgende Herabsetzen der Antwortfrequenz) der von diesen Flugzeugen mitgeführten Transponder unter Umständen, in denen eine häufige Positionsaktualisierung nicht erforderlich ist, wird die Wahrscheinlichkeit eines Rücksignalüberlappens in der Bodenstation vermindert, und die Sättigung des Systems wird vermieden.

Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung werden drei eine Wiederholungseinrichtung aufweisende Satelliten in geosynchroner äquatorialer Umlaufbahn um die Erde verwendet, wobei sich jeder Satellit in einer unterschiedlichen Position geographischer Länge in dieser Umlaufbahn befindet. Einer der Satelliten kann so angeordnet bzw. ausgebildet sein, daß er als feste Nachrichtenverbindung (Bodenverbindung) mit der Bodenstation funktioniert, indem er der Bodenstation die wieder ausgesendeten Bakensignale übermittelt, die von den beiden übrigen Satelliten erzeugt worden sind. Der Bodenverbindungssatellit kann außerdem so funktionieren, daß er die Abfragesignale von der Bodenstation zu den von dem System erfaßten Fahrzeugen übermittelt. Um das individuelle Erkennen der wieder ausgesendeten Bakensignale, die von jedem der drei Satelliten erzeugt worden sind, in der Bodenstation zu erleichtern, kann der als Bodenver-

bindung dienende Satellit eine Einrichtung aufweisen, welche die von wenigstens einem der beiden übrigen Satelliten wieder ausgesendeten Bakensignale während der Übermittlung dieser wieder ausgesendeten Bakensignale zur Bodenstation in einer charakteristischen Weise abwandelt. Die Bodenstation kann dann eine Einrichtung zum Feststellen der charakteristischen Abwandlung oder von deren Fehlen in jedem wieder ausgesendeten Bakensignal aufweisen, um das Bakensignal dem speziellen Satelliten, der es erzeugt hat, zu Zwecken des Ausführens der Fahrzeugpositionsberechnung zuzuordnen. Wenn das Bakensignal eine digitale Impulsgruppe umfaßt oder ist, wie das in der bevorzugten Ausführungsform der Fall ist, dann kann die charakteristische Abwandlung die Form einer Amplitudendifferenz bzw. die Form eines Bewirkens einer Amplitudendifferenz zwischen dem voreilenden und dem nacheilenden Impuls der Impulsgruppe sein.

Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung kann die Bodenstation eine Einrichtung zum Feststellen eines wieder ausgesendeten Bakensignals aufweisen, das ein Zeitintervall einnimmt, welches einen vorbestimmten Nominalwert überschreitet, wie es das Ergebnis eines Überlappens zwischen zwei unterschiedlichen wiederausgesendeten Bakensignalen in der Bodenstation ist, sowie zum Erzeugen eines Zurückweisungssignals in Ansprechung hierauf. Das Zurückweisungssignal wird dann dazu verwendet, die Benutzung des übermäßig langen wieder ausgesendeten Bakensignals bei der Fahrzeugpositionsberechnung zu unterdrücken.

Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung kann das Bakensignal eine digitale Impulsgruppe umfassen oder sein, die einen voreilenden bzw. ersten Impuls, einen nacheilenden bzw. letzten Impuls und eine Mehrzahl von dazwischenliegenden Impulsen zur Aufnahme der Fahrzeugidentifizierungsinformation hat. Die Bodenstation kann dann eine Einrichtung zum Messen der individuellen Ankunftszeiten der voreilenden bzw. ersten und nacheilenden bzw. letzten Impulse von jedem wieder ausgesendeten Bakensignal und zum Ableiten einer analogen Steuerspannung als Funktion bzw. in Abhängigkeit von der Differenz zwischen den Ankunftszeiten des voreilenden bzw. ersten und des nacheilenden bzw. letzten Impulses aufweisen. Die Steuerspannung wird dazu verwendet, die Frequenz eines Taktgebers variabler Frequenz zu steuern, der seinerseits die aufeinanderfolgenden Bits der Bakensignalimpulsgruppe in die aufeinanderfolgenden Stufen eines Schieberegisters in der Bodenstation eintaktet. Auf diese Weise wird die Eintaktungsrate bzw. -frequenz des Schieberegisters genau der Bitrate bzw. -frequenz der in dem Bakensignal enthaltenen Digitalinformation angepaßt, weiche unter den unterschiedlichen Fahrzeugtranspondern etwas variieren kann.

Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung kann die Bodenstation eine Signalcodiereinrichtung aufweisen, und zwar zum Erzeugen eines Navigationssignals, das Positionsinformation enthält, die in der Bodenstation für eines der Fahrzeuge berechnet worden ist, und eine vorher zugewiesene Adresse, die das jeweilige eine Fahrzeug ausschließlich identifiziert; die Bodenstation kann diese Codiereinrichtung zusammen mit einem Sender zum Senden des Navigationssignals an alle Fahrzeuge innerhalb der Reichweite des Systems aufweisen. Das identifizierte Fahrzeug ist mit einem Empfänger zum Empfangen des von der Bodenstation gesendeten Navigationssignals versehen, sowie mit einer Einrichtung zum Feststellen einer Äquivalenz zwischen der in dem Navigationssignal enthaltenen Adresse und der vorher zugeteilten, das Fahrzeug identifizierenden Adresse, und eine Einrichtung, welche die in dem Navigationssignal enthaltene Positionsinformation dann, wenn Adressenäquivalenz festgestellt wird, in Sichtwiedergabe wiedergibt Das Navigationssignal kann außerdem mit dem Kommandosignal zum Variieren des Sperrintervalls des Fahrzeugtransponders in Fällen versehen sein, in denen der Transponder so ausgebildet ist, daß er diese Fähigkeit hat. Für Fahrzeuge, die mit automatischen Steuerungen ausgerüstet sind, kann das Navigationssignal weiter mit Steuerinformation codiert sein, die in der Bodenstation erzeugt worden ist und dazu dient, die Bewegung des Fahrzeugs zu steuern, wodurch im Falle von Flugzeugen automatische Flüge realisiert werden können. Bei der geosynchronen Satellitenkonfiguration kann der Satellit, der als die feste Nachrichtenverbindung mit der Bodenstation diqnt, mit einer zusätzlichen Wiederholungseinrichtungzum Übermitteln derNavigationssigna-Ie von der Bodenstation an alle Fahrzeuge innerhalb der Reichweite des Systems versehen sein.

Die vorstehenden, sowie weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung seien nachfolgend anhand einiger, in den Figuren der Zeichnung dargestellter, besonders bevorzugter Ausführungsformen
Einzelheiten erläutert; es zeigt

F i g. 1 eine bevorzugte Anordnung der Satelliten gemäß der Erfindung, worin die Art und Weise veranschaulicht ist, in welcher ein Abfragesignal von der Bodenstation durch einen der Satelliten zu dem Flugzeug übermittelt wird;

F i g. 2 die Art und Weise, in der das als Antwort von dem Flugzeugtransponder gesendete Bakensignal von jedem der drei Satelliten empfangen und durch einen der Satelliten zur Bodenstation wieder ausgesendet wird;

Fig.3 und 4 eine Darstellung der geometrischen Basis für die Berechnung der Flugzeugposition auf der Basis der Ankunftszeiten der drei wieder ausgesendeten Bakensignale an der Bodenstation;

F i g. 5 ein beispielhaftes Format eines Bakensignals, das mittels der von den Flugzeugen mitgeführten Transponder erzeugt wird;

F i g. 6 bis 12 verschiedene interne Komponenten der von den Flugzeugen mitgeführten Transponder;

F i g. 13 und 14 Einzelheiten von unterschiedlichen Ausführungsformen der Sperrschaltung, die in jedem der von den Flugzeugen mitgeführten Transponder enthalten ist;

Fig. 15 die internen Komponenten der beiden in Fig. 1 und 2 dargestellten äußeren Satelliten 51 und S3;

Fig. 16A bis 16C die internen Komponenten des in den F i g. 1 und 2 dargestellten Bodenverbindungs-Satel-IitenS2;

Fig. 17 eine beispielhafte Schaltung zum Erzeugen' von Abfragesignalen in der Bodenstation;

F i g. 18 die Schaltung der Bodenstation zum Decodieren der Rücksignale von den von den Flugzeugen mitgeführten Transponder^ und zum Messen der Ankunftszeiten dieser Signale;

Fig. 19 eine beispielhafte Konfiguration des Bodenstationsrechners, der zur Verarbeitung der Ausgangsinformation benutzt wird, die mittels der Zeitmeß- und Decodierschaltung der F i g. 18 geliefert wird;

F i g. 20A bis 2OD ein Ablaufdiagramm, das allgemein die Folge von Operationen veranschaulicht, die von dem

Bodenstationsrechner der F i g. 19 ausgeführt wird;

F i g. 21 ein beispielhaftes System zum Codieren eines Navigationssignals, das zum Zurücksenden zu dem speziellen Flugzeug, zu dem es gehört, bestimmt ist, mit der Flugzeugposition und anderer Information, die in der Bodenstation berechnet worden ist;

F i g. 22 und 23 zwei unterschiedliche Ausführungen des beispielhaften Systems zum Empfangen und Verarbeiten von Navigationssignalen an Bord eines einzelnen Flugzeugs; und

F i g. 24 ein beispielhaftes System zum Verwirklichen von automatischen Flügen mit Flugzeugen, die mit einem geeigneten Dreiachsenautopiloten versehen sind, unter Verwendung von Steuerinformation, die von dem Navigationssignal abgeleitet wird.

Es sei darauf hingewiesen, daß in allen Figuren der Zeichnung zur Bezeichnung von gleichen oder gleichartigen Teilen die gleichen Bezugszeichen verwendet worden sind.

Allgemeine Beschreibung

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Alle Navigations-, Luftverkehrskontroll-, Präzisionsanflughilfsmittel-, Zusammenstoßvermeidungs-, Nachrichtenverbindungs- und Notortungsfunktionen, die jetzt von den zahlreichen gesonderten Anordnungen erfüllt werden, wie sie vorstehend beschrieben worden sind, können mittels der Erfindung mit hoher Genauigkeit ausgeführt werden, indem jedes Flugzeug mit einem einfachen, geringes Gewicht besitzenden Transponder versehen wird, der mittels der normalen elektrischen Anlage des Flugzeugs betreibbar ist und in Ansprechung auf ein allgemeines Abfragesignal, das an alle Flugzeuge innerhalb des Bereichs der Anordnung gesendet wird, ein Antwortsignal (wie beispielsweise eine Reihe von digitalen Impulsen) aussendet, das mit Information codiert ist, die ausschließlich das spezielle Flugzeug identifiziert, dem es zugeordnet ist. Die Sende- und Empfangsträgerfrequenzen des im Flugzeug befindlichen Transponders können im Hochfrequenz- oder Mikrowellenbereich liegen, z. B. eine vorhandene, Flugzeugen zugeordnete Frequenz sein. In der folgenden Beschreibung wird der Transponder als ein »Automatischer Bakentranponder« oder ABT bezeichnet, und das Antwortsignal, das von dem Transponder erzeugt wird, wird als das Bakensignal bezeichnet. Wie nachstehend ohne weiteres ersichtlich werden wird, kann der ABT auch einen hier auch als ELT bezeichneten Notortungssender mit ersetzen, wie er nunmehr aufgrund gesetzlicher Bestimmung von jedem Flugzeug mitgeführt werden muß.

In einer bevorzugten Ausführungsform umfaßt die Anordnung nach der Erfindung wenigstens drei künstliche Satelliten, die in einer geosynchronen Umlaufbahn um die Erde angeordnet und in der geographischen Länge um einen wesentlichen Winkel, vorzugsweise von 45°, von einem zum nächsten getrennt sind. Eine solche Anordnung von Satelliten ist in Fig. 1 dargestellt, worin drei Satelliten jeweils mit 51, 52 und 53 bezeichnet sind (es sei darauf hingewiesen, daß die F i g. 1 und solche Figuren, die dieser Figur ähnlich sind, nicht maßstabgerecht ausgeführt sind, vielmehr ist die Umlaufbahnhöhe der Satelliten in Wirklichkeit viel größer als die Höhe des dargestellten Flugzeugs bzw. im Vergleich zur Höhe des gezeigten Flugzeugs). Es sei weiter darauf hingewiesen, daß es nach der Erfindung nicht notwendig ist, daß die Satelliten 51, 52 und 53 in einer geosynchronen äquatorialen Umlaufbahn sind; sie können statt dessen nahezusynchrone, nichtsynchrone, elliptische, geneigte oder irgendeine andere Art einer Umlaufbahn ausführen, in der ihre Positionen zu jeder gegebenen Zeit leicht feststellbar sind. Zur Vereinfachung der Analyse und zur Beschreibung der Betriebsweise der erfindungsgemäßen Anordnung und des Verfahrens nach der Erfindung hinsichtlich einer einzigen ortsfesten Bodenstation wird jedoch nachstehend angenommen, daß die Satelliten 51, 52 und 53 in einer geosynchronen äquatorialen Umlaufbahn um die Erde in der allgemeinen Anordnung sind, wie sie in F i g. 1 veranschaulicht ist. Aber auch abgesehen von Betrachtungen bzw. Forderungen der analytischen Einfachheit besitzt diese spezielle Umlaufbahnkonfiguration, wie bald ersichtlich werden wird, gewisse Vorteile hinsichtlich der globalen Überdeckung, die dazu führen, daß sie gegenüber anderen Arten von Umlaufbahnkonfigurationen in der Praxis der vorliegenden Erfindung zu bevorzugen ist.

Wie an sich bekannt ist, hat ein Satellit in einer geosynchronen äquatorialen Umlaufbahn (die nachstehend auch als GEO bezeichnet wird) aufgrund der Definition eine Umlaufdauer von 24 Stunden, so daß er über einer ausgewählten Stelle auf dem Erdäquator effektiv stationär bleibt. Die Umlaufbahnhöhe eines solchen Satelliten beträgt ungefähr 35 406 km; der genaue Wert läßt sich leicht aufgrund der physikalischen Gesetze ableiten.

Weiter ist, wie die Fig. 1 zeigt, eine Bodenstation GS auf der Erdoberfläche an einer Stelle vorgesehen, die vorzugsweise eine geographische Länge hat, welche nahe derjenigen des stationären Satelliten 52 ist. Es sei darauf hingewiesen, daß die Bodenstation eine Vielzahl von unterschiedlichen Formen haben kann, was von der Art der verwendeten Satelliten (d. h. synchron oder nichtsynchron) und den Erfordernissen der speziellen Anwendungen abhängt. So kann z. B. die Bodenstation an einer ortsfesten Stelle auf der Erdoberfläche auf oder in der Nähe der Meeresspiegelhöhe sein, wie dargestellt, oder sie kann an einer Stelle angeordnet sein, die wesentlich oberhalb der Meeresspiegelhöhe liegt, wie z. B. auf der Spitze eines Hügels oder Bergs. Die Erdstation braucht nicht notwendigerweise ortfest angeordnet zu sein, sondern sie kann statt dessen von einem bewegbaren oder sich bewegenden Fahrzeug getragen sein, wie beispielsweise von einem Schiff oder sogar von einem Flugzeug. Es ist darüber hinaus vorstellbar, daß eine Anzahl von geographisch getrennten Bodenstationen verwendet werden kann, wie beispielsweise im Falle einer Anordnung von nichtsynchronen Satelliten. Unterschiedliche Gruppen von Satelliten können dann im Verlauf ihrer nichtsynchronen Umlaufbahnen auf einer umlaufenden Basis zwischen unterschiedlichen aufeinanderfolgenden Bodenstationen »ab- bzw. umschalten«. Jedoch soll in der nachfolgenden Beschreibung angenommen sein, daß die Bodenstation an einem einzigen ortsfesten Platz auf der Erdoberfläche ist, der sich auf der gleichen geographischen Länge wie ein Satellit aus einer Anzahl von stationären Satelliten befindet, wie vorstehend beschrieben.

Zu einer Zeit f₀ erzeugt die Bodenstation GS ein allgemeines Abfragesignal mit einer Trägerfrequenz f\, das mittels einer geeigneten Antenne mit schmaler Strahlungskeule zu einer anderen solchen Antenne, die sich am Satelliten 52 befindet, gesendet wird. Eine im Satelliten 52 befindliche Verstärker- bzw. Wiederholungsschaltung sendet dann das Abfragesignal wieder aus, und zwar zu dem Flugzeug A wie auch zu allen

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anderen Flugzeugen, die sich innerhalb des Bereichs der Anordnung befinden. Dieses Wiederaussenden erfolgt vorzugsweise mit der gleichen Trägerfrequenz f\ unter Verwendung von einer oder mehreren Antennen (nicht gezeigt) mit breiter Strahlungskeule, die der Satellit 52 aufweist. Der Weg des Abfragesignals bezüglich eines speziellen Flugzeugs A ist durch gestrichelte Linien in F i g. 1 angedeutet.

Das Abfragesignal kann jede gewünschte Form annehmen, es ist jedoch gewöhnlich ein einziger digitaler Impuls oder eine charakteristische Reihe von digitalen Impulsen. Es ist jedoch wichtig, daß das Abfragesignal nicht für irgendein spezielles Flugzeug spezifisch ist, sondern daß es statt dessen von mehr als einem der verschiedenen Flugzeuge, die die Anordnung benutzen, erkannt werden und eine Antwort auslösen kann. In diesem Sinne soll die Bezeichnung »allgemeines« Abfragesignal verstanden werden, und/ nachstehende weitere Bezugnahmen auf ein »Abfragesignal« betreffen ein allgemeines Abfragesignal. Wie weiter im Verlauf der Beschreibung klar werden wird, ist es durchaus möglich und tatsächlich zu bevorzugen; daß die Bodenstation nur eine Art eines Abfragesignals erzeugt, das von allen (statt nur von einer Untergruppe) verschiedenen Flugzeugen, die die Anordnung benutzen, erkannt wird und bei diesen zu einer Maßnahme, insbesondere zur Aussendung eines Antwortsignals, führt bzw. führen kann.

In einer wahlweisen Betriebsweise, die in F i g. 1 nicht dargestellt ist, sendet der Satellit 52 auch das allgemeine Abfragesignal direkt zur Bodenstation GS zurück. Dann wird die Ankunftszeit des zurückgesendeten Abfragesignals an der Bodenstation als die Bezugszeit ίο anstelle der ursprünglichen Aussendezeit des Abfragesignals verwendet. Der Vorteil dieses Vorgangs besteht darin, daß dadurch die Signalausbreitungszeit zwischen GS und 52 aus den späteren Berechnungen herausfällt und auf diese Weise die nachfolgende Analyse etwas vereinfacht wird. Mathematisch jedoch sind die beiden Betriebsweisen im wesentlichen äquivalent. Um an dieser Stelle zu vermeiden, daß in das System eine unnötige zusätzliche Kompliziertheit eingeführt wird, wird daher nachfolgend (ausgenommen dort, wo etwas anderes angegeben ist) angenommen, daß sich t_Q auf die ursprüngliche Sendezeit des allgemeinen Abfragesignals von der Bodenstation GS bezieht, wie weiter oben beschrieben.

Wenn der ABT an Bord des Flugzeugs A das vom Satelliten 52 als Relaisstation gesendete Abfragesignal empfängt, antwortet der ABT des Flugzeugs, sofern er nicht intern gesperrt ist, durch Erzeugen eines Bakensignals mit einer Trägerfrequenz /₂, die für alle Flugzeuge, welche die Anordnung benutzen, die gleiche ist, sich jedoch von der Trägerfrequenz f\ des Abfragesignals unterscheidet (die Art und Weise, in der der ABT intern gesperrt werden kann und der Grund hierfür wird weiter unten in näheren Einzelheiten erläutert). Die Auswahl von h als unterschiedlich gegenüber f\ schließt die Möglichkeit aus, daß ein Bakensignal von einem Flugzeug durch ein anderes Flugzeug als ein Abfragesignal von der Bodenstation interpretiert wird.

Wie vorstehend erwähnt wird das Bakensignal, das mittels des ABT erzeugt wird, welchen jedes Flugzeug A aufweist, mit Information codiert, die ausschließlich dieses spezielle Flugzeug identifiziert. Es sei nun auf F i g. 2 Bezug genommen, wonach das Bakensignal, das von dem nichtgesperrten ABT des Flugzeugs A erzeugt wird, von jedem der Satelliten 51, 52 und 53 mittels geeigneter Antennen (nicht gezeigt) mit breiter Strahlungskeule, die jeder Satellit aufweist, empfangen wird. Eine zusätzliche Verstärker- bzw. Wiederholungsschaltung, die auf der Frequenz h arbeitet, befindet sich im Satelliten 52, damit dieser das Bakensignal, welches der Satellit 52 direkt von dem Flugzeug A empfangen hat, als Relaisstation zur Bodenstation GS senden kann. Das geschieht unter Verwendung der vorher beschriebenen Antennen mit schmaler Strahlungskeule beim Satelliten 52 und der Bodenstation GS, und zwar unter der Annahme, daß diese Antennen sowohl mit der Frequenz £ als auch mit der Frequenz f\ betreibbar sind; alternativ kann ein unabhängiges Antennensystem mit schmaler Strahlungskeule (nicht gezeigt) für diesen Zweck bei h und GS vorgesehen sein. Die Satelliten 51 und 53, die auch eine Verstärker- bzw. Wiederholungsschaltung aufweisen, die mit der Trägerfrequenz - h betreibbar ist, besitzen Antennen mit schmaler Strahlungskeule zum Wiederaussenden des Bakensignals, das sie von dem Flugzeug empfangen haben, zu gleichartigen Antennen (nicht gezeigt), die am Satelliten 52 vorgesehen sind. Die Wiederholungsschaltung des Satelliten 52 für f₂ sendet dann als Relaisstation die wieder ausgesendeten Bakensignale von den Satelliten 51 und 53 zur Bodenstation GS, und zwar unter Verwendung des vorher erwähnten kombinierten oder unabhängigen Antennensystems mit schmaler Strahlungskeule. Im Ergebnis arbeitet daher der Satellit 52 als festes Verbindungsglied oder Bodenverbindung mit der Bodenstation GS für alle Signale, die zum Flugzeug A gesendet worden sind und vom Flugzeug A ausgehen. Die gestrichelten Linien in F i g. 2 veranschaulichen die Wege, welche das Bakensignal vom Flugzeug A über die verschiedenen Satelliten und schließlich zur Bodenstation GS durchläuft

In der Bodenstation werden drei zeitlich auseinanderliegende Rücksignale vom Satelliten 52 für jedes Bakensignal empfangen, das von dem nichtgesperrten ABT des Flugzeugs A erzeugt worden ist (alle drei Signale sind in Fig.2 schematisch durch die einzige gestrichelte Linie angedeutet, die den Satelliten 52 mit der Bodenstation GS verbindet). Die Ankunftszeiten dieser drei Signale an der Bodenstation, die jeweils als fi, ti und ö bezeichnet seien, sind gegenüber der Sendezeit to des ursprünglichen Abfragesignals um Zeitintervalle verschoben, die teilweise von den Abständen zwischen dem Flugzeug A und den jeweiligen Satelliten 51, 52 und 53 abhängen. Wenn eine Mehrzahl von Flugzeugen so innerhalb des Bereichs der Anordnung bzw. des Systems - ist, dann kommen die Rücksignale von unterschiedlichen Flugzeugen gewöhnlich in einer untereinander vermischten Weise an der Bodenstation an. Infolgedessen kann, wie als Beispiel angeführt sei, jedes Paar von aufeinanderfolgenden Rücksignalen, die von dem Flugzeug A herkommen, in der Bodenstation durch viele andere Rücksignale getrennt bzw. mit vielen anderen Rücksignalen durchsetzt sein, welche von vielen anderen Flugzeugen herkommen. Jedoch gibt die codierte Identifikationsinformation, die jedes Rücksignal enthält, einem Rechnet in der Bodenstation die Information, die erforderlich ist, damit jedes Rücksignal dem speziellen Flugzeug zugeordnet werden kann, von dem es ausgegangen ist. Durch Decodieren dieser Information ist, wenn hierbei die Ankunftszeit jedes Rücksignals gemessen wird, der Rechner in der Bodenstation in der Lage, den richtigen Satz von Rücksignal-Ankunftszeiten ti, fe und t₃ für jedes

Flugzeug zu isolieren, unabhängig davon, in welcher vermischten Weise diese Rücksignale empfangen werden.

Wenn ein kompletter Satz von Rücksignal-Ankunftszeiten zusammengekommen ist, bildet der Rechner in der Bodenstation die Differenzen (t\ — t₀), (ti— fo) und (t3—to) und führt eine Rechenfolge durch, die im wesentlichen gleichbedeutend mit der Lösung eines Satzes von drei Gleichungen für drei Unbekannte ist, wobei diese Unbekannten die drei Positionskoordinaten des Flugzeugs A relativ zur Erde sind. Diese Gleichungen, die weiter unten in näheren Einzelheiten angegeben sind, basieren auf den unterschiedlichen Ausbreitungszeiten des Bakensignals von dem Flugzeug zu den drei bekannten Satellitpositionen und berücksichtigen die Signalausbreitungsverzögerungen, die sich aus den Abständen ergeben, welche die Satelliten 51 und 53 vom Satelliten 52 trennen, sowie die Umlaufzeit der Wiederholungsschaltung-in jedem der drei Satelliten und die Antwortverzögerung des im Flugzeug befindlichen ABT. Die aus diesen Berechnungen erhaltenen Positionskoordinaten sind in Angaben der geographischen Breite, der geographischen Länge und der Höhe des Flugzeugs oberhalb einer festen Bezugsoberfläche (normalerweise der mittleren Meeresspiegelhöhe, die auch als MSL bezeichnet wird) ausgedrückt (oder sie lassen sich leicht in solche Angaben umwandeln).

Obwohl die mathematischen Einzelheiten der Positionsberechnung weiter unten kurz angegeben sind, sei hier unter Bezugnahme auf die Fig.3 und 4 die geometrische Basis für die Berechnung dargelegt. Die F i g. 3 ist eine Sicht längs der Polarachse der Erde, und zwar sei angenommen, daß sie vom Nordpol aus erfolgt, und diese Ansicht zeigt das Flugzeug A sowie die drei geosynchronen Satelliten 51, 52 und 53, die in der Äquatorialebene umlaufen. F i g. 4 ist eine Ansicht längs der Äquatorialebene EP (auf deren Kante gesehen) der Erde, wobei angenommen sei, daß sich der Nordpol auf der Oberseite befindet und sich die Satelliten 51 und 53 in der Ansicht überlagern, weil sie sich im gleichen Winkelabstand vom Satelliten 5 2 befinden. Vergleicht man die Fig.3 und 4, so sieht man, daß sich das Flugzeug A in den nördlichen geographischen Breiten sowie in einer geographischen Länge befindet, aufgrund deren es in Sichtlinienverbindung mit allen drei Satelliten ist.

Die Rücksignalankunftszeiten t\, ti und f3 von den jeweiligen Satelliten 51,52 und 5 3 sind gegenüber der Sendezeit i₀ des ursprünglichen Abfragesignals um so Zeitintervalle verschoben, welche nicht nur von dem Abstand des Flügzeugs A von jedem der Satelliten abhängen, sondern auch von den Abständen zwischen den Satelliten, welche 51 von 52 und 53 von 52 trennen, sowie von dem Boden-Verbindungsglied-Abstand zwischen dem Satelliten 5 2 und der Bodenstation GS (in den F i g. 3 und 4 nicht gezeigt). Es ist an dieser Stelle zu beachten, daß sich die tiefgestellten Ziffern, die den Ankunftszeiten ft, t₂ und tz zugeordnet sind, lediglich auf die Satelliten beziehen, von denen die Rücksignale so ausgehen, jedoch nicht auf die Reihenfolge, in denen die Signale empfangen werden. Im Ergebnis kommt es, wie weiter unten gezeigt werden wird, dazu, daß t₂ stets zuerst auftritt, und daß die Reihenfolge zwischen t\ und ti durch den Ort des Flugzeugs bestimmt wird.

Da die Koordinaten der Bodenstation und der Satelliten als bekannt vorausgesetzt werden, ist es möglich, die Ankunftszeiten U, h und h zu korrigieren, so daß man drei neue Werte tu t₂' und £3' erhält, welche die Ankunftszeiten des Bakensignals an jedem der jeweiligen Satelliten 51, 52 und 53 sind, und zwar basierend auf einer neuen Bezugszeit ίο', die die Sendezeit des Bakensignals vom Flugzeug repräsentiert (in Wirklichkeit kann das nicht direkt getan werden, da die Verschiebung von td gegenüber ίο selbst von dem unbekannten Abstand des Flugzeugs von dem als Bodenverbindung dienenden Satelliten 52 abhängt, jedoch wird dieses automatisch während der tatsächlichen Lösung des Satzes von Simultangleichungen, welche die Positionsberechnung bestimmen, berücksichtigt). Die Differenzen (W-to'), (V-ίο') und (ti- f₀') können dann gebildet werden, und jeder dieser Klammerausdrücke kann mit der Signalausbreitungsgeschwindigkeit (nominell ist das die Lichtgeschwindigkeit, die auch als c bezeichnet wird) multipliziert werden, so daß man die Signalweglängen zwischen dem Flugzeug A und jedem der Satelliten 51, 52 und 53 erhält.

Mit Bezug auf Fig.3 läßt sich sagen, daß durch die bekannten Abstände von den Satelliten 51 und 53 das Flugzeug A zunächst irgendwo auf der Schnittlinie zwischen zwei Kugeln angeordnet wird, von denen Schnitte, auf die Kante gesehen, bei 10 und 12 dargestellt sind, wobei diese Kugeln ihre Mitten in den jeweiligen Satelliten 51 und 53 haben. Diese Schnittlinie, die nahezu senkrecht zur Zeichnungsebene der F i g. 3 ist, ist als die Linie 16 in der Äquatorialansicht der Fig.4 eingezeichnet. Der bekannte Abstand des Flugzeugs vom Satelliten 52 definiert eine Kugel, von der ein Schnitt, auf die Kante gesehen, bei 18 in F i g. 4 dargestellt ist, und diese Kugel hat ihre Mitte bei 52. Die Position des Flugzeugs A wird durch den Schnittpunkt der Linie 16 mit der Kugel 18 lokalisiert.

Zur Luftverkehrskontrolle, Zusammenstoßvermeidung und Absturzortung muß ein Luftverkehrskontrollzentrum (das auch als ATC bezeichnet wird) in der Lage sein, die Richtung, Geschwindigkeit und Steigrate jedes Flugzeugs zusätzlich zu dessen augenblicklicher Position genau zu bestimmen. Das läßt sich im Rechner der Bodenstation bei der vorliegenden Anordnung leicht dadurch erreichen, daß dieser die letzten beiden oder mehr Sätze der Positionskoordinaten jedes Flugzeugs und die Zeit, die zwischen aufeinanderfolgenden Positionsberechnungen für dieses Flugzeug vergangen ist, in einer Speicherspur oder in sonstiger Weise aufbewahrt bzw. festhält. Es sei an dieser Stelle darauf hingewiesen, daß die Bezeichnung »Bodenstation« hier in einem funktionellen Sinn verwendet wird und sich nicht notwendigerweise auf einen diskreten physischen Ort bezieht. Es ist nämlich z. B. möglich, daß die Funktionen des Signalsendens und -empfangens der Bodenstation an einem geographischen Ort ausgeführt werden, und daß die Rechnerfunktionen der Bodenstation an einem vollständig unterschiedlichen geographischen Ort ausgeführt werden. Jeder dieser Orte kann der gleiche Ort sein, der üblicherweise als Luftverkehrskontrollzentrum bezeichnet wird, wo speziell ausgebildetes Personal die Positionen einer Mehrzahl von Flugzeugen überwacht und in Sprechverbindung mit den Besatzungen der Flugzeuge steht. Alternativ können alle Funktionen der Bodenstation an einer Stelle oder an mehreren Stellen ausgeführt werden, die vom Luftverkehrskontrollzentrum entfernt sind, wobei die notwendige Information zu dem ATC mittels einer geeigneten Nachrichtenverbindung übertragen wird. Es ist sogar möglich, daß einige der Funktionen, die hier

4Ö

der Bodenstation zugeordnet sind, an Bord von einem oder mehreren der Satelliten ausgeführt werden, aber es ist gewöhnlich wünschenwert, so viel wie möglich von den Apparaten der Anordnung auf der Erde vorzusehen, wo diese zu Wartungszwecken leicht zugänglich sind.

Wenn einmal Information über die Position, die. Richtung, die Geschwindigkeit und die Steigrate für ein gegebenes Flugzeug berechnet worden ist, dann wird diese einem Luftverkehrskontrollzentrum verfügbar gemacht, damit die Information dort allgemein in der gleichen Weise benutzt werden kann, wie die konventionelle Information, die von Radarmessungen abgeleitet worden ist, in den derzeitigen Anordnungen verwendet wird. Zu diesem Zweck ist es nur erforderlich, daß Flugzeug mit einem ABT zu versehen und mit nicht mehr, und im Ergebnis sind die Ziele und Zwecke der vorliegenden Erfindung im wesentlichen an dieser Stelle erreicht. Die mit der vorliegenden Erfindung zur Verfügung gestellte Anordnung kann jedoch eine natürliche Ausweitung erfahren, und diese Ausweitung soll nun näher beschrieben werden. "

Im Falle gewisser Flugzeuge kann es für das spezielle in Frage stehende Flugzeug wünschenswert sein, daß hier ein direkter Zugang zu der Information über die genaue Position, die Richtung und die Geschwindigkeit, die in der Bodenstation berechnet worden sind, möglich ist. In dem Flugzeug kann eine solche Information die Navigationsinformation, die normalerweise durch Cockpitinstrumente und spezialisierte Funkausrüstung des Flugzeugs, zur Verfügung gestellt wird, ergänzen oder sogar ersetzen. Zu diesem Zweck kann die Bodenstation nach der Erfindung eine zusätzliche Ausrüstung zum Codieren der berechneten Positions-, Richtungs- und Geschwin'digkeitsinformation auf ein Navigationssignal zum Zurücksenden zu dem speziellen Flugzeug, auf die sie sich bezieht, aufweisen. Das Navigationssignal kann jede gewünschte Form bekommen, aber es ist üblicherweise eine Gruppe von digitalen Impulsen, in denen die codierte Navigationsinformation als eine Reihe von Bits einer binären Information repräsentiert wird. Aus diesem Grund wird das Navigationssignal nachstehend gelegentlich als Navigationsimpulsgruppe oder NPG bezeichnet. Das Zurücksenden dieses Signals zu dem richtigen Flugzeug wird dadurch erzielt, daß in die codierte Information, welche die NPG enthält, eine Adresse aufgenommen wird, die ausschließlich das Flugzeug identifiziert, für welches die Information bestimmt ist, und diese Adresse kann die gleiche sein wie der Identifizierungscode, der durch den ABT des Flugzeugs erzeugt wird, oder es kann auch nicht die gleiche Adresse sein. Das Navigationssignal wird von der Bodenstation auf einer Trägerfrequenz £ zum Satelliten 52 gesendet, der mit einer zusätzlichen Verstärker- bzw. Wiederholungsschaltüng versehen ist, die mit der Frequenz /₃ betreibbar ist, und dadurch wird es in der gleichen Weise, wie für das allgemeine Abfragesignal in F i g. 1 veranschaulicht, zum Flugzeug A übertragen (im Gegensatz zu dem Navigationssignal ist jedoch das Abfragesignal nicht für ein spezielles Flugzeug codiert). Das Senden des Navigationssignals auf einer Frequenz 4 die sich von den Trägerfrequenzen f\ und h des 'Abfrage- bzw. des Bakensignals unterscheidet, verhindert eine Verwechslung. unter diesen Signalen. Die Empfängerschaltung, die mit der Frequenz /3 betreibbar ist, kann dann an Bord des Flugzeugs sein, so daß damit das Navigationssignal empfangen und eine Äquivalenz zwischen der codierten Adresse, die das Navigätionssignäl hat und der ausschließlichen Adresse, die dem Flugzeug zugeordnet ist, festgestellt werden kann. Wenn eine Adressenäquivalenz festgestellt wird, wird die in der NPG enthaltene Navigationsinformation decodiert und mittels einer digitalen Ausleseeinrichtung in Sichtwiedergabe wiedergeben, z. B. mittels einer regelmäßigen Anordnung aus lichtemittierenden Dioden (LED-Anordnung) oder mittels einer Flüssigkristallsichtwieäergabeeinrichtüng (LCD). Die sichtbar wiedergegebene Information umfaßt im Minimum die vollständige Position des Flugzeugs in Angaben der geographischen Breite, der geographischen Länge und der Höhe sowie vorzugsweise auch seinen wahren Kurs, seine Bodengeschwindigkeit und seine Steigrate. Wahlweise kann die in allen empfangenen NPG-Signalen enthaltene Information durch entsprechend ausgerüstete Flugzeuge decodiert werden, so daß es dadurch in diesen Flugzeugen möglich ist, im Cockpit in Sichtwiedergabe nicht nur ihre eigenen Positionen, sondern ebensogut die Positionen aller in die Nähe befindlichen Flugzeuge anzuzeigen.

In dem Ausmaß, in dem gewisse erforderliche Information nicht explizit in der NPG enthalten ist, kann sie durch eine im Flugzeug befindliche Rechenausrüstung aus Men Rohdaten berechnet werden, die bereits aus der NPG verfügbar sind. So ist es z. B. dort, wo die NPG nur die Positionsinformation enthält, möglich, durch im Flugzeug befindliche Geräte den wahren Kurs des Flugzeugs, die Bodengeschwindigkeit und die Anstiegsrate aufgrund der Positionen zu berechnen, die von zwei oder mehr aufeinanderfolgenden NPGs geliefert werden sowie aufgrund der Zeit, die zwischen diesen Informationen vergangen ist. Üblicherweise jedoch ist im Interesse der Minimalisierung der vom Flugzeug mitgeführten erforderlichen Ausrüstung und aufgrund der Tatsache, daß die vollständige Positions-, Kurs-, Bodengeschwindigkeits- und Anstiegsrateninformation zur Verwendung durch die ATC in jedem Falle am Boden berechnet werden muß, alle diese Information in der NPG enthalten, die zum Flugzeug gesendet wird.

Andere natürliche Ausweitungen der Anordnung nach der Erfindung, die durch das NPG-Konzept ermöglicht werden, wie beispielsweise wirksame Nächrichtenverbindung zwischen Pilot und Boden sowie vollständig automatisierter Flug, werden nachstehend beschrieben.

Es ist zu beachten, daß die zum Empfang und zum Decodieren der NPG erforderliche Schaltung im Flugzeug vollständig unabhängig von der ABT-Schaltung des Flugzeugs funktionieren kann und vorzugsweise auch vollständig unabhängig hiervon funktioniert. Infolgedessen braucht ein kleines Flugzeug, wie es typischerwe'ise zur Übung oder zum Sport verwendet wird,, dessen Piloten keine Navigationsinformation über diejenige hinaus benötigen, die durch die übliche Cockpitinstrumentierung zur Verfügung gestellt wird, nur mit einem ABT unter minimalen Kosten versehen zu sein, wogegen Luftlinien-, Militär- und Geschäftsflugzeuge je nach Wunsch des Eigentümers weiterhin mit der vollständigen ergänzenden Ausrüstung versehen sein können, die zum Verarbeiten des Navigationssignals erforderlich ist. Aufgrund ihrer ABT-Geräte können jedoch alle Flugzeuge mit gleicher Genauigkeit durch das Luftverkehrskontrollzentrum verfolgt bzw. geleitet werden. In dem Ausmaß, in dem die genaue Positions-, Richtungs- und Geschwindigkeitsinformation, die im Luftverkehrskontrollzentrum verfügbar ist,

periodisch von einem Flugzeug benötigt wird, das nicht mit einer Navigationssignalempfangsschaltung ausgerüstet ist, kann diese Information verbal durch Luftverkehrskontrollpersonal unter Verwendung der normalen Sprechverbindungskanäle übermittelt werden.

Die Anordnung von drei synchronen Satelliten, die in Abständen von 45° in Ihrer geographischen Länge in der Äquatorialebenei der Erde angeordnet sind, wie in den F i g. 1 bis 4 veranschaulicht, ermöglicht es theoretisch, einen Sektor der Erdoberfläche zu erfassen, der eine Breite hat, die angenähert gleich derjenigen des gesamten nordanierikanischen Kontinents ist (selbstverständlich ist die Abmessung des überdeckten Sektors einfach durch das Erfordernis definiert, daß das Flugzeug gleichzeitig mit allen drei Satelliten in Sichtlinienverbindung sein muß). Eine weltweite Abdekkung wird dadurch erzielt, daß weitere Satelliten an anderen Stellen geographischer Länge über dem Äquator vorgesehen werden (und wahlweise dadurch, daß weitere Bodenstationen hinzugefügt werden, obwohl es möglich wäre, alle Signale zu und von einer einzigen Bodenstation zu übertragen), so daß die Erdoberfläche im Ergebnis in eine Anzahl von benachbarten Sektoren unterteilt wird. Bei einem Abstand von 45° zwischen aufeinanderfolgenden Satelliten ist eine Gesamtheit von acht Satelliten für eine weltweite Abdeckung erforderlich. Es ist jedoch leicht ersichtlich, daß ein unterschiedlicher Winkelabstand gewählt und eine größere oder kleinere Anzahl von Satelliten vorgesehen werden kann. So können z. B. 12 Satelliten mit einem Abstand von 30° von einem zum nächsten vorgesehen sein. Es sei außerdem darauf hingewiesen, daß der Winkelabstand zwischen aufeinanderfolgenden Satelliten nicht für alle Satelliten gleich sein muß, solange die Position jedes Satelliten genau bekannt oder feststellbar ist.

Infolge der großen Anzahl von Flugzeugen, die zu jeder gegebenen Zeit in einem Erdsektor der hier vorgeschlagenen Abmessung fliegen, besteht die Möglichkeit eines Überlappens der Rücksignale in der Bodenstation. In der Praxis können die folgenden beiden Arten eines Signalüberlappens auftreten: (1) ein Überlappen zwischen zwei unterschiedlichen Rücksignalen, die von dem gleichen Flugzeug ausgehen, und (2) ein Überlappen zwischen zwei unterschiedlichen Rücksignalen, die von zwei unterschiedlichen Flugzeugen ausgehen.

Das Überlappen von Rücksignalen des gleichen Flugzeugs (Typ 1) bildet keine ernsthafte Schwierigkeit. Wie man aus F i g. 2 ersieht, kann das zum Beispiel dann auftreten, wenn das Flugzeug A in oder sehr nahe der Ebene ist, in der sich der Satellit S 2 und die Bodenstation GS befindet und die senkrecht zur Verbindungslinie zwischen den Satelliten 51 und S 2 verläuft. Diese Schwierigkeit kann in der Bodenstation einfach dadurch bewältigt werden, daß die sich überlappenden Rücksignale, die während dieser Zeit auftreten, zurückgewiesen bzw. nicht verarbeitet werden, und daß der Kurs des Flugzeugs auf der Basis der Information extrapoliert wird, die durch die unmittelbar vorhergehenden nichtüberlappenden Rücksignale geliefert worden ist. Da die Dauer des Bakensignals, das von dem ABT des Flugzeugs erzeugt wird, typischerweise ziemlich kurz ist, tritt ein Überlappen von Rücksignalen üblicherweise nur während einer sehr kurzen Zeitdauer auf, wenn das Flugzeug die oben genannte Ebene kreuzt Während dieses Intervalls ist der Vorgang der Kursextrapolation mehr als adäquat, um das Luftverkehrskontrollzentrum mit der erforderlichen Information zu versorgen.

Ein Überlappen von Rücksignalen von unterschiedlichen Flugzeugen (Typ 2) wird mittels des Systems nach der Erfindung auf zwei Niveaus bewältigt. Auf dem Niveau der Bodenstation werden Rücksignale von unterschiedlichen Flugzeugen, die sich tatsächlich überlappen, einfach in dei gleichen Weise zurückgewiesen bzw. nicht verarbeitet, wie überlappende Rücksigna-Ie von dem gleichen Flugzeug zurückgewiesen bzw. nicht verarbeitet werden. Gemäß einem wichtigen Merkmal der Erfindung jedoch ist auf dem Niveau des Flugzeugs eine Einrichtung vorgesehen, die es von Anfang an unwahrscheinlich macht, daß sich Rücksigna-Ie von unterschiedlichen Flugzeugen in der Bodenstation überlappen. Im einzelnen weist der von jedem Flugzeug mitgeführt ABT eine Sperrschaltung auf, welche die Erzeugung eines Bakensignals durch den ABT für ein vorbestimmtes Zeitintervall, das dem Empfang eines Abfragesignals und der Antwort auf ein Abfragesignal, welches durch die Bodenstation erzeugt worden ist, folgt, unterdrückt. Infolgedessen leitet, wie zur Erläuterung angegeben sei, die Antwort des ABT auf ein gegebenes Abfragesignal ein Ausfallen einer Antwort durch diesen speziellen ABT auf die nächsten »73« Abfragesignale ein, wobei die Anzahl »/?« von der Beziehung zwischen der Abfragerate und dem Zeitintervall, während die Sperrschaltung des ABT wirksam ist, abhängt.

Im Prinzip kann das Sperrintervall des ABT jedes Flugzeugs unterschiedlich von demjenigen des ABT jedes anderen Flugzeugs in dem System sein, so daß ein Überlappen einer ABT-Antwort mit der nächsten nicht stattfinden kann. In der Praxis jedoch ist es nicht notwendig, allen Flugzeugen und jedem Flugzeug, welche das System benutzen, ein unterschiedliches Sperrintervall zuzuordnen. Es reicht aus, wenn eine genügende Anzahl von unterschiedlichen Sperrintervallen unter den verschiedenen ABTs der Flugzeuge verteilt ist, um die Möglichkeit eines Überlappens bis zu einem annehmbaren niedrigen Wert zu vermindern, weil die Ankunftszeit eines Rücksignals von einem gegebenen Flugzeug in jedem Fall ebenso von dem Ort des Flugzeugs wie von dem Sperrintervall seines ABT abhängt. Infolgedessen erzeugen Flugzeuge mit nominell gleichen ABT-Sperrintervallen keine überlappenden Rücksignale an der Bodenstation, sofern sie nicht in der gleichen Position sehr nahe sind oder sofern sie nicht in Spiegelbildposition relativ zu einer Symmetrieebene des Satellitenmusters sind, und sofern sie nicht übereinstimmend in dem Sinn synchronisiert sind, daß sie Zeitpunkt um Zeitpunkt auf das gleiche Abfragesignal antworten. Selbst wenn das auftreten sollte, ist die Überlappung nur momentan und würde verschwinden, da die Kurse der beiden Flugzeuge divergieren. Es kommt nicht zu einem wiederholten Überlappen der Rücksignale von zwei unterschiedlichen Flugzeugen, sofern diese Flugzeuge nicht beide die gleichen ABT-Sperrintervalle, die gleiche Synchronisation, mit der sie auf die Abfragesignale antworten und im wesentlichen die gleiche Position, den gleichen Kurs und die gleiche Geschwindigkeit haben. Das würde eine 5-fache Übereinstimmung erfordern und ist daher ziemlich unwahrscheinlich.

Positionsberechnung und Systemauflösung

Es sei nun unter Bezugnahme auf die F i g. 1 und 2 ein Verfahren zum Berechnen der Positionskoordinaten des

43 44

Flugzeugs A beschrieben, das auf den gemessenen len Schreibweise, wie sie oben definiert worden ist,

Ankunftszeiten fi, ti und f₃ der Rücksignale basiert, die in bedeutet das:

Erwiderung auf ein Abfragesignal, das von der

Bodenstation zur Zeit i₀ erzeugt worden ist, erzeugt / [(r₀, Q₀, φ₀), (η, Q₁, Φ/)]

werden. Aus Gründen der leichten Handhabung wird 5 = r rr £> <ö W /ο λ Yi fA\

die Berechnung mit spärischen Koordinaten der ^{J LKh u}" *^ih ^⁰' ^u°' "^J ' ^w

üblichen Form (r, Θ, Φ) ausgeführt worin r vom ^^ _{der pr} _l _und _M _{ersichüich daß der}

Erdmittelpunkt aus gemessen ist, Θ den Wert 90 minus _{Unterschied zwischen der Zeit des Sen}'_{deQS des}

der geographischen Breite repräsentiert und Φ die Abfogesignals vom Boden und der Zeit i₂ der Ankunft

geographische Lange vom Greenwich-Nullmeridian aus _{10 des Rücksignals das dem} Satelliten S 2 zugeordnet ist,

repräsentiert. Daher können die jeweiligen Koordma- _{in der Bodenstation wie fol t ist}. ·

ten der Bodenstation GS, der Satelliten Si, S2 und 53

unddesFlugzeugsAwiefolgtausgedrücktwerden: ^ _=/ ^ ^ «^ (^ _{θ<& φ(;?)]}

Bodenstation: ' (r_Gs,QGS,$cs) 15 +T_s+f [(r_A, Q_A, Φ_Α), (r_sz, Q_S2, <P_S2)]

SatellitSl: (rsuBsi&si) +T_A+f [(V₅₂, 0_S2, Φ_ε2), (r_A, Θ_Α, Φ_Α)]

SatellitS2: (rs2,@s2,$s2) +r + nrr fl ώ Hr β « ii

SatellitS3: ^₅₃,0*3, <*W + T_S+fl(r_GS, O_GS, Φ_ΰ3),(r_S2,0_S2, Φ₅₂)].

Flugzeug: (r_A, Q_A, Φα) (⁵)

Alle Koordinatensätze außer demjenigen für das ^Unter Anwendung der Gleichung (4) und Zusam-Flugzeug A sind bekannt. Andere notwendige Größen, menfassung der Ausdrücke ergibt sich.: die bekannt oder meßbar sind, sind die Abfragesignal-Übertragungszeit fo, die Antwortverzögerung T_A des h~h ⁼ 2/ [(r_S2, Θ₃₂, Φε₂), (r_Gs, 0_GS, Φ es)] Flugzeug-ABT, und die Antwortverzögerung Ts der 25 +2T₃+T_A

Satelliten-Wiederholungsschaltung, wobei angenom- , ₉ _{f u a A} λ r_r α in w r^\

men wird, daß letztere für alle Satelliten bei beiden ^{+ 2/ t(r}"' °^S2> ^Φ^> ^ ^Θ* ^Φα)] ' ⁽⁶⁾

Frequenzen//, und % die in die Positionsberechnungen _{D{e Gleichungen fflr die RücksignaIe von} denSatelli^af ^endieSf ^1StJ^S ^{Sei Weit}?^r fs⁶"⁰¹¹¹¹"⁶" J¹»?

f ^en'^dieSf , ^1StJ^S ^{Sei Weit}?^r· fs⁶"⁰,¹¹¹¹"⁶"' J¹»? ten S1 und S 2 sind etwas länger, da diese Signale durch sich alle Signale gleichförmig mit Lichtgeschwindigkeit 30 _den mittleren Satelliten S 2 als Relaisstation übertragen (C) ausbreiten. In dem Ausmaß in dem eine dieser _{werde bevor sie} _{zmü(± zm} _Bodenstation gelangen. Annahmen in einem speziellen Fall ungenau ist, ist es !„^4^ _m ^ _{dea SateUiten} _S1: eine Sache der Routine bzw. des Programms, angemessene Korrekturen in den nachfolgenden Gleichungen " t -t - fUr a & \ (_r a if, yi vorzunehmen. 35 ^{h k} ~^f ^[fez' ^Θ"' ^Φ"^{Χ (r}® ®^GS> ^0cs)]

Im allgemeinen wird der geradlinige Abstand . +T_s+f[(r_A, Θ_Α, Φ_α),(γ_Σ2, Θ_ε2, Φ₅₂Ά

zwischen zwei Punkten (r<>, Θο, Φο) und (η, Θ/, Φι) wie folgt + T_A +f [(r_{s u}&su &s \), (r_A, Θ_Α, Φ_Α)]

^{auSgedrÜckt:} + Ts+f Kr_S2, _&S2, 0_S1), (r_s „ ß_s „ Φ₅ ,)]

d = [0,- SIN 0,- COS Φ, - r_Q SIN Θ_ο COS Φ_ο)² 4o ⁺ ^Ts+f i(^rcs, &_GS, Φ_σ5), (r_s 2, &_s ₂, Φς ₂)].

+ (r, SIN Θ, SIN Φ,- - r₀ SIN Q₀ SIN Φ₀)² O)

+ (/•,COS0,-r_oCOS0o)²]^1/2. (1) Durch Anwendung der Gleichung (4) und Zusammenfassung der Ausdrücke ergibt sich: Daher läßt sich die Laufzeit eines Signals, das diesen ₄₅

Abstand mit Lichtgeschwindigkeit (c) durchläuft, wie f_t -1₀ =2/ [(r_S2, Θ₅₂, ^s₂X ir_GS, 0_GS, folgt ausdrücken:

T= (lic) [(r, SIN 0,- COS Φ,— r₀ SIN 0_O COS Φ_ο)^{2 +/ K}^' ®^A' ⁰^' ^²' ^&s2'

+ (r, SIN Θ, SIN Φ,- - /·₀ SIN Q₀ SIN Φ₀)² so ⁺f K¹S1» ^es η *i i)> (^. ^θ

+ (/•^Ο8 0,-/·_οΰΟ8 0_ο)²]^Ι/2· (²) +/[(^2,052, Φί2), ('S 1,0

Zur Vereinfachung kann die rechte Seite der Gleichung (2) in funktionell Schreibweise wie folgt aus- _Wende.t man die entsprechende Verfahrensweise für gedruckt werden: 55 _den Satelliten 5 3 an, dann erhält man nach einiger Vereinfachung· Γ=/[(γ_ο,Θο,Φο),(λ-,0,·,Φ/)]. Ο)

„...,..,,,,, ... t_r-t₀ = 2/ [Os₂, Q_S2, Φς₂\ (r_GS, Q_Gs,<&_Gs)]

Diese Ausdrucksweise wird nachstehend angewandt, „

wobei festzuhalten ist, daß die Funktion »/« lediglich 60 ⁺^Ts+T_A

eine Kurzschreibweise des vollständigen, wenn, auch +/ [(r_A, Q_A, Φ_Α), (r_o2, Qs₂, 0s 2)]

viel längeren Ausdrucks auf der rechten Seite der Glei- +.f\(_r a

~J \\^rSii ^5

1_r a

, ^n . . J \\^rSii ^53J *?S2)-> K'Ai ^Ai

Es ist ohne weiteres ersichtlich, daß die Abstandsmes- ⁺/I0S2, Qs₂, &s2^,Xrs3, Qs3,

sung und infolgedessen die Laufzeit die gleichen sind, wenn 65 (9) die Koordinaten der beiden Punkte (r₀, Qo, Φο) und (77,

Θ,, Φι) in den Gleichungen (1) und (2) ausgetauscht wer- Die Gleichungen (6), (8) und (9) bilden einen Satz von

den. In der Ausdrucksweise der verkürzten funktiona- drei Gleichungen, in denen die Koordinaten des

Flugzeugs (r_A, Θα, Φα) die einzigen Unbekannten sind, während die übrigen Größen bekannt oder direkt meßbar sind. Diese Gleichungen können unter Verwendung von Standardmatrixverfahren für die Koordinaten (r_A, Θα, Φα) gelöst werden. Es sei z. B. auf Korn und Korn »Mathematical Handbook for Scientists and Engineers« (in deutscher Übersetzung »Mathematisches Handbuch für Wissenschaftler und Ingenieure«) (McGraw-Hill, New York 1961), Kapital 13, verwiesen. Wenn die Lösung vollständig erhalten worden ist, wird die Koordinate r_A in die Höhe des Flugzeugs über mittlerer Meeresspiegelhöhe (MSL) umgewandelt, indem der Erdradius Tb subtrahiert wird, und die Koordinate 0^ wird in die geographische Breite des Flugzeugs umgewandlet, indem die Differenz (90° — Θα) gebildet wird. Die Koordinate Φα ist direkt gleich der geographischen Länge des Flugzeugs.

Wie weiter oben bereits angegeben, kann das vorliegende System in einer wahlweisen Betriebsweise (in F i g. 1 nicht gezeigt) arbeiten, indem die Bodenstation GS außerdem das Abfragesignal von 52 feststellt. Wenn die Ankunftszeit des zurückgesendeten Abfragesignals in der Bodenstation als die Bezugszeit fo genommen wird, besteht die Wirkung darin, daß die Größe

2f[(r_Si,052, Φ₅2), (res, &_Cs, ^05)]+ Ts

von der rechten Seite jeder der Gleichungen (6), (8) und (9) abzuziehen ist, wodurch diese Gleichungen etwas vereinfacht werden. Mathematisch jedoch ist das Berechnungsverfahren im wesentlichen äquivalent dem vorher beschriebenen, obwohl diese wahlweise Betriebsweise insofern vorteilhaft sein kann, als man Informationen über die sich ändernden ionosphärischen Verzögerungen erhält bzw. ableiten kann, welche das Abfragesignal und die anderen Signale, auf denen das System beruht, beeinflussen.

Aus den Gleichungen (6), (8) und (9) läßt sich weiter erkennen, daß die Koordinaten (rs ι, 051, Φβ\)' (^rS2,052, Φs ι) und (rs 3, 053, Φ53,) vom Standpunkt des Rechners der Bodenstation als feste Konstanten behandelt werden können, da sie geosynchronen oder »stationären« Satelliten zugeordnet sind. Obwohl das angenähert richtig ist, treten normalerweise kleinere Störungen bzw. Veränderungen in der Umlaufbahnposition eines geosynchronen Satelliten aufgrund der Gravitationseinflüsse von Sonne und Mond auf. Aus diesem Grund werden die Satellitenkoordinaten in den Gleichungen (6), (8) und (9) vorzugsweise als veränderlich belassen und während des Verlaufs der Positionsberechnung jedes Flugzeugs vom Rechner der Bodenstation eingesetzt. Die so eingesetzten Koordinaten können dann kontinuierlich auf den neuesten Stand gebracht werden, und zwar auf der Basis von bekannten Satellitenpositionstabellen, die im Speicher des Rechners der Bodenstation gespeichert sind, oder aufgrund von periodischen direkten Messungen der Satellitenpositionen. Wie weiter unten beschrieben ist, können die letzteren Messungen im Ergebnis dadurch ausgeführt werden, daß das System bzw. die Anordnung der vorliegenden Erfindung benutzt wird (siehe den Abschnitt über »Fixpunkte«, unten).

Wenn die Satelliten 51, 52 und 53 anstatt synchron, wie bisher angenommen wurde, nichtsynchron sind, dann ist es nicht nur eine wahlweise Maßnahme, sondern notwendig, ihre Koordinaten in der oben beschriebenen Weise kontinuierlich auf den neuesten Stand zu bringen. In entsprechender Weise müssen, wenn die Bodenstation statt ortsfest bewegbar ist (z. B. wenn sie sich an Bord eines auf See fahrenden Wasserfahrzeugs befindet), die Bodenstationkoordinaten (res, &CS, Φβε) als Variable in den Gleichungen (6), (8) und (9) belassen und vor jeder Flugzeugpositionsberechnung auf den neuesten Stand gebracht und in die Gleichungen eingefügt werden.

Geographisch gibt die Lösung der Gleichungen (6), (8) und (9) aktuell zwei mögliche Spiegelbildpositionen für das Flugzeug A, und zwar eine in der nördlichen Hemisphäre und eine in der südlichen Hemisphäre. Diese Doppeldeutigkeit folgt, wie sich ohne weiteres ersehen läßt, aus der Tatsache, daß alle drei Satelliten 51,52 und 53 in der Erdäquatorialebene sind und diese daher eine Symmetrieebene des Systems bildet. Das kann man sich visuell durch die Feststellung klarmachen, daß ein Abfragesignal, welches zur Zeit fo von einer äquatorialen Bodenstation GS erzeugt wird, den gleichen Satz von Rücksignalankunftszeiten t\, h und h für ein Flugzeug, das sich auf einer gegebenen geographischen Breite, geographischen Länge und Höhe nördlich vom Äquator befindet, und für ein Flugzeug, das sich auf einer gleichen geographischen Breite, geographischen Länge und Höhe südlich vom Äquator befindet, zur Folge hat. In der Wirklichkeit jedoch verursacht diese Doppeldeutigkeit nur geringe Schwierigkeiten und kann leicht durch eine entsprechende Programmierung bzw. die Software des Systems gelöst werden. Infolgedessen ist es lediglich erforderlich, dem Rechner der Bodenstation den Startort des Flugzeugs einzugeben, der aus der Identität des Flughafens, von dem das Flugzeug ausgegangen oder auf dem das Flugzeug zuletzt gelandet ist, hergeleitet werden kann. Sofern das Flugzeug später nicht den Äquator kreuzt, hat man damit alle erforderliche Information zur unzweideutigen Berechnung der nachfolgenden Positionen des Flugzeugs an jeder Stelle während seines Flugs. Wie weiter unten in näheren Einzelheiten beschrieben ist, kann die Programmierung bzw. Software des Systems im Ergebnis so gestaltet sein, daß zuverlässig Durchkreuzungen des Äquators mittels des Flugzeugs, das überwacht wird, festgestellt und berücksichtigt werden, so daß die äquatoriale Mehrdeutigkeit für alle Ziele und Zwecke ausgeschaltet wird.

Es bleibt festzustellen, wie groß die Genauigkeit ist, mit der das System die drei Flugzeugkoordinaten messen kann. Von besonderem Interesse ist die Empfindlichkeit der in den Gleichungen (6), (8) und (9) definierten Zeitdifferenzen gegenüber Änderungen von einer der drei Flugzeugkoordinaten. Diese kann mathematisch dadurch bestimmt werden, daß man die partiellen Ableitungen jeder der drei Zeitdifferenzgleichungen (6), (8) und (9) mit Bezug auf die interessierende Koordinate bildet, um eine Empfindlichkeitsgleichung zu erhalten, und daß man dann verschiedene Flugzeugpositionswerte in die Empfindlichkeitsgleichung substituiert, um die Empfindlichkeit der Zeitdifferenzmessung gegenüber Änderungen der interessierenden Koordinate bei jeder Position aus einer Anzahl von unterschiedlichen Flugzeugpositionen zu erhalten. Der Kehrwert der Empfindlichkeit ist die Auflösung des Systems für die interessierende Koordinate, d. h. die Änderung dieser Koordinate pro Einheit der gemessenen Zeitdifferenz.

Die Ergebnisse einer solchen Berechnung sind in den Tabellen 1 und 2 angegeben. Es wurde der Fall gewählt, in dem die drei Satelliten Si, 52 und 53 genau äquatorial und in Abständen von 45° in der geographischen Länge voneinander angeordnet sind, wie in den

F i g. 1 und 2 dargestellt. Tabellen für andere Situationen ergeben Zahlen, die sich im gleichen allgemeinen Bereich befinden, so daß ein Beispiel ausreicht. Aus Vereinfachungsgründen ist weiter angenommen worden, daß sich das Flugzeug A auf der gleichen geographischen Länge wie der mittlere Satellit 52 befindet, so daß die Systemauflösung pro Zeitdifferenzeinheit die gleiche sowohl für (t\ — to) als auch für (ti— to) ist.

In Tabelle 1 ist die Auflösung des Systems gegenüber Änderungen in der Flugzeughöhe für verschiedene repräsentative Werte der geographischen Breite in der nördlichen Hemisphäre angegeben. Natürlich erhält man die gleiche Auflösung für entsprechende geographische Breiten in der südlichen Hemisphäre. Für alle gewählten geographischen Breiten sind die Auflösungsdaten in Meter Höhe pro Nanosekunde Änderung des gemessenen Werts sowohl von (ti—ta) als auch von (ti — to) oder (t₃—1₀) angegeben.

Es gibt einen kleinen Bereich geographischer Breite, der völlig jenseits des nördlichen Polarkreises liegt, wo der r_A-Vektor des Flugzeugs ungefähr rechtwinklig zu den Linien zwischen dem Flugzeug und jedem der Satelliten ist, und in dieser Zone ist die Höhenauflösung des Systems am schlechtesten (obwohl sie immer noch mit den typischen Genauigkeiten von barometrischen Höhenmessern vergleichbar ist). Bemerkenswerterweise jedoch erscheinen die Nullpunkte der (U-to)- und (iu—fo)-Empfindlichkeiten (d. h. die .Punkte der Nullauflösung des Systems bezüglich jeder dieser Zeitdifferenzen) nicht auf der gleichen geographischen Breite, so daß das System selbst in diesen Zonen extremer nördlicher (oder südlicher) Breite anwendbar ist. Die Höhenauflösung an den Polen ist gut, und sie ist auch im allgemeinen überall zwischen dem nördlichen und südlichen Polarkreis gut. Von besonderem Interesse ist die Höhenauflösung des Systems über dem kontinentalen Teil der USA, und die Tabelle 1 zeigt, daß sie hier ungefähr 0,3048 m pro Nanosekunde oder besser ist.

Tabelle 1

Höhenauflösung als Funktion der geographischen Breite

Geographische Breite des Flugzeugs	Geographischer Ort	Auflösung, m/Nanosekunde Ct,-tn) oder (h~tü) ('3~'o)	0,21336
(Grad)			0,23165
0	Äquator	0,18288	0,24384
20°		0,18898	0,36576
30°	Südliche USA	0,21336	.0,5334
50°	Ungefähr nördliche Grenze der kontinentalen USA	0,3048	1,0058
60°	Nördliches Kanada	0,42672	24,079
70°	Nördlich vom nördlichen Polarkreis	0,762	- .6,705.6
80°		4,8768	- 2,1336
82°		-53,9496	- 1,0668
85°		- 2,7432
90°		- 1,0668

Da die Satelliten 51, 52 und 53. in Richtung der geographischen Länge im Abstand voneinander in der Erdäquatorialebene angeordnet sind, ist die geographisehe Längenauflösung des Systems ziemlich konstant mit bzw. bei der geographischen Breite. Solange das Flugzeug in einer Sichtlinienverbindung mit allen drei . Satelliten bleibt, kann seine geographische Länge mit einer Auflösung von etwa 0,1524 m pro Nanosekunde gemessener Zeitdifferenz bestimmt werden.

Die letzte übrigbleibende wichtige Zahl, nämlich die geographsiche Breitenauflösung, ist in Tabelle 2 angegeben. Der Fall ist hier der gleiche, wie er in < Verbindung mit Tabelle 1 in Betracht gezogen ist, jedoch sind die Auflösungsdaten nur bezüglich der gemessenen Zeitdifferenz (ti—to) angegeben, wobei die Werte für (t\—ίο) und/i3—ίο) gleich bzw. ähnlich sind.

Tabelle

Br.eitenaifflösung
Breite

als Funktion der geographischen

Geographi- Geographischer Ort	Auflösung,
sehe Breite	m/Nanosekunde
des Flug	(V-fo)
zeugs
(Grad)

1 2 3 5 Nahe dem Äquator

5,7912
4,2672
3,048
1,8288

Fortsetzung

Geographi	Geographischer Ort	Auflösung,
sche Breite		m/Nanosekunde
des Flug
zeugs
(Grad)

Geographische Breite von Panama
Mittelamerika
Südliche Grenze der

USA

Nördliche Grenze der 48 zusammenhängenden Staaten der USA

0,91440

0,4572 0,36576

0,3048 0,21336

10

15

Wie die Tabelle 2 zeigt, gibt es nur ein dünnes äquatoriales Band unterhalb der geographischen Breite von Panama, wo die geographische Breitenauflösung des Systems vermindert ist. Von der geographischen Breite des nördlichen Panamas aus jedoch ist die geographische Breitenauflösung etwa 0,9144 m pro Nanosekunde oder besser.

Betrachtet man die Tabelle 1 und 2 zusammen, so ist ersichtlich,' daß die Auflösung des beschriebenen Systems pro Nanosekunde ziemlich gut mit Ausnahme eines kleinen Bereichs in der Nähe der Pole (wo die Höhenauflösung vermindert ist) und eines kleinen Bereichs um den Äquator herum (wo die geographische Breitenauflösung vermindert ist) ist. Es ist möglich, diese Bereiche verminderter Auflösung dadurch »auszufüllen«, daß zusätzliche Satelliten in nichtäquatorialen Umlaufbahnen hinzugenommen werden, aber aus praktischen Gründen ist die bevorzugte Anordnung von drei geosynchronen Satelliten in äquatorialer Umlaufbahn (oder einer Gesamtheit von acht Satelliten zur weltweiten Abdeckung unter Annahme eines 45° -Abstands, wie beschrieben) mehr als adäquat. Das ist deswegen der Fall, weil der äquatoriale Bereich und die Bereiche in der Nähe der Pole, in denen die Auflösung des Dreisatellitensystems vermindert ist, im Ergebnis Bereiche von sehr geringem Luftverkehr sind, welche infolgedessen nur eine minimale Luftverkehrskontrollüberwachung erfordern. Außerdem besteht der in diesen Bereichen stattfindende Luftverkehr hauptsächlich aus militärischen und großen kommerziellen Flugzeugen, die normalerweise mit ausreichender zusätzlicher Ausrüstung versehen sind, mit der ihre Navigationserfordernisse in diesen Bereichen erfüllt werden können. Ein wichtiger Vorteil des vorliegenden Systems besteht dann darin, daß die Zonen verminderter Auflösung, die sich unvermeidbar aus der Verwendung einer minimalen Anzahl von Satelliten ergeben, in diesem Falle in geographischen Bereichen liegen, in denen die verminderte Auflösung am besten toleriert werden kann. Auf diese Weise wird die Fähigkeit einer hohe Auflösung besitzenden Positionsüberwachung in Bereichen hoher Verkehrsdichte erreicht, ohne daß die Anzahl der Satelliten, die für die praktische Verwirklichung des Systems erforderlich sind, unangemessen, erhöht werden muß.

Fixpunkte

Die vorliegende, auch als System bezeichnete Anordnung kann umgekehrt dazu verwendet werden, jeden der Satelliten 51, 52 und 53 genau zu lokalisieren, indem man drei Fixpunkt-ABTs (die den ABTs der Flugzeuge in den meisten Hinsichten gleichartig bzw. ähnlich sind) an drei bekannten, in weitem Abstand voneinander befindlichen Stellen auf der Erdoberfläche vorsieht. In Erwiderung auf ein Abfragesignal, das den drei Fixpunkt-ABTs durch den Satelliten 52 übermittelt worden ist, erzeugt jeder Fixpunkt-ABT ein Bakensignal, das das gleiche Format wie das im Flugzeug erzeugte Bakensignal hat, was in F i g. 5 abgebildet ist. Im Falle der von den Fixpunkt-ABTs erzeugten Bakensignale identifiziert jedoch der 22-Bitidentifikationscode (Bits 3 bis 24 in F i g. 5) eine Bodenstation-Rechnerspeicherstelle, wo der genaue Ort des speziellen Fixpunkt-ABT gespeichert ist. Für jedes von der Bodenstation erzeugte und durch die drei Fixpunkt-ABTs beantwortete Abfragesignal wird eine Gesamtheit von neun Rücksignalen empfangen; drei vom Satelliten 52 direkt, drei vom Satelliten 51 (mittels des Satelliten 5 2 zur Bodenstation übertragen), und drei vom Satelliten 53 (ebenfalls mittels des Satelliten 52 zur Bodenstation übertragen). Aufgrund der großen Abstände, durch die die äußeren Satelliten 51 und 53 von dem als Verbindung zum Boden dienenden Satelliten 52 getrennt sind, sind die ersten drei Rücksignale, die in der Bodenstation empfangen werden, diejenigen, die von den Fixpunkt-ABTs direkt über den Satelliten 52 zur Bodenstation übertragen worden sind. Verwendet man Gleichungen, die den im vorhergehenden Abschnitt erörterten Gleichungen analog sind, dann kann der Rechner der Bodenstation nun den Ort des Satelliten 52 basierend auf der Übertragungszeit des Abfragesignals, der Ankunftszeit der Rücksignale, die mittels des Satelliten 52 von jedem der drei Fixpunkt-ABTs zur Bodenstation übertragen worden sind, und den bekannten geographischen Orten der drei Fixpunkt-ABTs berechnen. Ein entsprechender Vorgang wird für die drei Rücksignale ausgeführt, die vom Satelliten 51 empfangen worden sind, sowie für die drei Rücksignale, die vom Satelliten 53 empfangen worden sind (im Falle dieser Satelliten gehen die Signalverzögerungszeiten, die sich aus der Übertragung aller Abfrage- und Rücksignale durch den zur Verbindung mit dem Boden dienenden Satelliten 52 ergeben, in die Berechnungen ein, aber diese Verzögerungszeiten lassen sich leicht berechnen, wenn einmal der Ort des Satelliten 52 bekannt ist). Durch periodische Wiederholung dieses Vorgangs ist es möglich, daß der Rechner der Bodenstation kontinuierlich die Positionen der drei Satelliten überwacht, wodurch die Genauigkeit der nachfolgenden Flugzeugpositionsberechnungen, in denen die Satellitenorte als Programmkonstanten verwendet werden, sichergestellt wird.

In den Fällen, in denen die drei Satelliten 51,52 und 53 alle in einer geosynchronen äquatorialen Umlaufbahn um die Erde sind, wie in der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung, ändern sich die Satellitenorte nur langsam und innerhalb enger Grenzen. Infolgedessen brauchen die Satellitenpositionen nicht sehr häufig auf den neuesten Stand gebracht zu werden, und die Fixpunkt-ABTs können so ausgebildet werden, daß sie relativ nicht häufig auf Abfragesignale von der Bodenstation antworten (z. B. einmal alle 10 Sekunden), indem man ihnen geeignete lange Sperrintervalle gibt. Wenn andererseits die Satelliten 51, 52 und 53 in nichtsynchronen Umlaufbahnen sind, dann ändern sich ihre Positionen sehr

schnell, und sie erfordern es daher, daß ihre Daten viel häufiger auf den neuesten Stand gebracht werden (z. B. bei jeder Abfrage).

Als weitere Anwendung des Fixpunktkonzepts können ortsfeste oder bewegbare ABTs an "speziellen Orten auf der Erdoberfläche angeordnet sein, um die Orte von gewissen kritischen Bezugspunkten innerhalb des Rechnerspeichers des Systems genau zu fixieren. So können z. B. tragbare ABTs von Hand zu den Anfangsund Endpunkten gewisser Flughafenstart- und -landebahnen gebracht werden, damit es ermöglicht wird, diese Punkte mittels des Rechners der Bodenstation genau zu lokalisieren und zu speichern, so daß sie zur Ermöglichung von Präzisionsanflügen oder zur Ausführung von automatischen (d. h. NPG-gesteuerten) Landungen verwendet werden. In einer ähnlichen Weise können Merkmale erhöhten Terrains, wie beispielsweise Berge oder hohe Türme, im Rechnerspeicher der Bodenstation genau festgelegt werden, indem man an der in Frage stehenden Stelle zeitweilig oder dauernd einen Fixpunkt-ABT anordnet. Im Falle eines dauernd vorgesehenen ABT ermöglicht das ein Verfolgen von Bodenverschiebungen aufgrund von Erdbeben. Mit oder ohne diesen Zusatz ermöglicht es die topographische Information im Rechnerspeicher, automatisch einen Terrainalarm durch die Bodenstation zu erzeugen, wenn festgestellt wird, daß sich ein Flugzeug auf Kollisioriskurs mit gefährlichem Terrain befindet.

Bakensignalformat und ABT-Schaltung des Flugzeugs

Wie vorstehend erwähnt, erfordert es die vorliegende Anordnung nur, daß sich in dem einzelnen Flugzeug ein einfacher Transponder befindet, der in der Lage ist, in Erwiderung auf ein allgemeines Abfragesignal, das an alle Flugzeuge innerhalb des Bereiches der Anordnung gesendet wird, ein Antwortbakensignal zu erzeugen, das mit Information codiert ist, welche ausschließlich das spezielle Flugzeug identifiziert, dem der Transponder zugeordnet ist. Vorzugsweise hat das Bäkensignal die Form einer Gruppe von digitalen Impulsen, wobei aufeinanderfolgende Impulse aufeinanderfolgende Bits einer binären Information repräsentieren.

Ein exemplarisches (obwohl in keinem Sinne erförderliches) Format für die Bakensignal-Impulsgruppe ist in F i g. 5 gezeigt. In 'Übereinstimmung .· mit der Definition eines Binären Bits kann jedes Bit der Impulsgruppe nur einen von zwei möglichen Zuständen haben: »Hoch« (binäre Eins) oder »Niedrig« (binäre Null). Fortschreitend in der Reihenfolge der zeitlichen Aufeinanderfolge ist das anfängliche Bit einer Impulsgruppe eine binäre Eins, die von der Bodenstation zur Markierung der Ankunftszeit der Anstiegsflanke der Impulsgruppe benutzt wird. Auf dieses Bit folgt ein Leerstellenbit (Null), und dann folgt hierauf eine Aufeinanderfolge von 22 Bits, die den Identifikationscode für das jeweilige Flugzeug, welches das Bakensignal erzeugt, enthalten. Die dargestellten 22 Bits reichen zur ausschließlichen Identifizierung von mehr als 4 Millionen unterschiedlicher Flugzeuge aus, was etwa das 10Ofache der Gesamtzahl von derzeit existierenden Flugzeugen ist. Sollte jedoch schließlich eine größere Anzahl von Flugzeugen das System benutzen,'dann ist es lediglich erforderlich, die Anzahl der Identifikationsbits entsprechend zu erhöhen.

Auf die 22 Identifikationsbits folgt eine Reihe von 5 Bits, deren Zustände durch Schalter von dem Piloten gewählt werden können, damit dieser gewisse festgelegte Botschaften an das Luftverkehrskontrollzentrum senden kann. Da für diesen Zweck 5 Bits reserviert sind, sind 32 unterschiedliche Botschaften möglich. Unter diesen kann ein Hinweis sein, daß eine Entführung stattfindet, ein Hinweis, daß eine Notfall ausgerufen worden ist, eine Aufforderung zur Behandlung mit Priorität aufgrund von geringem Kraftstoff, ein Hinweis darauf, daß das Flugzeug nicht in der Lage ist, seine ihm zugewiesene Höhe zu halten, usf. Auf diese Bits folgt ein ίο weiteres durch Schalter wählbares Bit, das dann, wenn es in den binären Eins-Zustand eingestellt ist, anzeigt, daß die Flugzeugbesatzung eine Sprechverbindung mit dem ATC wünscht Infolgedessen kann die Besatzung eine Sprech'verbindung fordern und gleichzeitig eine von 32 unterschiedlichen Botschaften an das Luftverkehrskontrollzentrum senden. Auf dieses Verbindungs-Anforderungs-Bit folgen ein Leerbit und ein binäres Eins-Bit als Abschluß, das von der Bodenstation zur Markierung der Ankunftszeit der Abstiegsflanke der Impulsgruppe verwendet wird.

Typischerweise ist die Breite eines einzigen Bits in der Impulsgruppe etwa 4 ns. Demgemäß ist die Dauer der gesamten 32-Bit-BakensignalimpuIsgruppe etwa 128 ns. Ein Blockschaltbild einer für die Mitnahme im Flugzeug bestimmten ABT-Schaltung, die in der Lage ist, ein Bakensignal zu erzeugen, welches das eben beschriebene Format hat, ist in F i g. 6 gezeigt. Es sei darauf hingewiesen, daß, obwohl das Blockschaltbild der F i g. 6 eine speziell bevorzugte Schaltungsanordnung zeigt, auch andere Schaltungen in Abhängigkeit von der Art des Bäkensignals, das erzeugt werden soll, und von den Förderungen spezieller Anwendungen verwendet werden können. In diesem und in allen folgenden Blockschaltbildern ist darüber hinaus die Spezifizierung der speziellen Schaltungen oder Schaltungskomponenten nur erläuternd bzw. im Sinne einer Ausführungsform gegeben und soll auch andere Schaltungen oder Schaltungskomponenten erfassen, die in ihrer Funktion im wesentlichen äquivalent sind. Wo spezielle diskrete integrierte Schaltungen aufgeführt sind, gilt auch, daß • bei der Massenproduktion des ABT (oder von anderen Systemkomponenten) alle oder die meisten Schaltungen in einer einzigen, in großem Maßstab integrierten Schaltungspackung bzw. -platte (LSI) zusammengefaßt sein können. Spezifische Aufführungen von Leistungsfähigkeitsparametern sollen dazu dienen, darauf hinzuweisen, daß eine identifizierbare kommerziell erhältlP ehe Schaltung oder ein identifizierbares kommerziell erhältliches Element für jede Funktion vorhanden ist, die bzw. das die Erforderhisse des vorliegenden Systems erfüllt oder übersteigt. Hinsichtlich des größten Teils jedoch gilt, daß spezifizierte Bitdauerzeiten, Frequenzen und Impulsfrequenzen lediglich nomineller oder erläuternder Art sind und in der Praxis der vorliegenden Erfindung keine spezielle Auswahl kritisch ist.

in Fig.6 können alle Schaltungselemente vom 250 MHz-Taktgeber 48 bis zum Impulsverlängerer 60 integrierte Schaltungen Motorola MECLIII sein (in den nachfolgenden Figuren, in denen spezifische Schaltelemente gezeigt sind, sind die Abschiußwiderstände in einigen Fällen aus Gründen dci Klarheit weggelassen worden). Die grundsätzlichen Parameter dieser Familie integrierter Schaltungen sind folgende:

Eingangskapazität	3,3 Picofarad
Anstiegs-/Abfallzeit
(Flanke)	1 ns
Ausbreitungsverzögerung	1 ns

Kipprate

Ausgangstreiberimpedanz

Ausgangsstrom

Logisches HOCH/NIEDRIG

typischerweise

500 MHz, minimal

260 MHz

5Ω

22 mA

-0,88 V/-1,75 V

Die Familie MECLIII wurde zum Betreiben von 50 Ω-Übertragungsleitungen für alle langen Wege ausgelegt. Die Logikfamilie FlOOKECL der Firma Fairchild ist schneller als die Familie MECLIII und kann als eine Alternative verwendet werden. Die Bezeichnungen MECL, MECL III und MECL 10 000 sind Warenzeichen der Firma Matorola, Inc.

Es sei nun die Betriebsweise der in Fig.6 dargestellten ABT-Schaltung beschrieben. Es sei angenommen, daß ein kurzer Abfrageimpuls (typischerweise mit einer Dauer von 4 ns) in der Bodenstation mit einer Trägerfrequenz f\ erzeugt und durch den Satelliten 52 zum Flugzeug übermittelt worden ist, wie in F i g. 1 veranschaulicht. Der ABT des Flugzeugs weist eine Empfangsantenne 20 auf, die ein mittig gespeister bzw. angeschlossener Halbwellendipol, wie angedeutet, zum Empfang des Abfragesignals sein kann. Das Abfragesignal wird einem Verstärker 22 und einem Detektor 24 zugeführt, so daß man auf der Leitung 26 eine Impulsumhüllung erhält. Die Signalumhüllung wird auf einen monostabilen oder one-shot-Univibrator 28 gegeben, der darauf durch Erzeugen eines positiv verlaufenden 2-Nanosekunden-Ausgangsimpulses auf der Leitung 30 und eines negativ verlaufenden Ausgangsimpulses der gleichen Dauer auf der Leitung 32 anspricht. Ein schematisches Schaltbild für den monostabilen Univibrator 28 ist in F i g. 7 gezeigt. Er ist aus einem Eingangs-ODER/NOR-Tor MC 1688 Dual 4—5 gebaut, das einer von Motorola empfohlenen Schaltung folgt (siehe »MECL System Design Handbook« herausgegeben 1972, Seite 203, Fig.8—47). Die Impulsbreite dieses Univibrators ist 2 ns, die durch ein Verzögerungskabel 70 eingestellt sind (das alternativ eine Bandleitung oder ein Mikrostrip bzw. -band sein kann).

Die Leitung 30 ist mit dem Eingang eines zweiten oneshot bzw. monostabilen Univibrators 34 verbunden, der auf den positiven Übergang des Impulses auf der Leitung 30 dadurch anspricht, daß er, einen negativ verlaufenden 140-Nanosekunden-Ausgangsimpuls auf die Leitung 36 und gleichzeitig einen positiv verlaufenden Impuls der gleichen Dauer auf der Leitung 38 erzeugt. Der Univibrator 34 kann ebenfalls gemäß dem schematischen Schaltbild der F i g. 7 aufgebaut sein, damit eine schnelle bzw. kurze Anstiegszeit des Ausgangsimpulses erzielt wird (so daß dadurch der Taktgeber 48 prompt gestartet wird, wie kurz beschrieben werden wird), aber das 140-Nanosekunden-Ausgangsimpulsintervall des Univibrators 34 braucht nicht von großer Genauigkeit zu sein, und daher kann es mittels einer /?C-Schaltung anstatt mittels einer Präzisionsverzögerungsleitung, wie in F i g. 7 gezeigt ist, eingestellt sein. Aus Gründen, die im Verlauf der weiteren Beschreibung klar werden, braucht die Ausgangsimpulsdauer des Univibrators 34 nur etwas länger die 128-Nanosekunden-Dauer der Bakensignalimpulsgruppe zu sein, die von der ABT-Schaltung der F i g. 6 erzeugt werden soll, jedoch ist ihr genauer Wert nicht kritisch.

Der negativ verlaufende 140-Nanosekunden-Impuls auf der Leitung 36 wird auf den Eingang einer Sperrschaltung 40 gegeben, welche das auf den Abfrageimpuls folgende Zeitintervall festlegt, währenddessen der ABT gegen eine Antwort auf weitere Abfrageimpulse gesperrt werden soll. Die Einzelheiten der Sperrschaltung 40 sind weiter unten beschrieben. Für die vorliegenden Zwecke reicht es aus, darauf hinzuweisen, daß die Sperrschaltung 40 in Ansprechung auf den negativen Übergang, der am Ende des 140-Nanosekunden-Impulses auf der Leitung 38 auftritt, ein positives logisches Niveau auf der Leitung 42 erzeugt. Die Dauer des positiven logischen Niveaus auf der Leitung 42 definiert das Sperrintervall des ABT als ein Ganzes. Es sei darauf hingewiesen, daß die Dauer des positiven Ausgangssignals der Sperrschaltung 40 weder eine Funktion des 2-Nanosekunden- noch des 140-Nanosekunden-Univibratorintervalls, sondern vielmehr typischerweise mehrere Größenordnungen größer als diese ist.

Weiter ist, wie Fig.6 zeigt, der Ausgang des ODER-Tors 44 mit dem Eingang eines 250 MHz-Taktgebers 48 verbunden, der auf ein niedriges Eingangssignal auf der Leitung 46 dadurch anspricht, daß er eine Reihe von 2-Nanosekunden-Impulsen auf seiner Ausgangsleitung 50 erzeugt. Ein Schematisches Schaltbild des 250 MHz-Taktgebers ist in Fig.8 gezeigt. Er besteht aus einem NOR-Tor 72 (1/4 eines MC 1661), dessen Ausgang über eine Verzögerungsleitung 74 auf einen der Eingänge rückgekoppelt ist. Ein zweites NOR-Tor 76 (auch 1/4 eines MC 1662) gibt eine Ausgangspufferung. Solange die Eingangsleitung 46 auf einem niedrigen MECL-Logikniveau ist, wechselt das Ausgangsniveau des NOR-Tors 72 kontinuierlich zwischen hohem und niedrigem Niveau mit einer Rate, die durch die Verzögerungsleitung 74 bestimmt ist. Wenn die Leitung 46 jedoch auf ein hohes Niveau gebracht wird, dann wird das Ausgangssignal des NOR-Tors 72 niedriggehalten, und weitere Übergänge werden verhindert, so daß der Taktgeber angehalten wird. Der Taktgeber kann alternativ aus einem MC 1688 oder aus 1/2 eines MC 1690 UHF Vorteilers (Typ D-Flip-Flop) gebaut sein. Es wird in Kürze klar werden, daß die 250 MHz-Taktfrequenz des Taktgebers 48 die nominelle Bitübertragungsrate der ABT-Schaltung der F i g. 6 festlegt, aber die Taktfrequenz braucht nicht mit einer sehr hohen Genaugigkeit eingestellt oder aufrechterhalten zu werden. Im allgemeinen reicht eine Genauigkeit von +1% aus, um es unnötig zu machen, daß die Bodenstationsschaltung ABT-Bitübertragungsraten bzw. -frequenzdifferenzen korrigieren muß. Wenn die Toleranzen auf ±5% oder mehr nachläßt oder ausgedehnt wird, muß die Empfangs- und Decodierungsschaltung der Bodenstation automatisch eine Einstellung auf die Taktfrequenz des speziellen ABT vornehmen bzw. die Taktfrequenz des speziellen ABT einstellen (eine Art und Weise, in der das erzielt werden kann, ist weiter unten in Verbindung mit Fig. 18 beschrieben).

Weiter ist aus F i g. 6 ersichtlich, daß in Abwesenheit eines empfangenen Abfragesignals normalerweise wenigstens der Eingang 36 des ODER-Tors 44 auf hohem Niveau ist, so daß der Ausgang 46 des ODER-Tors 44 auch auf hohem Niveau und der Taktgeber 48 daher gestoppt ist. In Ansprechung auf ein empfangenes Abfragesignal jedoch geht der Eingang 36 des ODER-Tors für eine Zeitdauer von 140 ns auf niedriges Niveau. Angenommen, daß die Sperrschaltung 40 durch einen kürzlichen vorherigen Abfrageimpuls nicht getriggert worden ist, ist auch der Eingang 42 des

ODER-Tors auf niedrigem Niveau," und daher ist ebenfalls der Ausgang des ODER-Tors auf der Leitung 46 auf niedrigem Niveau. Dieses setzt den 250 MHz-Taktgeber 48 in Gang, der eine Reihe -von 2 ns breiten Impulsen erzeugt, bis das Niveau auf der Leitung 36 140 ns später nach oben geht. Während des 140-Nanosekunden-IntervaIls, während dessen der Taktgeber 48 im Betrieb ist, wird eine Impulsfolge auf der Leitung 50 erzeugt, die aus etwas mehr als 32 Taktimpulsen besteht. Wie in Kürze gezeigt werden wird, wird dadurch sichergestellt, daß alle 32 Bits der 128-Nanosekunden-Bakensignal-Impulsfolge durch den ABT vor dem Einsatz des Sperrintervalls zuverlässig erzeugt und gesendet werden.

Bei Beendigung des I40-Nanosekunde,n-Intervalls geht das Niveau auf der Leitung 38 nach unten,-wodurch die Sperrschaltung 40 für das gewählte Sperrintervall getriggert wird. Während dieses Intervalls ist das logische Niveau auf der Leitung 42 hoch, und daher bleibt der Ausgang des ODER-Tors 44 unabhängig davon, was auf der Leitung 36 geschieht, auf hohem Niveau. Demgemäß bleibt der 250 MHz-Taktgeber 48 gestoppt, und das Erzeugen und Senden der Bakensignalimpulsgruppe wird infolgedessen während dieses Intervalls trotz des Auftretens von nachfolgenden Abfragesignalen verhindert. Jedoch ist der ABT aufgrund des 140-Nanosekunden-Verzögerungsintervalls, das dem Univibrator 34 zuzuschreiben ist, in der Lage gewesen, auf das zuerst aufgetretene Abfragesignal ohne Störung durch die Sperrschaltung 40 zu antworten.

Es sei nun angenommen, daß ein Abfrägesignal empfangen worden ist und daß die Sperrschaltung nicht bereits durch ein kürzliches vorheriges Abfragesignal getriggert wurde (d. h. das Logikniveau auf der Leitung 42 ist niedrig), dann erfolgt das Erzeugen und Senden der Bakensignalimpulsgruppe, wie es nun beschrieben wird. Der positiv verlaufende Ausgangsimpuls auf der Leitung 30 von dem monostabilen Univibrator 28 wird auf eine Ausgangsfächerungsschaltung 56 gegeben, um die SETZ-Eingänge (die allgemein mit 54 bezeichnet sind) eines 32-Bit-Schieberegisters 52 zu betreiben. Wie in F i g. 9 gezeigt ist, wird das 32-Bit-Schieberegister 52 durch acht in Reihe geschaltete MC 1694-Schieberegister von je vier Bit gebildet (diese Einrichtungen haben eine Spezifizierte minimale Schiebefrequenz von 275 MHz bei 25° C). Die Ausfächerungsschaltung 56, die schematisch in Fig. 10 gezeigt ist, besteht im, wesentlichen aus einer parallelen Gruppe von vier ODER-Toren und einer gleichartigen parallelen Gruppe von vier so NOR-Toren, die mit dem positiv und Decodierungsschaltung 30) bzw. dem invertierten Ausgang (Leitung 32) des Univibrators 28 verbunden sind. Auf dies.e Weise werden acht positive Ausgangssignale mittels der Ausgangsfächerungsschaltung auf den Leitungen 55-1 bis 55-8 (die in Fig.6 zusammenfassen durch die Leitung 55 dargestellt sind) erzeugt. Jede dieser acht Leitungen hat die volle 22 mA-Ausgangstreiber- bzw. -betriebsfähigkeit der MECl III-Logikfamilie.

Es sei wieder auf F i g. 9 Bezug genommen, wonach jede der Leitungen 55-1 bis 55-8 jeweils vier der 32 einzelnen SETZ-Eingänge des Schieberegisters 52 betreibt. Infolgedessen betreibt die Leitung 55-1 die SETZ-Eingänge 54-1 bis 54-4, und die Leitung 55-8 betreibt die SETZ-Eingänge 54-29 bis 54-32, wie dargestellt. Die dazwischen befindlichen Leitungen 55-2 bis 55-7 und die SETZ-Eingänge 54-5 bis 54-28 sind aus Gründen der Klarheit in F i g. 9 weggelassen, aber es ist ohne weiteres ersichtlich, daß sie in analoger Weise verbunden sind. Wie durch die einschlägigen Beschrei-. bungen (Motorola »MECL High-Speed Integrated Circuits« bzw. »MECL-integrierte Schaltungen hoher Geschwindigkeit« der Serie B, 2. Druck, 1978, Seiten 4 bis 43) angegeben, ist der SETZ-Ladefaktor 1,0 und die RC-Anstiegszeit, die sich durch vier SETZ-Beladungen ergibt, ist viermal 50 Ohm χ 3,3 pf=0,66 ns.

Wie schematisch in F i g. 9 dargestellt ist, sind einige der SETZ-Eingänge 54-1 bis 54-32 mit ihren jeweiligen Leitungen 55-1 bis 55-8 verbunden, dagegen andere nicht. Unter Bezugnahme auf Fig.5 wird erkennbar, daß die verbundenen SETZ-Eingänge die binären Einer-Bits der Bakensignalimpulsfolge erzeugen, und daß die unverbundenen (offenen SETZ-Eingänge die binären Null-Bits der Bakensignalimpulsfolge erzeugen. Infolgedessen sind die SETZ-Eingänge 54-1 und 54-32 verbunden bzw. angeschaltet, da sie das in der Reihenfolge vordere Bit 1 und das in der Reihenfolge hintere Bit 32 erzeugen, die zum Feststellen der Ankunftszeit und der Dauer der 32 Bit-Bakensignal-Impulsfolge in der Bodenstation verwendet werden. In ähnlicher Weise entsprechen die SETZ-Eingänge 54-2 und 54-31 den »unäusgefüllten« (Null) Bits 2 und 31 in F ig. 5und sind daher offengelassen. Der SETZ-Eingang 30 entspricht dem wahlweisen »Verbindung gewünscht«-Bit 30 in Fig.5 und kann daher.wahlweise über einen Hochpaßschalter, der vom Cockpit des Flugzeugs aus gesteuert bzw. Betätigt werden kann, mit der Leitung 55r8 verbunden werden. Entsprechende Schalter sind für die SETZ-Eingänge 54-25 bis 54-29 vorgesehen, welche die reservierten Bits 25 bis 29 der Bakensignalimpulsgruppe repräsentieren, die wahlweise zum Aussenden von einer von 22 unterschiedlichen codierten Botschaften an das Luftverkehrskontrollzentrum verwendet werden können, wie weiter oben beschrieben. Gedruckte Schaltungsverbindungen von den Leitungen 55 zu den übrigen Eingängen 54-3 bis 54-24 werden entweder an Ort und Stelle belassen oder entfernt, wenn der ABT hergestellt wird, so daß dadurch der 22 Bit-Identifizierungscode (Bits 3 bis 24 in F i g. 5) gebildet wird, der ausschließlich dem speziellen Flugzeug zugeordnet ist. Wie weiter oben angegeben ist, ist das ausreichend, um mehr als 4 Millionen Flugzeuge, die mit der gleichen Trägerfrequenz h arbeiten, zu unterscheiden.

Weiter ist aus F i g. 9 ersichtlich, daß die Eingänge D1 und D 2 des am weitesten links liegenden Schieberegisters unbenutzt sind (wie es alle RÜCKSTELL-Leitungen sind), und diese Eingänge sind mit dem niedrigen MECL-Niveau verbunden. Die Leitung 50 von dem 250 MHz-Taktgeber 48 (F i g. 6) speist alle Schieberegistertakteingänge (CLK) gleichzeitig über eine Ausgangsfächerungsschaltung. Die Ausgangsfächerungsschaltung, die durch den Block 51 in Fig.6 repräsentiert wird, ist aus Gründen der Klarheit in F i g. 9 weggelassen, aber sie ist gleichartig wie die in Fig. 10 dargestellte Ausgangsfächerungsschaltung 56.

Es sei erneut auf Fi g. 6 Bezug genommen und darauf hingewiesen, daß ein empfangenes Abfragesignal, indem es, wie das geschieht °'icn positiv verlaufenden Impuls auf der Leitung 30 erzeugt, dazu dient, gleichzeitig alle Stufen des Schieberegisters 52 über die Leitungen 55 und 54 mit binären Einsen und Nullen gemäß dem Muster zu laden, das durch die Festverdrahtung eingestellt worden ist (d. h. indem diese dauernd verbunden oder unverbunden sind, je nach dem jeweiligen Fall), und außerdem werden die durch

Schalter ausgewählten SETZ-Eingänge der einzelnen Schieberegisterstufen gleichzeitig mit den vorerwähnten Schieberegisterstufen geladen. Wenn der erste der Taktimpulse der 140-Nanosekunden-Impulsfolge vom 250 MHz-Taktgeber 48 an den Takteingängen der in Reihe geschalteten Schieberegisterstufen erscheint (was ein Übergang zum ndungen MECL-Niveau ist), dann wird der Inhalt des Schieberegisters um eine Stelle nach rechts verschoben. Dieser Vorgang wird bei den nachfolgenden Taktimpulsen der 140-Nanosekunden-Impulsfolge wiederholt, bis der gesamte 32-Bit-Inhalt des Schieberegisters 52, der 128 ns einnimmt, als Ausgang auf die Leitung 58 gegeben ist. In der Praxis kann eine von der Fabrik voreingestellte Verzögerung (nicht gezeigt) in die Leitung 50 relativ zur Leitung 30 eingefügt werden, damit eine korrekte Synchronisierung der SETZ- und CLK-Eingänge sichergestellt wird. Am Ende des 140-Nanosekunden-Intervalls wird die Sperrschaltung 40 wirksam, und es kann keine weitere Versorgung des Schieberegisters 52 mit Taktimpulsen stattfinden.

Die auf der Leitung 58 erscheinende Impulsfolge besteht aus Impulsen von 2 ns Breite. Diese Impulse werden durch den Impulsverlängerer 60 gedehnt, so daß Impulse von 4 ns Breite auf der Leitung 62 gebildet werden. Das ist die gewünschte Breite der Impulse, die die Bakensignalimpulsfolge bilden sollen. Der Impulsverlängerer 60 ist unter Verwendung von 2/4 MC 1664 ODER-Toren, einem 1/2 MC 1688 NOR-Tor und einer 2-Nanosekunden-Verzögerungsleitung, die in der in F i g. 11 gezeigten Konfiguration geschaltet ist, aufgebaut. Das am Ende liegende NOR-Tor liefert ein negativ verlaufendes (invertiertes) Signal für die Leistungsmodulatorschaltung 64. Infolgedessen ergibt sich auf der Eingangsleitung 58 des Impulsverlängerers ein serieller 32-Bit-Code, er aus positiv verlaufenden 2-Nanosekunden-Impulsen besteht. Auf der Ausgangsleitung 62 des Impulsverlängerers erscheint ein serieller 32-Bit-Code, der aus negativ verlaufenden Impulsen von 4 ns Breite besteht. .

Vom Impulsverlängerer 60 werden die gedehnten Impulse mittels der Leitung 62 zum Eingang einer Leistungsmodulatorschaltung 64 geführt, und dann zu einem 2500 MHz-Ausgangsoszillator 66. Die Einzelheiten der Leistungsmodulatorschaltung 64 und ihrer Verbindung mit dem Ausgangsoszillator 66 sind in Fig. 12 dargestellt. Der Leistungsmodulator ist erforderlich, um einen MECL-Signalausgang (0,9 V in 50 Ohm, oder 1,8 V in 100 Ohm, wenn sowohl ODER-als auch NOR-Ausgänge verwendet werden) aufzunehmen und höhere Leistung (5 bis 10 Watt gepulst) im 2500 MHz-Ausgangsoszillator 66 zu schalten, und zwar mit Anstiegs- und Abfallzeiten in der Größenordnung von 1 ns. Das wird mittels eines VHF/UHF-Leistungstransistors Q1 erzielt. Ein für diesen Zweck zufriedenstellender Leistungstransistor ist der Transistor vom Typ NEO-800-12 der Nippon Electric Company, der für eine Versorgungsspannung von 10 bis 13,5 V ausgelegt ist, was den elektrischen Anlagen von Flugzeugen angepaßt ist. Dieser Transistor hat eine typische Stromverstärkung von 60, einen Kollektorstrom von 0,5 A (gepulst), und eine typische Impulsausgangsleistung von mehr als 10 W, gemessen bei einer Frequenz von 860 MHz. Widerstände R 1 und R 2 liefern eine Gleichstromverspannung, um den Leistungstransistor Q1 nichtleitend zu halten, so daß der Ausgangsoszillator 66 im Dauerzustand keine Leistung erhält. Der Kondensator C1 isoliert die Basisspannung von Q1 von den MECL-Gleichstromlogikniveaus auf der Leitung 62. Die seriell codierte Impulsfolge auf der Leitung 62 steuert den Leistungstransistor Q1 in den angeschalteten Zustand, wodurch der Ausgangsoszillator 66 in aufeinanderfolgenden 4-Nanosekunden-Intervallen entsprechend dem binären Code, welcher der Impulsfolge eingeprägt ist, moduliert wird. Der Kondensator C 2 liefert die Hochstromimpulse, die während des Schwingens erforderlich sind, wobei er sich aus der Niedrigstromversorgungsquelle + V/— V während der Intervalle zwischen aufeinanderfolgenden Bakensignalimpulsgruppen wiederauflädt.

Der Ausgangsoszillator 66 kann vom Typ NE-3005 der Nippon Electric Company sein, der für eine typische gepulste Ausgangsleistung von 5 W ausgelegt ist, wenn er als ein Verstärker der Klasse C oder als Oszillator mit einer Frequenz von bis zu 3000 MHz betrieben wird. Im vorliegenden Falle wird eine Oszillatorfrequenz von 2500 MHz gewählt, welche die Trägerfrequenz h des Bakensignals bildet, das in der hier erläuterten Ausführungsform von dem ABT erzeugt wird.

Mit dem Ausgang des Oszillators 66 ist eine Antenne 68 verbunden, so daß die Bakensignal-Impulsgruppe, die nun einer 2500 MHz-Trägerfrequenz aufgeprägt ist, vom Flugzeug A zu dem als Verbindungsglied zur Erde dienenden Satelliten 52 in der in Fig.2 dargestellten Weise ausgestrahlt werden kann. Vorzugsweise ist die Antenne 68 sowohl mit der Abfragesignal-Trägerfrequenz /1 wie auch mit der Bakensignal-Trägerfrequenz h betreibbar. Auf diese Weise kann die Antenne 68 in Verbindung mit einer geeigneten Verteilerschaltung sowohl für den Empfang der Abfragesignale als auch für das Senden der als Antwort dienenden Bakensignale (Antwortsignale) verwendet werden, und die gesonderte, in F i g. 6 gezeigte Empfangsantenne 20 für das Abfragesignal ist nicht erforderlich.

Für die Antenne 68 ist eine mittig gespeiste Dipolkonfiguration zu bevorzugen, wobei der Dipol mit der Längsachse des Flugzeugs fluchtet und an dessen Quermittellinie auf der Oberseite des Flugzeugrumpfs angeordnet ist, vorzugsweise oberhalb der Haupträder des Flugzeugs. Dadurch wird ein breites Strahlungsmuster sichergestellt, das im wesentlichen unempfindlich gegen Schlingern, Nicken und Gieren ist. Während Landungsanflügen ermöglicht es diese Anordnung der Antenne auch, die Position der Haupträder des Flugzeugs mittels des Systems relativ zu der Gleitflugneigung in einer Weise anzuordnen, die verhältnismäßig unempfindlich gegenüber Nicken wie auch gegenüber Schlingen und Gieren ist.

Im physischen Entwurf wird der ABT am einfachsten als eine einzige, kleine abgeschlossene Einheit komplett mit seiner Antenne (bei 2500MHz ist die halbe Wellenlänge nur 5 cm) hergestellt. Die einzigen erforderlichen externen Verbindungen mit dem ABT sind dann die Stromversorgungsleitungen (von der elektrischen Hauptsammelleitung des Flugzeugs her) und wahlweise die Leitungen, welche die durch Schalter gewählten Signale vom Cockpit führen, die ihrerseits dazu dienen, auf den Bits 25 bis 30 der Bakensignalimpulsgruppe eine Botschaft bzw. Sendung an die Luftverkehrskontrolle zu richten.

ABT-Sperrschaltung

Wie oben angedeutet, ist ein wichtiges Merkmal der Erfindung, daß in der ABT-Schaltung des Flugzeugs eine Sperrschaltung 40 (Fig.6) zum Verhindern der Antwort des ABT auf alle Abfragesignale, die innerhalb

eines vorbestimmten Intervalls erscheinen, das dem letzten Abfragesignal, auf welches geantwortet wurde, folgt, vorgesehen ist. Eine exemplarische Sperrschaltung, mit der dieses Ergebnis erreicht wird, ist in F i g. 13 gezeigt. Alle Komponenten der Sperrschaltung können von langsamer, Nichtpräzisionsart (wie beispielsweise die Reihe MECL-10 000) sein. Spezielle Schaltungen, die den Blocks in Fig. 13 entsprechen, kann man z.B. in dem »MECL Design Handbook« (»MECL Aufbauhandbuch«) von Motorola finden, oder äquivalente Schaltungen bzw. in einem äquivalenten Buch, jedoch ist die gewählte spezielle Schaltung nicht kritisch. Demgemäß genügt eine Beschreibung des Blockschaltbilds der F i g. 13 zum Verständnis der Sperrschaltung. /

Wie sich speziell aus der Fig. 13 ersehen läßt, weist die Sperrschaltung 40, die auch als Verhinderungsschaltung bezeichnet werden kann, einen freilaufenden Nichtpräzisions-Taktgeber 78 auf, dessen Frequenz mittels einer konventionellen Resonanz- oder" Kippschaltung, die einen Nichtpräzisions-Konderisator Cl aufweist, festgesetzt wird. Der Taktgeber läuft mit einer relativ niedrigen Frequenz, typischerweise 1 MHz, die durch den Wert des Kondensators Cl eingestellt ist. Der Ausgang des Taktgebers ist über die Leitung 80 mit dem einen Eingang eines UND-Tors 82 verbunden, dessen Ausgang an einen Binärzähler 86 geführt ist Ein "Umfang von 2²⁰ (zwei hoch zwanzig) ist ein typischer Wert für den Binärzähler. Normalerweise bleibt, da der Taktgeber 78 nur einen Eingang des UND-Tors 82 periodisch triggert, der Ausgang 84 des UND-Tors auf niedrigem Niveau, und es findet kein Zählvorgang im Binärzähler 86 statt.

Diese Situation ändert sich, wenn ein positiv verlaufender 140-Nanosekundenimpuls auf der Leitung 38 von dem one-shot-Univibrator 34 der Fig.6 her erscheint. Dieser Impuls wird durch den Kondensator C2 differenziert, so daß zwei Nadelimpulse (der eine ist positiv und der andere negativ) im Abstand von 140 ns erzeugt werden. Der Inverter 88 isoliert und invertiert den negativ verlaufenden Nadelimpuls, der dann über die Leitung 90 auf den SETZ-Eingang eines selbsthaL· tenden Schalters (d.h. eines Flip-Flops) 92 gegeben wird. Der SETZ-Zustand des Flip-Flops 92 bewirkt, daß dessen nichtinvertierter Ausgang Q hohes Potential erhält, so daß ein positives Logikniveau auf den Leitung 42 erzeugt wird, welche den Ausgang der Sperrschaltung bildet (der invertierte Ausgang Q des Flip-Flops wird nicht verwendet). Das Auftreten des positiven Logikniveaus auf der Leitung 42 definiert den Beginn des Sperrintervalls. ■ so

Die Leitung 42 ist außerdem mit dem zweiten Eingang des UND-Tors 82 verbunden. Infolgedessen wird das UND-Tor nun in Ansprechnung auf jeden positiven Übergang der Taktimp'ulsfolge auf der Leitung 80 geöffnet, so da daß die Taktimpulsfolge am Ausgang des UND-Tors auf der Leitung 84 reproduziert wird. Das hat zur Folge, daß der Binärzähler 86 zu Zählen beginnt Wenn der Zähler bis zu seiner vollen Kapazität gezählt hat, die, wie angegeben, 2²⁰ (zwei hoch zwanzig) im vorliegenden Beispiel beträgt, dann, kehrt er zu seinem Ausgangszustand zurück und erzeugt einen Impuls an seinem Ausgang, der über die Leitung 94 auf den RÜCKSETZ-Eingang des Flip-Flops 92 gegeben wird. Wenn sich das FLIP-Flop 92 nun im rückgestellten Zustand befindet, bekommt sein Q-Ausgang niedriges Potential, so daß dadurch das UND-Tor 82 gesperrt und ein weiteres Zählen mittels des Binärzählers verhindert wird. Das niedrige Potential des Q-Ausgangs des Flip-Flops 92 erzeugt ein niedriges Logikniveau auf der Ausgangsleitung 42 der Sperrschaltung, so daß dadurch das Sperrintervall endet.

Wie vorher erwähnt, bestimmt das Sperrintervall des ABT eines speziellen Flugzeugs, wie oft der ABT auf Abfragesignale antwortet, die in der Bodenstation erzeugt worden sind, und infolgedessen auch, wie oft die Position des Flugzeugs durch den Bodenstationsrechner auf den neuesten Stand gebracht wird. Aus Gründen, die weiter unten erörtert sind, ist eine bevorzugte Wiederholungsfrequenz für das Abfragesignal ungefähr 25 Hz, mit der infolgedessen die maximale Frequenz festgelegt wird, mit welcher die Position jedes gegebenen Flugzeugs auf den neuesten Stand gebracht werden kann. Um die Wahrscheinlichkeit eines Rücksignalüherlappens zu vermindern und eine Überlastung der Rechnerausrüstung in der Bodenstation zu vermeiden, ist es jedoch wünschenswert, daß wenigstens einige der Flugzeuge weniger oft als vorstehend angegeben antworten, was durch Erhöhen ihrer Sperrintervalle bewirkt wird. Weiter ist es wünschenswert, einen wesentlichen Variationsbereich der Sperrintervalle von ABTs unterschiedlicher Flugzeuge vorzusehen (obwohl es nicht notwendig ist, daß allen und jedem Flugzeug ein ausschließliches Intervall zugeordnet wird), so daß die Möglichkeiten eines Rücksignalüberlappens von zwei einander sehr nahen Flugzeugen auf akzeptable Niveaus vermindert werden.

Alle vorstehenden Erfordernisse werden mit der Sparschaltung der F i g. 13 leicht erfüllt, indem man den Kondensator Cl, der die Taktimpulsfrequenz des Nichtpräzisions-Taktgebers 78 bestimmt, angemessen wählt Bei einem BinäFzähler 86 gegebener Kapazität wird durch diese Taktfrequenz das Sperrintervall des ABT und infolgedessen die Frequenz, mit der dieser auf Abfragesignale von der Bodenstation antwortet, gesteuert. Bei langsamen Flugzeugen mit Kolbenmotoren ist eine Antwort pro Sekunde (d. h. eine Antwort auf je 25 Abfragen im vorliegenden Beispiel) normalerweise mehr als adäquat. Bei Hochgeschwindigkeitsturbinen- bzw. -düsenflugzeugen mag eine Antworthäufigkeit in der Größenordnung von acht Antworten pro Sekunde angemessen sein. Wenn das Flugzeug für einen vollständig automatisierten Flug basierend auf Positionsinformation, die von seinen Rücksignalen abgeleitet ist, ausgerüstet ist, dann kann sogar eine höhere Antworthäufigkeit erforderlich sein. In jedem Falle kann die Antworthäufigkeit, d. h. die Antwortfrequenz, durch Auswahl des Werts des Kondensators C1 angemessen eingestellt werden. Das wird normalerweise im Herstellungswerk während des ursprünglichen Zusammenbaus des ABT getan, aber der Kondensator Cl wird vorzugsweise extent am Taktgeber 78 vorgesehen, so daß er in bequemer Weise in dem FaIL ersetzt werden kann, in dem eine Änderung der Antwortfrequenz des ABT notwendig oder wünschenswert wird. Der Aufwand, den ein solcher Austausch erfordert, ist minimal, da der Kondensator C1 kein Hochpräzisionskpndensator zu sein brauqht und tatsächlich auch nicht sein sollte, damit ein gewisser Grad an Zufälligkeit bzw. Statistik unter nominell lüentischen ABTs erhalten wird.

Ein wichtiges Merkmal der vorerwähnten Anordnung besteht darin, daß bei jedem Flugzeug, welches das System benutzt, dessen Position mit einer Frequenz auf den neuesten Stand gebracht werden kann, die den eigenen speziellen Notwendigkeiten des Flugzeugs entspricht, ohne daß auf eine diskrete Adressierung des

Flugzeugs vom Boden aus zurückgegriffen werden muß und ohne daß die Abfragesignalwiederholungsfrequenz in der Bodenstätion modifiziert werden muß. Das stellt eine ungemeine Verbesserung bezüglich der Einfachheit gegenüber bisher bekannten Systemen dar, in denen diskrete Adressierung und/oder variable Abfragefrequenzen'angewandt werden. Darüber hinaus wird die Sperrfunktion dadurch, daß der Einsatz des Sperrintervalls mit dem Abfragesignal selbst in fester Beziehung steht anstatt mit irgendeinem gesondert vorgesehenen Signal, allein auf die Transponder der einzelnen Flugzeuge begrenzt, die Kompliziertheit des Systems insgesamt wird minimalisiert. Ein weiterer Vorteil des vorliegenden Systems besteht darin, daß es dadurch ermöglicht wird, die effektive Antwortfrequenz jedes gegebenen Flugzeugs leicht zu verändern, indem lediglich ein Nichtpräzisions-Schaltungselement in dessen Transponder ausgetauscht wird.

Eine abgewandelte Ausführungsform der Sperrschaltung 40 ist in F i g. 14 gezeigt. In dieser Version kann das Sperrintervall der Schaltung wahlweise variiert werden, um die ABT-Antwortfrequenz eines speziellen Flugzeugs in gewünschter Weise zu erhöhen oder zu vermindern. Der Vorteil dieser Fähigkeit ist leicht ersichtlich. Obwohl es nämlich z. B. bei einem Hochgeschwindigkeitsturbinen- bzw. Düsenflugzeug in oder um Zonen hoher Luftverkehrsdichte, wie beispielsweise Hauptflughäfen, erforderlich sein kann, dessen Position sehr häufig auf den neuesten Stand zu bringen, ist es bei dem gleichen Flugzeug nicht erforderlich, die Position derart häufig auf den neuesten Stand zu bringen, wenn es in einem geraden und auf einem bestimmten Niveau verlaufenden Flug weit von anderen Flugzeugen entfernt ist, wie z. B. während eines Flugs in hoher Höhe längs eines der Hauptluftwege, die ein Land durchqueren. In solchen Fällen ist es wünschenswert, die Antwortfrequenz des Flugzeugs zu vermindern, da dadurch die Anzahl der Rücksignale, die in der Bodenstation empfangen werden, vermindert wird und daher sowohl die Rechnerbelastung der Bodenstationausrüstung als auch die Wahrscheinlichkeit des Überlappens von Rücksignalen von unterschiedlichen Flugzeugen in der Bodenstation vermindert wird. Gleichzeitig ist es wünschenswert, für das Flugzeug die Möglichkeit einer höheren Antwortfrequenz zu erhalten, wenn diese benötigt wird.

Die vorstehenden Vorteile werden mit der abgewandelten Sperrschaltung 40' der Fig. 14 erreicht. Der obere Teil dieser Schaltung bis herab zum Binärzähler 86 entspricht der Schaltung der F i g. 13, und daher sind entsprechende Bezugsziffern für diese Bauteile vorgesehen. Wie vorher sind auch alle Komponenten der Schaltung der F i g. 14 relativ langsame, Nichtpräzisjonskomponenten, wie es beispielsweise die Reihe MECL 100000 ist, und die spezielle Wahl der Komponenten bzw. Hardware ist nicht kritisch. In der abgewandelten Schaltung der F i g. 14 sind die Ausgänge 96 bis 102 von einer Anzahl der höheren Stufen des Binärzählers 86 abgeführt. Jedes dieser Ausgänge ist mit einem Eingang eines UN D-Tors aus einer entsprechenden Anzahl von UND-Toren 104 bis 110 verbunden. Die zweiten Eingänge 122 bis 128 der UN D-Tore 104 bis 110 sind mit den einzelnen Stufen 114 bis 120 eines Schieberegisters 112 verbunden. Die Anzahl der erforderlichen Schieberegisterstufen ist gleich der Anzahl der Stufen höherer Ordnung des Binärzählers 86, die angezapft sind (in der dargestellten Ausführungsform sind es vier Stufen), diese Anzahl bestimmt den Variationsbereich des Sperrintervalls, wie nachstehend ersichtlich werden wird.

Wie weiter aus F i g. 14 zu ersehen ist, sind die Ausgänge 130 bis 136 der jeweiligen UND-Tore 104 bis 110 mit den Eingängen eines ODER-Tors 138 verbunden. Der Ausgang 140 des ODER-Tors 138 ist mit dem RÜCKSETZ-Eingang des Flip-Flops 92 verbunden. Die Eingangsleitung 38 der Sperrschaltung ist außerdem über die Leitung 129 mit dem Eingang der am weitesten rechts liegenden Stufe 114 des Schieberegisters 112 verbunden. Die »Schiebe nach links«- und »Schiebe nach rechts«-Eingänge des Schieberegisters 112 werden mittels der jeweiligen Ausgänge 146 und 148 von zwei monostabilen bzw. one-shot-Univibratoren 142 und 144 gesteuert. Die Eingangssignale der Univibratoren 142 und 144 werden von einem Kommandosignal abgeleitet, das durch die Bodenstation zum Flugzeug gesendet wird, und diese Eingangssignale werden auf die Leitungen 150 und 152 gegeben. Wie nachstehend in näheren Einzelheiten beschrieben ist, kann das Kommandosignal dem Navigationssignal (NPG), das zur Übermittlung der Positions-, Geschwindigkeits- und Kursinformation von der Bodenstation zu dem speziellen Flugzeug, auf das es sich bezieht, benutzt wird, mittels reservierter Steuerbits eingeprägt sein.

Im Betrieb wird der 140-Nanosekunden-Impuls, der in Ansprechung auf jedes Abfragesignal auf der Leitung 38 erscheint, zwischen der Leitung 129 auch auf die am weitesten rechts liegende Stufe 114 des Schieberegisters 112 gegeben, um darin eine binäre Eins anzuordnen (das geschieht primär dazu, einen korrekten Betrieb des ABT beim anfänglichen Ingangsetzen zu bewirken). Der obere Teil der Sperrschaltung 40' der F i g. 14 funktioniert nun im wesentlichen in der gleichen Weise wie unter Bezugnahme auf Fig. 13 beschrieben, wobei der Binärzähler 86 Taktimpulse von dem 1 MHz-Taktgeber 78 zur Abmessung des Sperrintervalls zählt. Wenn der Binärzähler bis zu seiner vollen Kapazität gezählt hat, wird ein hohes Logikniveau auf der Ausgangsleitung 96 seiner Endstufe erzeugt und auf einen Eingang des UND-Tors 104 gegeben. Der zweite Eingang 122 dieses UND-Tors liegt auch auf hohem Potential aufgrund der binären Eins in der am weitesten rechts liegenden Stufe 114 des Schieberegisters 112. Infolgedessen wird das UND-Tor 104 geöffnet, so daß sein Ausgang auf hohes Niveau geht und dadurch das ODER-Tor 138 öffnet. Dieses erzeugt seinerseits ein hohes Logikniveau auf der Leitung 140, wodurch das Flip-Flop 92 zurückgesetzt und das Sperrintervall beendet wird, indem bewirkt wird, daß die Ausgangsleitung 42 der Sperrschaltung auf niedriges Potential übergeht.

Nimmt man nun an, daß ein vom Boden gesendetes NPG-Signal einen oder mehrere Impulse auf der Eingangsleitung 150 erzeugt hat, dann ist die binäre Eins in der am weitesten rechts liegenden Stufe 114 des Schieberegisters 112 um eine oder mehrereStellen nach links verschoben worden. Es sei zu Erläuterungszwekken angenommen, daß zwei Steuerimpulse auf der Leitung 150 aufgetreten sind und daß die binäre Eins in der Stufe 114 infolgedessen um zwei Stellen nach links in die Stufe 118 verschoben worden ist. Das hat ein hohes Logikniveau am unteren Eingang 126 des UND-Tors 108 zur Folge. Einige Zeit später, wenn der binäre Zähler 86 einen Punkt erreicht hat, in dem ein positives Logikniveau auf der Leitung 100 erscheint, wird das UND-Tor 108 geöffnet, so daß dadurch das ODER-Tor 138 geöffnet und das Sperrintervall beendet

wird. Es ist ersichtlich, daß, da die Leitung. 100 von der Endstufe des Binärzählers 86 aus gesehen mit der zweiten Stufe dieses Binärzählers verbunden ist, das Sperrintervall beendet worden ist, wenn der Zähler nur ¹A seiner vollen Zählkapazität erreicht hat. Infolgedessen ist das Sperrintervall um den Faktor- 4 verküzt worden, und die Antwortfrequenz des Flugzeug-ABT wurde effektiv vervierfacht. )

Es sei außerdem darauf hingewiesen, daß, w.epn die

hen ist, oder um automatisierte Präzisionslandungen mit einem Flugzeug zu ermöglichen, das mit einem NPG-rgesteuerten Dreiachsen-Autopiloten ausgerüstet ist. So ergibt sich in Fi_g. 14 durch ein Anzapfen der letzten sechs (anstelle, der letzten vier) Stufen des Binärzählers 86 ein minimales Sperrintervall, das kurz genug ist, um es dem ABT zu ermöglichen, bei einer Abfragesignalwiederholungsfrequenz von 25Hz auf jedes Abfragesignal zu antworten. Bezüglich des

binäre Eins in der Stufe 114 des Schieberegisters 112 io anderen Extrems kann das maximale Sperrintervall so

einmal in Ansprechung auf NPG-Steuerbitsnach finksin die Stufe 118 verschoben worden ist, diese binar.fe.Eins für alle nachfolgenden Abfragesignale dort "bleibt, sofern nicht und bis ein weiteres »Verschiebe: nach links«- oder »Versehiebe nach

lang wie, gewünscht gemacht? werden, indem man lediglich- zusätzliche. Stufen zum .Binärzähler 86 hinzufügt. So/ergibt z.B: ein 2²⁷-Binärzähler ein maximales Sperrintervall von etwa 134 Sekunden (was

rechtSÄ-Kommando .15 einer Antwortfrequenz von etwa 0,0075 Hz entspricht),

auftritt (jedes nachfolgende Abfragesignal erzeugt zwar wenn er in Verbindung mit einem 1-MHz-Taktgeber 78 wieder eine binäre Eins in der Stufe 114> jedoch ist das , verwendet wird. '

unwesentlich, da die Dauer des Sperrintervaifs-..nur Als eine weitere, mögliche Modifizierung der Sperr-

durch die. binäre Eins bestimmt wird, welche, im..., schaltung der Fig.l4 .kann das Sperrintervall direkt Schieberegister am weitesten links liegt). Demgemäß .-2o durch den,'Piloten anstatt in Ansprechung auf von der bleibt das Sperrintervall verkürzt, bis es erneutdurch>.. Erde, gesendete NPQ-Signale verändert werden. Das die Bodenstation modifiziert wird oder bis die... kann durch Steuern der Eingangsleitungen 150 und 152 ABT-Einheit.vom Strom abgeschaltet wird. Wenn, der mit im .Cockpit des Flugzeugs angeordneten Impulsta-ABT, nachdem er ausgeschaltet worden ist, erneut in sten. erfolgen. Es kann dann eine digitale Ausleseeinrich-Gang gesetzt wird, erzeugt das erste Abfragesignal 25 tung vorgesehen sein, die dem Piloten das SperrintervaH erneut eine binäre Eins in der Stufe 114 des, (oder umgekehrt die.ABT-Antwortfrequenz) anzeigt, " Schieberegisters 112, wodurch die Sperrschalfüng so das augenblicklich wirksam ist. Eine solche Anordnung eingestellt wird, daß sich das .maximale Sperrinteryäll■-. hat den Vorteil, daß sie eine Präzisionsüberwachung von" ergibt. Im Ergebnis bringt sich daher die Sparschaltung , Leichtflugzeugen ermöglicht,., die nicht mit NPG-Emp-40'automatisch auf das maximale Sperrintervall (d.h. 30 fangsäusrüstung' versehen sind. Die Einstellung des die minimale Antwortfrequenz) jedesmal dann, wenn. geeigneten Sperrintervails (oder der Antwortfrequenz) der ABT eingeschaltet wird, so daß, dadurch die. kann !dann dem Piloten über normale Sprechyerbin-Möglichkeiten einer Rücksignalüberlappung, in der, dungskanäie, durch Radio mitgeteilt werden, wenn sich Bodenstation minimalisiert und die Rechenbelästung- das Flugzeug eine'in Flughafejv" oder einem anderen des Bodenstationsrechners bis zu dem, Zeitpunkt 35 Bereich hoher Luftverkehrsdichte nähert.; Für Flugzeu-

öh ABTAt di it d ll Eä d NPGEf

vermindert wird, in dem positiv eine höhere ABT.-Antwortrate gewählt wird. '. ·

Da die letzten vier Stufen des 2²⁰-Binärzählers.86_<;_;in. F i g. 14 angezapft sind, kann das von der Schaltung 4QV erzeugte Sperrintervall um einen Faktor acht (2?}-40 variiert werden. Wenn der Taktgeber 78 eine Frequenz von 1 MHz hat, wie es in der dargestellten Ausführungsform der Fall ist, dann entspricht das einem maximalen . Sperrintervall von etwa 1,05 Sekunden, (wodurch ungefähr eine Antwort pro Sekunde bei einer 25 Hz-Abfragesignalwiederholungsfrequenz ermöglicht, wird) und einem minimalen Sperrintervall von etwa.Q;13_; Sekunden (wodurch ungefähr acht Antworten pro Sekunde bei einer 25 Hz-Abfragesignalwiederholungsfrequenz ermöglicht werden).

Es ist eine Anzahl von Abwandlungen der Sperrschal? tung der F i g. 14 möglich. Zum Beispiel kann es, obwohl in F i g. 14 nur die letzten vier Stufen des Binärzählers 86, angezapft sind, wünschenswert sein, Ausgänge von

ge,, die. mit der vollen Ergänzung der NPG-Empfangs- und Signalverarbeitungsschahiing einschließlich der Schaltung, die, zur, automatischen Steuerung des ABT-Sperrinteryalls erforderlich, ist, ausgerüstet sind, kana immer noch eine parallele manuelle Steuerung des Sperrintervalls wünschenswert sein, damit es der Besatzung ermöglicht wird, zeitweise eine häufiger auf den neuesten Stand gebrachte Positionsiriformation zu erhalten, selbst wenn das vom Standpunkt des-LuftYerkehrskontrollzentrums nicht notwendig sein mag..

SatelUtenelektronik

Gemäß einem wichtigen Ziel der Erfindung wird die Kompliziertheit der vom Satelliten mitgeführten Elektronik wie diejenige des. vom Flugzeug mitgeführten ABj auf einem Minimum gehalten. Zum größten Teil brauchen dieiür das vorliegende System erforderlichen Satelliten njjr eine Empfangs- und Sendeschaltung zur

einer größeren Anzahl von Stufen abzunehmen (und 55 Übermittlung bzw. relaismäßigen Weiterübermittlung eine entsprechend größere Anzahl von Stufen;ih dem von Abfrage-, Antwortbaken- und (wahlweise) NPG-Si-Schieberegister 112 vorzusehen), so daß dadurch ein gnalen zwischen Bodenstation und Flugzeug zu größerer Variationsbereich des Sperrintervalls des enthalten. Die gesamte kritische Zeitmeßschaltung, die Flugzeug-ABT erzielt wird. Im einzelnen kann es zur 'Positionsbestimmung der Flugzeuge verwendet wünschenswert sein, ein Sperrintervall vorzusehen, das 60 wird, befindet sich in der Bodenstation, so daß diese

kurz genug ist, um es dem Flugzeug-ABT zu ermöglichen, auf jedes Abfragesignal zu antworten, so daß es dadurch möglich ist, die Position des Flugzeugs mit der maximalen Frequenz auf den neuesten Stand zu bringen. Dieses Intervall kann z. B. während der letzten Sekunden des Leuchtfeuers und des Aufsetzens^benutzt werden, um Präzisionsanflüge mit dem Flugzeug zu ermöglichen, das mit NPG-Empfangsausrüstung verse- .

Schaltung verbessert und iui den neuesten Stand eingestuft bzw, gebracht wird, wenn die' Elektronik' technisch fortschreitet, ohne daß die Notwendigkeit eines erneuten Zugangs zu irgendeinem der Satelliten besteht. .

Das einzige zusätzliche Schaltungserfordernis über Re.laisempfänger und -sender hinaus ist dasjenige, das sich aus der Notwendigkeit ergibt, den speziellen

Satelliten, dem jedes bzw. das jeweilige Rücksignal zugeordnet ist, in der Bodenstation zu identifizieren. So empfängt, wie man aus F i g. 2 ersieht, die Bodenstation GS drei im zeitlichen Abstand befindliche Rücksignale (alle mit der gleichen Frequenz /₂) für jedes Bakensignal, das von dem Flugzeug A ausgeht. In der Praxis kommt das Rücksignal vom Satelliten 52 (womit das Signal gemeint ist, das den direkten Weg von A zu 52 und dann zu GS durchläuft) stets vor den Rücksignalen von den Satelliten 51 und 53 (die durch 52 zur Bodenstation übertragen werden müssen) unabhängig von dem Ort des Flugzeugs in der Bodenstation an. Der Grund hierfür besteht darin, daß der Signalübermittlungsabstand, der 5 2 von 51 oder 5 3 trennt, viel größer als die Differenzen der Abstände sind, in denen sich das Flugzeug von jedem der . drei Satelliten befindet. Infolgedessen ist es stets möglich, das Rücksignal vom Satelliten 52 zu identifizieren. Die Reihenfolge der Rücksignale von den Satelliten 51 und 53 hängt jedoch von dem Ort des Flugzeugs ab, der voraussetzungsgemaß unbekannt ist. Es ist daher wünschenswert, wenigstens eines der Signale dieser Satelliten in irgendeiner Weise zu »markieren«, so daß jedes Signal durch die Bodenstation zu dem speziellen Satelliten, der es erzeugt hat, in richtiger Weise zugeordnet werden kann. Das kann auf verschiedene unterschiedliche Weisen erfolgen. Unabhängig von der speziell gewählten Technik wird es jedoch bald erkennbar werden, daß es die Auswahl von einem Satelliten (im vorliegenden Fall ist das der Satellit 52) als das Boden-Verbindung^- glied ermöglicht, die gesamte erforderliche »Markierungs«-Schaltung vollständig auf diesen Satelliten zu beschränken.

Da die Schaltung der anderen Satelliten 51 und 53 die einfachste ist, ist es vorteilhaft, zunächst diese ³^ Satelliten zu beschreiben. Die Satelliten 51 und 53 sind lediglich dazu erforderlich, Bakensignale von dem abgefragten Flugzeug zu empfangen und diese Signale zum Bodenverbindungs-Satelliten 52 zu übermitteln. Die Fig. 15 veranschaulicht die hierfür erforderlichen Komponenten, und diese Komponenten sind für beide Satelliten 51 und 53 die gleichen. Jeder dieser Satelliten besitzt eine Empfangsantenne 154 für breite Strahlungskeule zum Empfang von Bakensignalen von dem Flugzeug, das mittels des Systems geleitet werden soll. Diese Antenne, die mit der Trägerfrequenz h des Flugzeug-ABT (im vorliegenden Beispiel 2500MHz) betreibbar ist, hat typischerweise die Form einer parabolischen Schale, aber sie kann gewünschtenfalls auch andere Konfigurationen annehmen. Die von der Antenne 154 empfangenen Signale werden durch einen Verstärker 156 mit geringem Rauschen verstärkt, der eine Signalniveauanhebung bewirkt, wie sie für die Eingangsempfindlichkeit des Breitbandsenders 158 geeignet ist. Der Sender 158 bewirkt eine weitere Verstärkung, wie sie für das Wiederaussenden des Bakensignals zum Bodenverbindungs-Satelliten 52 erforderlich ist. Dieses Wiederaussenden erfolgt mit der gleichen Frequenz f₂ über die Sendeantenne 160 mit schmaler Strahlungskeule (die auch als parabolische Schale dargestellt ist), welche auf den Satelliten 51 und 53 so positioniert ist, daß ihr Strahlungsmuster nach einer gleichartigen Antenne zu gerichtet ist, die auf dem mittleren Satelliten 52 angebracht ist. Alle vorerwähnten Komponenten sind im Aufbau konventionell und können aus leicht erhältlichen Teilen hergestellt werden. So kann z. B. für die erste Stufe des Verstärkers mit geringem Rauschen ein Feldeffekttransistorchip NE-244 verwendet werden, der eine Verstärkung von 20 dB und eine abgestimmte Rauschzahl von 1,2 dB bei einer Frequenz von 2500 Hz hat.

Die Sende- und Empfangsschaltung des Bodenverbindungs-Satelliten 52 besteht aus einer Anzahl von Untersystemen, die in den Fig. 16A, 16B und 16C veranschaulicht sind. Es sei daran erinnert, daß der Satellit 52 eine Anzahl von unterschiedlichen Funktionen hat: (1) die Abfragesignale von der Bodenstation an alle Flugzeuge innerhalb des Bereichs des Systems zu übertragen; (2) Bakensignale, die er von dem antwortenden Flugzeug direkt empfangen hat, zur Bodenstation wieder auszusenden; (3) die Bakensignale, die von den äußeren Satelliten 51 und 53 empfangen und wieder ausgesendet worden sind, zur Bodenstation zu übertragen; und wahlweise (4) NPG-Signale, die von der Bodenstation erzeugt worden sind, zum Flugzeug zu übertragen. Jede dieser Funktionen wird nacheinander unter Bezugnahme auf die Fig. 16A bis 16C beschrieben.

Die obigen Funktionen (2) und (3) werden von der Schaltung ausgeführt, die in dem Blockschaltbild der F i g. 16A dargestellt ist. Wie vorher sind alle gezeigten Komponenten im Aufbau konventionell und können aus leicht verfügbaren Teilen hergestellt werden; demgemäß ist eine Beschreibung der spezifischen Schaltungselemente, die die Blocks der Fig. 16A bilden, nicht erforderlich. Der Satellit 52 weist zwei Empfangsantennen 162 und 164 mit schmaler Strahlungskeule auf, die als parabolische Antennen vom Schalentyp dargestellt und physisch auf dem Satelliten 52 so montiert sind, daß sie den jeweils eine schmale Strahlungskeule aufweisenden Sendeantennen 160 (F i g. 15) der äußeren Satelliten 51 bzw. 53 zugewandt sind. Die Funktion der Antennen 162 und 164 besteht darin, die von den äußeren Satelliten 51 und 53 mit der ABT-Trägerfrequenz /₂ wieder ausgesendeten Bakensignale zu empfangen und diese Signale mit der gleichen Trägerfrequenz h zur Bodenstation zu übertragen. Die Funkverbindung mit der Bodenstation erfolgt mittels einer Sendeantenne 166 mit schmaler Strahlungskeule, die auch als parabolische Schale dargestellt und physisch so auf dem Satelliten 52 montiert ist, daß sie einer Empfangsantenne mit schmaler Strahlungskeule, die sich an der Bodenstation befindet, zugewandt ist. Der Satellit 52 ist außerdem mit einer Empfangsantenne 168 mit breiter Strahlungskeule versehen, die auch eine parabolische Schale sein kann und dazu dient, Bakensignale direkt von den Flugzeug-ABTs zu empfangen. Diese Signale werden in entsprechender Weise mittels der Sendeantenne 166 mit schmaler Strahlungskeule zur Bodenstation wieder ausgesendet.

Die vom Satelliten 51 her mittels der Antenne 162 mit schmaler Strahlungskeule empfangenen Signale und die direkt von den Flugzeug-ABTs empfangenen Signale werden über die Antenne 166 im wesentlichen ohne Modifikation, abgesehen von einer Verstärkung, zur Bodenstation übertragen. Infolgedessen werden die von der Antenne 162 empfangenen Signale sequentiell bzw. aufeinanderfolgend über einen Verstärker 170 mit niedrigem Rauschen, einen Mischer 172 und einen Breitbandsender 174 mit der Antenne 166 zum Aussenden zur Bodenstation zugeführt. In entsprechender Weise werden die von der Antenne 168 empfangenen Signale über einen zweiten Verstärker 176 mit niedrigem Rauschen und dann über den Mischer 172 und den Breitbandsender 174 mit der Antenne 166 zugeführt, mit der sie zur Bodenstation gesendet

3'f 52

werden. Die Verstärker 170 und 176 mit niedrigem Rauschen und der Breitbandsender 174- können gleichartig wie die entsprechenden Einheiten der F i g. 15 sein; der Mischer 172 ist konventionelL

Die vom Satelliten 53 mittels der eine- schmale Strahlungskeule aufweisenden Antenne 164 empfangenen Signale werden jedoch »markiert«, bevor sie zur Bodenstation übertragen werden, so daß sie in der Bodenstation von den ABT-Signalen unterscheidbar sind, die vom Satelliten 51 empfangen und wieder ausgesendet worden sind. Das wird dadurch erreicht, daß man die von der Antenne 164 empfangenen Signale auf den Signaleingang 178 eines Hochfrequenzverstärkers 180 von variablem Verstärkungsfaktor gibt, wobei der Ausgang 182 des Verstärkers 180 mit dem.einen der Eingänge des Mischers 172 verbunden ist Der Ausgang der Antenne 164 wird außerdem auf einen- Verstärker 184 und einen Detektor 186 gegeben, so daß sich auf der Eingangsleitung 188 eines monostabilen bzw^one-shot-Univibrators 190 die Bakensignalimpulsumhüllende ergibt. Der Univibrator 190 spricht auf die Anstiegsflänke der Bakensrgnalimpulsumhüllenden dadurch an, daß er einen negativ verlaufenden 70-Nanosekunden-ImpuIS' auf der Leitung 192 erzeugt. Dieser Impuls wird mittels der Verzögerungsleitung 194 um 64 ns verzögert und dann auf den Steuereingang 196 des Hochfrequenzverstärkers 180 mit variablem Verstärkungsfaktor gegeben. Typischerweise ist der Verstärkungsfaktor dieses Verstärkers eine Funktion des an den Steuereingang angelegten Potentials. Im vorliegenden Fall wird davon ausgegangen, daß der negativ verlaufende Impuls, der auf den Steuereingang 196 des Verstärkers 180 gegeben wird, eine Verminderung des Verstärkungsfaktors: dieses Verstärkers bewirkt. Infolgedessen bleibt der Verstärkungsfaktor des Verstärkers 180 während der ersten 64 ns (die durch die Verzögerungsleitung 194 festgelegt sind) auf einem ersten Weg nachfolgend auf das Auftreten der Anstiegsflanke der Bakensignalimpulsfolge, und er wird dann während der nächsten 70 ns (die durch den Univibrator 190 festgelegt sind) auf einen niedrigeren Wert vermindert Erinnert man. sich nun, daß die Bakensignalimpulsfolge 32 Bits enthält und eine Dauer von etwa 128 ns hat, dann erkennt man, daß die verstärkte Bakensignalimpulsfolge, die auf der Ausgangsleitung 182 des Verstärkers 180 erscheint,, während ungefähr der Hälfte ihrer Dauer (d„h. für die, ersten 16 Bits) eine erste Amplitude hat und daß sie während der übrigen Hälfte ihrer Dauer (d.h. für die letzten 16 Bits) eine niedrigere Amplitude hat. Diese Amplitudenverschiebung bleibt erhalten, wenn die Impulsfolge durch den Mischer 172, den Sender 174 und die Antenne 166 hindurchgeht, und sie. bildet die »Markierung«, mittels deren die Bodenstation Γη der Lage ist, die vom Satelliten 53 wieder ausgesendeten Bakensignale von anderen Rücksignalen zu unterscheiden.

Wie weiter unten in näheren Einzelheiten; beschrieben ist, führt die Bodenstationsschaltung diese Unterscheidung in der Weise durch, daß sie die Amplituden des ersten und letzten Bits der empfangenen Impulsfol- ⁶⁽> ge vergleicht (wie in-Fig.5 angedeutet ist,.sind diese Bits stets Bits mit hohem Logikniveau). Wenn sich die Amplituden dieser beiden Bits um mehr als eine vorgeschriebene Toleranz unterscheiden, ordnet die Bodenstation das Rücksignal dem Satelliten 53 zu (im Gegensatz zum Satelliten 51), und die Flugzeugpositionsberechnung wird entsprechend ausgeführt. Da nur die Amplituden des ersten und letzten Bits der Bakensignalimpulsfolge von Interesse sind, besteht' nicht die Notwendigkeit, daß die Zeitdauern des Univibrators 190 und der· Verzögerungsleitung 194 Präzisionswerte sind. Im gegebenen Beispiel wurde die 64-Nanosekunden-Verzögerungszeit der Verzögerungsleitung 194 nur gewählt, um die Amplituden verschiebung ungefähr in der Mitte der Bakensignalimpulsfolge stattfinden zu lassen. Die 70-Nanasekunden-Ausgangsimpulsdauer des Univibrators 190 stellt dann sicher, daß die Amplitudenverschiebung für den gesamten restlichen Teil der Impulsfolge wirksam bleibt Es ist außerdem ersichtlich, daß die Amplitudenverschiebung nicht notwendigerweise eine Verschiebung von einer hohen Amplitude zu einer niedrigen Amplitude sein muß^ wie vorstehend beschrieben, sondern sie kann in gleicher Weise auch eine Verschiebung von einer niedrigen Amplitude zu einer hohen. Amplitude sein. Es ist nur notwendig; daß der Ämplitudenünterschied deutlich genug ist, um unzweideutig, von der Bodenstation festgestellt werden zu können. Normalerweise ist eine Erhöhung oder eine Verminderung der Amplitude um den Faktor 2 für diesen Zweck mehr als ausreichend.

Es ist klar, daß das vorstehend beschriebene Signalmarkierungsverfahren nur einer von vielen unterschiedlichen Wegen ist, mittels dessen die in der Bodenstation empfangenen Rücksignale den richtigen Satelliten zugeordnet "werden können. Zum Beispiel kann als Alternative zu dem oben beschriebenen Amplitudenverschiebungsverfahren ein Markierungsbit zur Bakensignalimpulsfolge hinzugefügt werden, welches es der Bodenstation anzeigt, daß das Bakensignal vom Satelliten 53- empfangen worden ist. Es ist außerdem ersichtlich, daß, unabhängig davon, welches Verfahren gewählt wird, die Signalmarkierungsschaltung auch an Bord des Satelliten 53 angeordnet werden kann, wo das zu markierende Signal erzeugt wird, anstatt daß sie an Bord des Erdverbindungs-SateUiten 52 angeordnet wird. Es ist auch möglich, die Signale von beiden äußeren Satelliten 51 und 53 zu markieren (d. h. in einer gegenseitig ausschließlichen Weise), statt daß man die Signale von nur einem dieser Satelliten markiert. So kann den vom Satelliten 51 wieder ausgesendeten Bakensignalen z. B. eine Amplitudenverschiebung von niedrigen nach hohen Amplituden aufgeprägt werden, während den Signalen vom Satelliten 53 eine Amplitudenverschiebung von hohen zu niedrigen Amplituden aufgeprägt wird; alternativ kann eine 01-Markierungsbitfolge den Satelliten 51 bezeichnen, während eine 10-Märkierungsbrtfolge den Satelliten 53 bezeichnen kann. In der Praxis jedoch bedeutet die Tatsache, daß das Signal vom Satelliten 52 stets, das eisrte an der Bodenstation ankommende Signal nachfolgend auf das Senden des Abfragesignals ist, daß es nur notwendig ist, die Reihenfolge der Signale von den Satelliten 51 und 53 aufzulösen bzw. zu bestimmen. Das erfordert nur 1 Bit Information, was man dadurch erhält, daß man die Signale von nur einem der Satelliten 51 und 5 3 markiert

Es ist sogar möglich, durch geeignete Gestaltung der Bodenstationsrechnerprograir-rrie bzw. -software überhaupt auf eine Signalmarkierung zu verzichten. So werden die Rücksignale z. B. dann, wenn der Startort eines Flugzeugs bekanntermaßen an einer Stelle zwischen den geographischen Längen der Satelliten 51 und 52 liegt notwendigerweise in der Reihenfolge 52—51—53: an der Bodenstation empfangen. Diese Aufeinanderfolge kann für alle folgenden Gruppen von

Rücksignalen von dem Flugzeug angenommen werden, sofern nicht und bis das Flugzeug die geographische Länge des Satelliten S 2 überquert, an welchem Punkt die Reihenfolge zu 52—S3—51 wird. Das Überqueren dieser geographischen Länge wird dem Bodenstationsrechner durch die Konvergenz der Ankunftszeiten der Rücksignale von der. Satelliten 51 und 53 angezeigt; während der kurzen Periode, in der sich diese Rücksignale überlappen, wird-das Flugzeug dadurch geleitet, daß von den Positions-, Geschwindigkeits- und Kursdaten aus extrapoliert wird, die ausgehend von den aktuellsten sich nicht überlappenden Rücksignalen für das Flugzeug berechnet worden sind.

Es sei nun auf die Fig. 16B und 16C eingegangen, welche die Schaltung veranschaulichen, die der Satellit 5 2 zum Übermitteln der Abfrage- bzw. (wahlweise) der NPG-Signale von der Bodenstation zum Flugzeug aufweist. Mit Ausnahme der in Frage stehenden Trägerfrequenzen ist diese Schaltung in jedem Falle im wesentlichen die gleiche wie die Bakensignalrelaisschaltung, welche die äußeren Satelliten 51 und 53 haben. So empfängt nach Fig. 16B eine nach abwärts gerichtete Antenne 198 mit schmaler Strahlungskeule Abfragesignale mit der Trägerfrequenz f\ von einer gleichartigen Antenne an der Bodenstation. Diese Signale gehen durch einen Verstärker 200 mit niedrigem Rauschen und einen Breitbandsender 202 und werden dann an alle Flugzeuge innerhalb des Bereichs des Systems mit der gleichen Frequenz f\ mittels der Antenne 204 mit breiter Strahlungskeule gesendet. Nach Fig. 16C empfängt eine nach abwärts gerichtete Empfangsantenne 206 mit schmaler Strahlungskeule NPG-Signale mit der Trägerfrequenz h von einer gleichartigen Antenne an der Bodenstation. Diese Signale gehen in entsprechender Weise durch einen Verstärker 208 mit niedrigem Rauschen und einen Breitbandsender 210 und werden zu allen Flugzeugen innerhalb des Bereichs des Systems mittels der Antenne 212 mit breiter Strahlungskeule übertragen (im Gegensatz zu den Abfragesignalen werden jedoch die NPG-Signale mit den Adressen der speziellen Flugzeuge, für die sie bestimmt sind, codiert). Wie vorher sind die Antennen 198, 204, 206 und 212 vorzugsweise parabolische Antennen vom Schalentyp, obwohl sie auch gewünschtenfalls andere Konfigurationen haben können.

In der Praxis kann, wenn man annimmt, daß die Trägerfrequenzen /Ί, /₂ und h nicht zu weit voneinander weg liegen, eine einzige die Verbindung nach unten bildende Antenne anstelle der drei gesonderen, eine Verbindung nach unten bildenden Sende- und Empfangsantennen 166,198 und 206 der Fig. 16A, 16B und 16C verwendet werden, wenn eine geeignete Verteilerschaltung angewandt wird. In entsprechender Weise können die drei gesonderten Sende- und Empfangsantennen 168, 204 und 212 mit breiter Strahlungskeule durch eine einzige Antenne mit breiter Strahlungskeule zum Zwecke des Übermitteins von Signalen mit allen in Frage stehenden Frequenzen zu und von dem Flugzeug ersetzt werden. Auf diese Weise kann die Zahl der Antennen, die auf dem Satelliten 52 vorgesehen sein müssen, von acht auf vier vermindert werden.

Bodenstation

Die Bodenstation nach der Erfindung umfaßt eine Anzahl unterschiedlicher Untersysteme zum Ausführen der folgenden Funktionen: (1) Erzeugen und Senden der Abfragesignale, (2) Ankunftszeitmessung und Decodierung eines Rücksignals (d. h. des wieder ausgesendeten Bakensignals), (3) Berechnung der Position, des Kurses, der Geschwindigkeit und der Steig-/Sinkrate des Flugzeugs auf der Basis der Rücksignalankunftszeiten und (4) Codieren und Senden von Navigationssignalen (NPGs) zum Zurückleiten der Navigationsinformation zu dem speziellen Flugzeug. Jede dieser Funktionen wird aufeinanderfolgend unter Bezugnahme auf die

• F i g. 17 bis 21 beschrieben.

ίο Die Fig. 17 veranschaulicht eine exemplarische Schaltung zum Erzeugen von Abfragesignalen in der Bodenstation. Wie vorher sind alle Komponenten dieser Schaltung konventionell im Aufbau, und keine spezielle Wahl der Komponenten ist kritisch. Die Abfragefrequenz wird durch einen Nichtpräzisions-Multivibrator 214 festgesetzt, der mit einer Nennfrequenz von 25 Hz arbeitet. Alternativ kann der Multivibrator 214 durch einen Multivibrator höherer Frequenz ersetzt werden, dem ein Impulsuntersetzer bzw. Frequenzteiler nachgeschaltet ist, dessen Ausgangssignal eine Aufeinanderfolge von Impulsen mit einer Impulsfrequenz von 25 Hz ist. In jedem Falle bildet die Frequenz von 25 Hz, die normalerweise fest ist, die maximale Frequenz, mit der die Position eines gegebenen Flugzeugs auf den neuesten Stand gebracht werden kann (d. h. unter der Annahme, daß das Flugzeug auf jedes Abfragesignal antwortet). Das Ausgangssignal des Multivibrators 214 wird über die Leitung 215 auf einen impulsformenden monostabilen bzw. one-shot-Univibrator 216 gegeben, der einen kurzen (z. B. wenige Nanosekunden dauernden), schnell ansteigenden Impuls auf seiner Ausgangsleitung 217 erzeugt. Das periodische Impulsausgangssignal des Univibrators 216 auf der Leitung 217 wird einem Leistungsmodulator 218 zugeführt, der das Logikniveau-Ausgangssignal des Univibrators auf ein höheres Leistungsniveau übersetzt, wie es für den Eingang des Oszillators 220 geeignet ist.

Der Leistungsmodulator 218 und der Oszillator 220 können gleichartig wie die in Verbindung mit Fig. 12 beschriebenen Bausteine sein, jedoch mit der Ausnahme, daß der Oszillator 220 mit einer Frequenz f\ betrieben wird, die sich von der ABT-Trägerfrequenz h unterscheidet. Das Ausgangssignal des Oszillators 220 wird zur weiteren Verstärkung auf den Eingang eines Leistungsverstärkers 222 gegeben, und das verstärkte Signal wird dann mittels einer geeigneten Antenne 224 mit schmaler Strahlungskeule zum Bodenverbindungs-Satelliten 52 gesendet. Vom Satelliten 52 wird das Abfragesignal an alle Flugzeuge innerhalb des Bereichs des Systems übermittelt, wie oben beschrieben.

Das Ausgangssignal des Leistungsverstärkers 222 wird außerdem einem Schwächungsglied 225 und einem Detektor 227 zugeführt, damit man ein Logikniveau-Eingangssignal (das mit 7Po bezeichnet ist) für die Zeitmeß- und Decodierungsschaltung der Fig. 18 erhält, die weiter unten beschrieben ist, und zwar zu dem Zweck, die Sendezeit jedes Abfragesignals zu ermitteln. Es ist möglich, das Schwächungsglied 225 und den Detektor 227 wegzulassen, indem man das Ausgangssignal TPo an einer vorhergehenden Stufe der Schaltung abnimmt, wo ein Logikniveau-Signal bereits verfügbar ist, wie z. B. am Ausgang 217 des Univibrators 216. Jedoch kann das aufgrund der variierenden Anlaufverzögerung in den übrigen Komponenten der Schaltung (insbesondere im Oszillator 220) dazu führen, daß das Signal TPo ein zeitliches Zittern bzw. eine Zeitverschiebung relativ zu dem Hochleistungsimpuls auf der Leitung 223 hat, wodurch eine gewisse Ungenauigkeit in

die nachfolgenden Positionsberechnungen eingeführt wird. Es ist daher zu bevorzugen, das Signal ZPo.vom Ausgang 223 des Leistungsverstärkers. 222^abzuleiten, wie in F i-g. 17 gezeigt ist ·

Die genaue Form des Abfragesignals ist unwichtig, solange es eine genügend schnell ansteigende vordere Flanke hat, um eine prompte Antwort vom Flugzeug-ABT (F i g. 6) auszulösen. Für die. Schaltung der Fig. 17 ist die Abfragesignalumhüllende "ein schnell ansteigender Impuls, der eine Breite von wenigen Nanosekunden hat und mit einer Frequenz"von 25 Hz wiederkehrt. Die Wahl von 25 Hz als. Abfragesignalwiederholungsfrequenz leitet sich von geographischen Betrachtungen ab. Im einzelnen ergibt diese. Frequenz ein genügend langes Intervall (0,04 Sekunden): zwischen is aufeinanderfolgenden Abfragesignalen, durch das sichergestellt wird, daß das früheste Rücksignal (d.h. von einem Flugzeug über dem Äquator), das ajs Antwort auf ein Abfragesignal erzeugt und durch einen einzelnen Satelliten übertragen wird, nicht vor demspätesten Rücksignal (d.h. von einem Flugzeug.über einem Pol), das als Antwort auf das..---vorherige Abfragesignal erzeugt wird, zurück an der Bodenstation ankommt. Im Ergebnis werden dann durch die Beschränkung der Abfragefrequenz auf 25.Hz alle Rücksignale, die als Antwort auf ein ^gegebenes. Abfragesignal erzeugt werden·, in-einem identifizierbaren Zeitfenster von 0,04 Sekunden Länge plaziert;. Dadurch wird verhindert, daß die Bodenstation irrtümlicherweise die Ankunftszeit eines gegebenen Rücksignals gegenüber bzw. mit Bezug;" auf die Sendezeit, eines Abfragesignals mißt, das vor. dem Abfragesignal erzeugt wurde, welches tatsächlich zu, dem vorgenannten Rücksignal geführt hat; Es ist in diesem Zusammenhang festzustellen, daß die internen- 35·. Sperrintervalle der einzelnen Flugzeug-ABTx keinen Anlaß zu irgendeiner Schwierigkeit beim· Zuordnen von Rücksignalen zu dem richtigen Abfragesignal für Positionsberechnungszwecke gebem Sofern, der ABT eines gegebenen Flugzeugs intern gesperrtist, wenn das Abfragesignal empfangen wird, empfängt dieBodenstation einfach keine Rücksignale von diesem" Flugzeug innerhalb des. definierten Zeitfensters. Sofern andererseits der FIugzeug-ABT nicht intern gesperrt ist, wenndas Abfragesignal empfangen wird, werden seine Rücksignale alle in der Bodenstation innerhalb des definierten Zeitfensters empfangen und in richtiger Weise dem Abfragesignal, welches sie erzeugt hat, zugeordnet.

Es sei nun unter Bezugnahme auf Fig> 18 die-^5a Bodenstationsschaltung zum Decodieren der Rücksignale von den Flugzeug-ABTs und zum Messen ihrer Ankunftszeit beschrieben. Die Bodenstation weist eine nach aufwärts gerichtete Empfangsantenne. 226 mit schmaler Strahlungskeule auf, die mit der ABT-Trägerfrequenz /₂ (im vorliegenden Beispiel 2500 Hz) zürn Empfangen von Rücksignalen betreibbar ist, welche mittels des Bodenverbindungs-Satelliten S 2 übertragen werden. Die Antenne 226, die eine nach, aufwärts, gerichtete prabolische Schale sein kann, wie. gezeigt; so kann die gleiche wie die Abfragesignal-Sendeahtenne 224 in F i g. 17 sein, wenn eine geeignete Verteilerschaltung verwendet wird. In jedem Fall durchlaufen die von der Antenne 226 empfangenen Signale einen 2500 MHz-Breitbandverstärker 228 (der gleichartig wie der Verstärker 150 der Fig. 15 sein kann).und dann einen Diodendetektor 230, so daß die Bakensignalimpulscodeumhüllende auf der Leitung 232 wiedergewonnen wird·. Im Detektor 230 können Schottky-Dioden oder andere Dioden für schnelles Ansprechen, vorgesehen sein. Das Signal auf der Leitung 232 wird in dreierlei Weise verwendet: (1) zur genauen Messung der Ankunftszeiten des vorlaufenden Bits 1 und des abschließenden Bits 32 der Bakensignalimpulsgruppe (Fig.5), woraus eine--Ankunftszeit des Rücksignals insgesamt von Bestwert erhalten werden kann; (2) zur Wiedergewinnung der das Flügzeug identifizierenden Bits 3 bis 24'der Bakensignalimpulsgruppe wie auch der wahlweisen. Botschaft, die in den Bits 25 bis 30 enthalten ist; und (3) zum Veto (Zurückweisen) gegen- sich überlappende¹ Rücksignale von dem gleichen Flugzeug oder von unterschiedlichen Flugzeugen. Wahlweise kann die Schaltung der Fig. 18 auch dazu verwendet werden, die· Ankunftszeit-des vom Satelliten 52 wieder ausgesendeten Abfragesignals, zu messen, wenn diese Betriebsweise gewählt wird, obwohl in der nachfolgenden Beschreibung angenommen wird, daß das nicht der Fallist.

Die vorerwähnten Funktionen können mittels MECL HI-Chips ausgeführt werden, deren Kenndaten weiter oben- beschrieben worden sind, und/oder- mittels ORTEC-Modulen. Die. Geräte- bzw. Bausteinnumme.rnj die in Fig. 18 angegeben sind, beziehen sich auf schneUogisehe ORTEG-Moduleaus der NIM-Reihe.

Um das. voreilende bzw. erste Bit der Bakensignalimpulsgruppe. herauszulösen, wird das Signal auf der Leitung 232 auf den, Eingang eines schnellen DiskrinüV natprs 234 gegeben (ORTEC Typ 436, modifiziert-für verlängerte Ausgangsirnpulslänge). Die Anstjegsflanke· der Bakensignalimpulsgruppe auf der Leitung 232 bewirkt, daß der schnelle Diskriminator 234 einen 6-Nanosekunden-Ausgangsimpuls auf der Leitung 236 erzeugt, der auf den Steuereingang (Tor) eines schnellen linearen Tors 238' gegeben wird (ORTEC Typ LG 1017N). Das Signal auf der Leitung- 232 wird außerdem, durch eine-Verzögerüngsleitung 240 geschickt und dann auf den Signaleingäng des. schnellen linearen Tors 238 gegeben. Da das Tor 238 nachfolgend auf das Auftreten der Anstiegsflanke der BakensignaUmpulsgruppe auf der Leitung 232-während 6 ns geöffnet wird, erscheint der gesamte voreilende, 4ns betragende Zeitgebungsbit 1. der Bakensignalimpulsgruppe. (Fig.5) auf der Äusgangsleitung 242 des Tors 238; Die Verzögerungsleitung 240 führt ein .kurzes Verzögerungsintervall ein, das ausreicht, um sicherzustellen, daß'das Tor 238 geöffnet wird, bevor das voreilende Bit 1 seinen Eingang erreicht. Die Ausgangsleitung 242 des Tors: 238 ist mit dem Eingang eines. Konstantbruchteildiskriminators 244' verbunden, der einen Ausgangszeitgebungsimpuls TP\ mit einem Standard-NjMrLogikniveau erzeugt, das.im wesentlichen· unabhängig vpn der Stärke, des mit der Antenne». 226 empfangenen. Rücksignals ist. Der Konstantferuchteildiskriminator 244 ist vorzugsweise ein QRTEC Typ 473A, der nach seinen listenmäßigen Daten eine Zeitauf lösung von· 0,3 ns Vollbreite bei Halbmaximum, für Impulse im Bereich über einen Amplitudenfaktor, von 100 hat. Das Auftreten des Zeitgebungsimpulses TPf repräsentiert die Ankunftszeit d'es voreilenden Bits 1 der B.^ensignalimpulsgruppe der F ig. 5.

Die Ausgangsleitung 242 des Tors 238 ist außerdem mit dem Eingang eines Analog-zu-DigitaMJmsetzers 246 verbunden, der die Amplitude des voreilenden Bits 1 zu Zwecken des Vergleichs mit der Amplitude des nacheilenden: oder letzten Bits 32 digitalisiert (wie weiter unten: beschrieben ist, ermöglicht es das der

Bodenstation, das Rücksignal dem richtigen Satelliten zuzuordnen). Die digitalisierte Amplitude des Bits 1 ist ein Multi-Bit-Binärwert, der in F i g. 18 als A\ angedeutet ist.

In einem Parallelweg ist die Leitung 232 mit dem Eingang eines zweiten schnellen Diskriminators 248 verbunden (auch ORlEC Typ 436, modifiziert für gedehnte Ausgangsimpulslänge), und zwar über eine 121-N anosekunden-Verzögerungsleitung 250. Der schnelle Diskriminator 248 erzeugt einen 10-Nanosekunden-Ausgangsimpuls auf der Leitung 252, der aufgrund der Verzögerungsleitung 250 etwa 121 ns nach dem Auftreten der Anstiegsflanke des Bits 1 der Bakensignalimpulsgruppe auf der Leitung 232 beginnt. Der 10-Nanosekunden-Ausgangsimpuls auf der Leitung 252 wird auf den Steuereingang (Tor) eines schnellen linearen Tors 254 (ORTEC Typ LG 101/N) gegeben. Die Bakensignalimpulsgruppe auf der Leitung 232 wird über eine Verzögerungsleitung 256 auf den Signaleingang des Tors 254 gegeben. Da das Tor 254 während 10 ns, beginnend 121 ns nach der Anstiegsflanke des Bits 1 der Bakensignalimpulsgruppe, geöffnet wird, erscheint das nachlaufende Bit 32 der Bakensignalimpulsgruppe (das nominell nach 124 ns beginnt und nach 128 ns endet) auf der Ausgangsleitung 258 des Tors 254. Die Ausgangsimpulsdauer von 10 ns des schnellen Diskriminators 248 ergibt eine Fehlergrenze von ±3 ns für das letzte Bit 32 der Impulsgruppe, so daß dadurch eine gewisse Ungenauigkeit in den ABT-Taktgebern ermöglicht wird. Die Verzögerungsleitung 256 führt ein kurzes Verzögerungsintervall (gleich demjenigen der Verzögerungsleitung 240) ein, damit sichergestellt wird, daß das Tor 254 geöffnet wird, bevor das letzte Bit 32 seinen Eingang erreicht.

Die Ausgangsleitung 258 des Tors 254 ist mit dem Eingang eines Konstantbruchteildiskriminators 260 (ORTEC Typ 473A) verbunden, der einen Ausgangszeitgebungsimpuls TP₂ mit einem Standard-NIM-Logikniveau erzeugt, das im wesentlichen unabhängig von der Stärke des von der Antenne 226 empfangenen Rücksignals ist. Das Auftreten des Zeitgebungsimpulses TP₂ repräsentiert die Ankunftszeit des nacheilenden oder letzten Bits 32 der Bakensignalimpulsgruppe der Fig.5. Die Ausgangsleitung 258 des Tors 254 ist außerdem mit dem Eingang eines Analog-zu-Digital-Umsetzers 262 verbunden, der die Amplitude des nacheilenden Bits 32 für Zwecke des Vergleichs mit der Amplitude des voreilenden Bits 1, wie nachstehend beschrieben, digitalisiert. Die digitalisierte Amplitude des nacheilenden Bits 32 ist ein Multi-Bit-Binärwert, der in F i g. 18 als A₂ angegeben ist.

Es sei nun auf den unteren Teil der Fig. 18 Bezug genommen, wonach die Zeitgebungsimpulse TP\ und TP₂ die START-Eingangssignale für zwei Zeit-zu-Impulshöhe-Umsetzer 264 bzw. 266 (die auch je als TPHC bezeichnet werden) des Typs ORTEC 467 (siehe den ORTEC-Katalog von 1976, Seite 8) bilden. Die STOP-Signale für die Zeit-zu-Impulshöhe-Umsetzer werden von Zeitgebungsimpulsen TPc gebildet, die (z. B. einmal alle 128 ns) mittels eines mäßig guten lokalen Taktgebers 268 erzeugt werden, der eine Genauigkeit und Stabilität von grob 1 ns über ein Intervall von 0,1 Sekunde hat. Der lokale Taktgeber bzw. die Ortsuhr 268 liefert außerdem ein Multi-Bit-Digitalausgangssignal Tc, das die absoluten Zeiten des Auftretens der Impulse TPc angibt, und dieses wird als die absolute Zeitbasis für die Berechnungen benutzt, die von dem Bodenstationsrechner ausgeführt werden. Die Analogspannungs-Ausgangssignale der Zeit-zu-Impulshöhe-Umsetzer 264 und 266 werden jeweils auf die Eingänge von Mehrkanalanalysatoren (MCAs) 270 und 272 des Typs ORTEC 800 gegeben, die die Zeitintervalle zwischen den Zeitgebungsimpulsen TPi und TP2 und dem nächsten Uhr- bzw. Taktgebungsimpuls TPc digitalisieren, um die Multi-Bit-Ausgangssignale ΔTP\ und ΔΤΡζ zu bilden. In entsprechender Weise wird der Zeitgebungsimpuls TP₀ (der durch die Abfragesignalerzeugungsschaltung der Fig. 17 erzeugt wird) auf den START-Eingang eines dritten Zeit-zu-Impulshöhe-Wandlers 274 gegeben, der auch vom Typ ORTEC 467 sein kann. Die STOP-Signale für den TPHC 274 werden außerdem von den Zeitgebungsimpulsen TPc gebildet, die von der Lokaluhr 268 bzw. dem lokalen Taktgeber 268 erzeugt werden. Der Ausgang des TPHC 274 ist mit dem Eingang eines dritten Mehrkanalanalysators (MCA) 276 verbunden, der auch vom Typ ORTEC 800 ist und das Zeitintervall zwischen dem Zeitgebungsimpuls TPo und dem nächsten Uhr- bzw. Taktgebungsimpuls TP_C digitalisiert, um das Multi-Bit-Ausgangssignal Δ TPo zu bilden. Wie kurz erläutert sei, können die Differenzwerte Δ TP₀, Δ TPi und Δ TP₂ arithmetisch mit der Digitaluhrimpulszeit Tc kombiniert werden, damit man die absoluten Zeiten des Auftretens der jeweiligen Zeitgebungsimpulse TP₀, TPi und TP₂ erhält.

In einem Parallelweg bilden die Zeitgebungsimpulse TPi und TP₂ die START- bzw. STOP-Signale für einen vierten TPHC 278, der ein Analogspannungs-Ausgangssignal auf der Leitung 280 erzeugt, das dem zwischen TPi und TP₂ auftretenden Zeitintervall proportional ist. Da die Zeiten des Auftretens von TPi und TP₂ jeweils den Ankunftszeiten der Bits 1 und 32 der Bakensignalimpulsgruppe in der Bodenstation entsprechen, ist ersichtlich, daß das Analogspannungs-Ausgangssignal des TPHC 278 in Beziehung zur Taktfrequenz des Flugzeug-ABT steht, dessen Signal gerade empfangen wird. Die Analogspannung auf der Leitung 280 wird auf den Steuereingang eines Taktgebers 282 von variabler Frequenz gegeben, der eine nominelle Frequenz von 250 MHz hat, welche die nominelle Impulsfrequenz des Flugzeug-ABT der Fig.6 ist. Der Taktgeber 282 variabler Frequenz ist im Aufbau konventionell und kann z. B. auf dem spannungsgesteuerten Multivibrator MECL III Typ MC 1658 basieren, sowie mit einer Nennfrequenz von 40 MHz im Linearbereich des MC 1658 arbeiten. Die variable Frequenz von 40 MHz (±) wird mit einer Frequenz von 210MHz eines lokalen Festfrequenzoszillators überlagert, so daß eine variable Frequenz von 250 MHz (±) auf der Leitung 283 erzeugt wird, die sehr eng mit der Taktfrequenz des Flugzeug-ABT übereinstimmt, welcher die Bakensignalimpulsgruppe erzeugt hat, die gegenwärtig empfangen wird.

Die korrigierte Taktfrequenz auf der Leitung 283 wird auf den Signaleingang eines schnellen linearen Tors 285 (ORTEC Typ LG101/N) gegeben. Der Steuereingang (Tor) 287 des schnellen linearen Tors 285 wird (über die Verzögerungsleitung 293) mittels des (^-Ausgangs eines Flip-Flops 289 gesteuert das jeweils durch die Zeitgebungsimpulse TPi und TP₂ gesetzt und rückgesetzt wird. Da TPi und TP₂ die Ankunftszeiten des voreilenden bzw. nacheilenden Impulses der 32 Bit-Bakensignalimpulsgruppe repräsentieren, erscheint am (^-Ausgang des Flip-Flops 289 ein Rechteckimpuls variabler Länge t_a, die gleich der Dauer der 32-Bit-Bakensignalimpulsgruppe ist, welche durch den speziellen Flugzeug-ABT erzeugt worden ist, dessen Signal

gegenwärtig empfangen wird. Infolgedesseij .wird das schnelle lineare Tor 285 durch den Rechteckimpuls t_a während einer Zeitdauer gesteuert bzw. geöffnet, .die ausreicht, daß gerade 32 Impulse mit der korrigierten Taktfrequenz vom Ausgang 283 des Taktgebers 282 variabler Frequenz zum Ausgang 284 de§ schnellen linearen Tors 285 durchlaufen können. Die; Verzögerungsleitung 293 ist zwischen den (J-Ausgang des Flip-Flops 289 und den Steuereingang 287 des schnellen linearen Tors 285 eingefügt, da der Taktgeber 2ß2 nicht IQ mit der korrekten Frequenz beginnt, bis sowohl TP\ als auch TPz aufgetreten sind. Demgemäß ist das. durch die Verzögerungsleitung 293 eingeführte Verzögerungsintervall ein empirisch bestimmter Wert, der etwas größer als die Dauer der Bakensignalimpulsgruppe ist.

Die 32 Taktgebungsimpulse, die am Ausgang 284 des schnellen linearen Tors 285 erscheinen, werden auf die Takteingänge 291 (davon sind aus Gründen der Vereinfachung nur wenige dargestellt) eines 32-Bit-Schieberegisters 286 gegeben, das zur Aufnahme der 32 Bits der ABT-Impulsgruppe vorgesehen, ist Die ABT-Impulsgruppe auf der Leitung 232 wird durch die Verzögerungsleitung 288 verzögert, mittels eines Schottky-Begrenzers oder mittels anderer Dioden in einem Begrenzer 290 begrenzt, so daß man Impulse von Standardhöhe auf der Leitung 292 erhält, und auf den Eingang der am weitesten links b.efindlichenvStufe des Schieberegisters 286 gegeben. Die Verzögerungsleitung 288 ist deswegen erforderlich, weil die BakejisignalirnT pulsgruppe nicht eher in das Schieberegister. 286. eingetaktet werden kann, bevor nicht die korrigierte Taktfrequenz hestimmt ist, was nicht geschehen kann, bevor nicht sowohl 7!Pi als auch TPz aufgetreten sind. Demgemäß ist das Verzögerungsintervall, das durch die Verzögerungsleitung 288 eingeführt wird, ein. empirisch bestimmter Wert, der etwas über der Dauer der Bakensignalimpulsgruppe liegt.

Nachdem die Bakensignalimpulsgruppe durch die Verzögerungsleitung -288 und den Begrenzer 290 hindurchgegangen ist, wird sie mit der korrigiertea 4Q--Taktfrequenz in das 32-Bit-Schieberegister 286 eingetaktet. Die32 einzelnen Bitausgänge294(inEig. 18 sind nur einige davon dargestellt) des Schieberegisters 286 werden mittels 32 parallelen Koinzidenzschaltungen: 296, kurz nachdem die 32 Bit-ABT-Impulsgruppe das, Schieberegister vollständig gefüllt hat,, abgetastet Dieser Augenblick wird durch die Ankunft eines 3-Nanosekunden-Abtastimpulses von dem schnellen. Diskriminator 298 (ORTEC Typ 436) am Ko.in2idenz.eins· gang 300 der Koinzidenzschaltung bestimmt Der ^o 3-Nanosekunden-Abtastimpuls wird durch dea schnellen Diskriminator 298 in Ansprechung auf die; vordere Flanke der Bakensignalimpulsumhüllenden-rauf der-Leitung 232 erzeugt und mittels der Verzögerungsleitung 302 um ein empirisch bestimmtes- Zeitintervall verzögert, welches ausreicht, das Eintakten der gesamten 32-Bit-ABT-Impulsgruppe in das Schieberegister 286 zu ermöglichen. Wenn der 3-Nanosekunden-Abtastimpuls den Koinzidenzeingang 300: erreicht, erscheinen die 32 Bits der ABT-Impulsgrupp.e; die nun 6" im Schieberegister 286 gespeichert sind, parallel an den Ausgängen 304 der Koinzidenzschaltung, an denen sie zum Gebrauch durch den Bodenstationsrechner zur Verfügung stehen, wie weiter unten beschrieben ist.

In geeigneter Weise gepuffert können die. Koinzidenzeinheiten 296 vom ORTEC Typ C314/NL oder C315/NL sein. Der Typ C315/NL hat nach den Angaben eine Auflösung von besser als 0,05 ns für Eingangsimpulse von Standardhöhe <ORTEC Katalog 1976, Seite 166). Es sei ,nun die Art und Weise beschrieben, in der die Zeitmeß- und Decodierschaltung der Fig. 18 überlappende Rücksignale von dem gleichen Flugzeug oder-von unterschiedlichen Flugzeugen feststellt. Die Betriebsweise dieser Schaltung ist derart, daß zwei überlappende Rücksignale im Ergebnis das .Schieberegister 286 mit digitalen Bits füllen, die eine legitime Bitreihe zu bilden scheinen, obwohl diese Bits in Wirklichkeit die miteinander vermischten Bits von zwei gesonderten Impulsgruppen und daher bedeutungslos sind. Anstatt das Eingeben solcher überlappenden Impulsgruppen in das Schieberegister 286 zu unterdrücken, besteht in solchen Fällen eine einfachere Maßnahme darin, die normale Betriebsweise der Schaltung zuzulassen, jedoch ein Signal zu erzeugen, welches es dem Bpdenstationsrechner anzeigt, daß die gegenwärtig an den Schaltungsausgängen vorliegende Information aus überlappenden Bitsignalen entstanden und daher für Flugzeugpositionsberechnungen nicht brauchbar ist Zu diesem Zweck erzeugt ein schneller, nichtsättigender Diskriminator 306 ein Signal von ungefähr 128 ns Breite für jeden Übergang von Logik ISIuIl zu Logik Eins, der von der Leitung 232 her auf diesen Diskriminator gegeben wird. Eine typische Möglichkeit dieses Diskriminators. ist das ORTEC Model TR 204 A/N Dualer Aktualisierung iskriminator. Das eine seiner Ausgangssignale wird durch die Verzögerungsleitung 314 verzögert, die eine nominelle Länge von etwa 256 ns hat, und die beiden Ausgangssignale werden dann mittels der Koinzidenzschaltung 310 verglichen. Wenn ein isoliertes ABT-Signat empfangen wird, dann erzeugt der AktuaJisierungsdiskriminator 306 ein Signal von etwa252ns Länge(d. h. 128nsüber die vordere Flanke des Bits 32 der Bakensignalimpulsgruppe hinaus, das 124 ns. nach der vorderen Flanke-des-Bits 1 erscheint). Verglichen mit einer Version desselben, die um 256 ns, verzögert worden ""ist, bewirkt, dieses Signal· keine Koinzidenz in der Koinzidenzschaltung 310. Wenn jedoch das. empfangene Signal wesentlich langer als 128 ns ist (was der Fall ist, wenn es tatsächlich aus zwei sich überlappenden ABT-Signale'n besteht), dann ist das Ausgangssignal des Aktualisierungsdiskriminators 306 länger als 256 ns, wodurch ein VETO-Signal am Ausgang der Koinzidenzschaltung 310 erzeugt wird. Dieses bewirkt, daß", der Bodenstafionsrechner die andere Ausgangsinformation,, die von der Schaltung der Fig. 18 für den Zweck dec Flugzeugpositionsberechnung, zur Verfügung gestellt wird, zurückweist. Wie aus der- vorstehenden Beschreibung ersichtlich ist, werden Bakensignalimpulsgruppendauern von. bis zu 131 ns (3 n& über dfe nominelle 128. ns. Bakensignaldauer hinaus) toj^riert,. ohne daß.« sie ein VETO-Signal bewirken;;das ermöglicht eine gewisse Variation in den Taktfrequenzen der einzelnen Flugzeug-ABTs. Eine weitere Toleranz kann gewünschtenf alls dadurch erzielt werden, daß man das Verzögerungsintervall der Verzögerungsleitung. 314 und die Ausgangsimpulslänge de& Diskriminators; 306 erhöht

Γχι Fig. 19 ist ein beispielsweiser Aufbau des Bodenstationsreehners veranschaulicht, der zur Verarbeitung der durch die Zeitmeß- und Decodierungsschaltung der Fig. 18 zur Verfügung gestellten Ausgangsinformation verwendet wird, um die Positions-, Kurs-, Geschwindigkeits- und Steigrateninformation für die verschiedenen Flugzeuge zu berechnen, die mittels des Systems geleitet werden. Zu Beginn sei darauf hingewiesen, daßder Rechneraufbau für die Verwirkli-

chung der Erfindung nicht kritisch ist. Wenn man die wenigen wesentlichen Eingangsparameter, die verarbeitet werden müssen und die direkte Weise, in der die notwendigen Berechnungen ausgeführt werden, in Betracht zieht, dann wird ersichtlich, daß jede Anzahl 5 von verfügbaren Datenverarbeitungssystemen für allgemeine Zwecke verwertet werden kann. Die Wahl der geeigneten Hardware-Komponenten, die Eingangseinrichtungen, Schnittstellen, einen zentralen Prozessor bzw. eine zentrale Datenverarbeitungseinrichtung, einen Direktzugriffsspeicher, Ausgangseinrichtungen usw. umfaßt, ist eine Sache der routinemäßigen Wahl des Aufbaus.

Es sei nun speziell auf Fig. 19 Bezug genommen, wonach die primären Komponenten des Bodenstationsrechners einen Eingangsdatenpuffer 318, eine zentrale Datenverarbeitungseinheit bzw. eine Zentraleinheit (CPU) 320, eine Speichereinheit 322 und einen Ausgangsdatenpuffer 324 umfassen. Diese Komponenten sind konventionell, und die Art und Weise, in der sie miteinander zusammenwirken, ist auf dem Gebiet der Datenverarbeitung bekannt. Im allgemeinen werden Daten, die im Eingangspuffer 318 gespeichert worden sind, periodisch mittels der Zentraleinheit 320 in die Speichereinheit 322 eingeschleust und dann entsprechend den Software-Instruktionen, die im Speicher gespeichert sind, von der CPU verarbeitet. Die Speichereinheit 322 umfaßt typischerweise eine Anzahl von unterschiedlichen Arten von Speichereinrichtungen, wie einen Direktzugriffsspeicher (RAM), Magnetplatten oder -trommeleinheiten, Magnetbandeinheiten, usw. Als allgemeine Regel gilt, daß Speichereinrichtungen, die eine große Datenspeicherkapazität haben, auch die Tendenz haben, sich durch eine relativ lange Zugriffszeit auszuzeichnen, so daß es allgemeine Praxis ist, eine Anzahl von verschiedenen Arten von Einheiten zu verwenden, wobei die schnellsten Einheiten für Daten oder Instruktionen reserviert werden, die am häufigsten gebraucht werden. Die CPU 320 enthält die Rechenlogikschaltung, die zum Ausführen der gespeicherten Software-Instruktionen erforderlich ist, und sie enthält außerdem eine Anzahl von internen Speicherstellen (Registern) zum Speichern von Operanden, Zwischenergebnissen und dergl. Die CPU kann entweder »festverdrahtet« sein, um die angemessene Aufeinanderfolge der Operationen in Ansprechung auf eine gegebene Software-Instruktion auszuführen, oder sie kann alternativ ihre eigene interne Programmierung (Mikroprogrammierung) in einem Festspeicher (ROM) zum Ausführen jeder Software-Instruktion als eine Reihe von elementaren Programmschritten enthalten. Letztere Art des Systems ist gewöhnlich zu bevorzugen, da sie etwas vielseitiger ist, obwohl festverdrahtete Systeme hinsichtlich der Geschwindigkeit Vorteile haben, aufgrund deren sie zu bevorzugen sind, wenn eine Vielseitigkeit nicht wichtig ist.

Für die Zwecke der Erfindung erhält der Eingangsdatenpuffer 318 die nachfolgenden Eingangsinformationen, die alle von der Zeitmeß- und Decodierschaltung der Fig. 18 geliefert werden: (1) die Amplitude A\ des voreilenden Bits 1 der Bakensignalimpulsgruppe; (2) die Amplitude A₂ des nacheilenden Bits 32 der Bakensignalimpulsgruppe; (3) das eine Überlappung anzeigende VETO-Signal; (4) die 32 Bits der Bakensignalimpulsgruppe, die von dem Flugzeug-ABT erzeugt worden sind; (5) die digitalisierte Zeit Tc des Auftretens des nächsten Takt- bzw. Uhrimpulses TPc, (6) den Differenzwert Δ TP\, der die Zeit repräsentiert, die zwischen dem Auftreten des Zeitgebungsimpulses TP\ (d.h. der Ankunft des voreilenden Bits 1 der Bakensignalimpulsgruppe) und dem nächsten Uhr- bzw. Taktimpuls TPc, der zur Zeit Tc auftritt, vergangen ist;

(7) den Differenzwert ATP₁, der die Zeit repräsentiert, welche zwischen dem Auftreten des Zeitgebungsimpulses TPi (d. h. der Ankunft des nacheilenden Bits 32 der Bakensignalimpulsgruppe) und dem nächsten Uhr- bzw. Taktimpuls 7Pc, der zur Zeit Tc auftritt, vergangen ist;

(8) den Differenzwert ΔΤΡο, der die Zeit repräsentiert, welche zwischen dem Auftreten des Zeitgebungsimpulses TPo (d. h. der Erzeugung eines Abfragesignals durch die Schaltung der F i g. 17) und den nächsten Uhr- bzw. Taktimpuls 7Pc, der zur Zeit Tc auftritt, vergangen ist; und (9) den Abfragesignal-Zeitgebungsimpuls TP₀. Alle diese Eingangssignale sind Mehrfach-Bit-Digitalwerte mit Ausnahme des VETO-Eingangssignals, das ein Ein-Bit-Eingangssignal ist, welches sich entweder auf einem hohen Logikniveau (zur Anzeige eines Rücksignalüberlappens) oder einem niedrigen Logikniveau (zur Anzeige eines NichtVorhandenseins von Überlappung) befindet, und mit Ausnahme des Abfragesignal-Zeitgebungsimpulses TP₀, der ein Ein-Bit-Eingangssignal ist, das sich während des Sendens des Abfragesignals auf einem hohen Logikniveau und zu allen anderen Zeiten auf einem niedrigen Logikniveau befindet.

Die vorerwähnten Größen werden in der Speichereinheit 322 an reservierten Stellen, die dem jeweiligen Flugzeug entsprechen, das durch die Identifizierungsbits in der Bakensignalimpulsgruppe identifiziert worden ist, gespeichert, bis drei aufeinanderfolgende Rücksignale (von den drei Satelliten 51,52 und S3), die das gleiche Flugzeug identifizieren, in der Bodenstation empfangen und ihre Informationen gespeichert worden sind. Nachdem das dritte Rücksignal empfangen worden ist, berechnet der Bodenstationsrechner die Position des identifizierten Flugzeugs in Angaben der geographischen Breite, der geographischen Länge und der Höhe, wozu er die gespeicherten Informationen verwendet, die von den drei zugehörigen Rücksignalen abgeleitet worden sind, und zwar zusammen mit gewissen gespeicherten Konstanten oder extern gelieferten Parametern, wie es beispielsweise die Positionen der verschiedenen Satelliten und der Bodenstation, die Ansprech- bzw. Antwortzeit des Flugzeug-ABT und die Umlaufzeit der Satelliten-Wiederholungseinrichtungen sind. Wenn das geschehen ist, benutzt der Bodenstationsrechner das Ergebnis der aktuellen Positionsberechnung, um den Kurs, die Geschwindigkeit und die Steigrate bzw. -geschwindigkeit (oder die Sinkrate bzw. -geschwindigkeit) des Flugzeugs zu berechnen, indem er die gespeicherten Ergebnisse von einer oder mehreren der neuesten vorherigen Positionsbereicherungen und die Zeit, die seit der Ausführung dieser Positionsberechnungen vergangen ist, benutzt. Darüber hinaus decodiert der Rechner jede Botschaft, die durch die Besatzung des Flugzeugs in den Bits 25 bis 29 (zur Angabe von einer bis zu 31 Standardbotschaften) oder im Bit 30 (zum Hinweis, daß eine Sprechverbindung gewünscht wird) in die Bakensignalimpulsgruppe eingegeben worden ist. Die berechneten Positions-, Kurs-, Geschwindigkeits- und Steigrateninformationen werden zusammen mit jeder decodieren Botschaft von dem Flugzeug in den Ausgangsdaten-Puffer 324 übertragen, der eine Schnittstelle für die Ausgangsdatenendstellen bildet, die sich im Luftverkehrskontrollzentrum befinden (und wahlweise für die Codierungsausrüstung, die zum Erzeugen der Navigationsimpulsgruppe

oder NPG zum Zwecke des Rücksendens der Navigationsinformation zu dem identifizierten Flugzeug verwendet wird). Die ATC-Datenendstellen können Drucker, KathodenstrahlröhreniCRTJsichtwiedergabedatenendstellen oder andere numerische oder graphisehe Sichtwiedergabeeinrichtungen umfassen, die zur Anzeige der relativen Positionen der verschiedenen Flugzeuge, weiche mittels des Systems geleitet werden, geeignet sind. Obwohl diese Datenendstellen als Ausgangseinrichtungen beschrieben worden sind, kön- ionen sie in der Praxis ebensogut mit einer gewissen Eingabefähigkeit versehen sein. So können z. B. die ATC-Datenendstellen mit Tastatureingängen zur Abwicklung von Sichtwiedergabe-Steuer- bzw. -Kontrollinstruktionen von ATC-Personal versehen-sein (z·. B; zur is Beschränkung der Sichtwiedergabe auf den Steigflug oder den Sinkflug der Flugzeuge, oder auf Flugzeuge unterhalb einer vorbestimmten Höhe, oder zur Verbretterung oder Verschmälerung des mit der Sichtwiedergabe abgedeckten geographischen Bereichs).

Die F i g. 2OA bis 2OD umfassen ein Ablaufdiagrammi das allgemein die Aufeinanderfolge der Operationen veranschaulicht, die von dem Bodenstationsrechner der Fig. 19 unter Verwendung der Informationen ausgeführt werden, die von der Zeitgebungs- bzw. ZeitmeÖ- und Decodierschaltung der Fig. 18 geliefert-werden.. Die Umformung der funktioneilen. Programmbeschreibung, die mittels des Ablaufdiagrämms der F fg. 2OA bis 2OD gegeben wird, in spezielle Programmierangssehritte ist eine Routinesache für einen Rechnerprögrammierer, und sie kann unter Verwendung der entsprechenden Maschinensprache oder irgendeiner Progrätnmspfache aus einer Anzahl von verfügbaren Prögrämrhsprachen höheren Niveaus durchgeführt werden.

Es sei zunächst auf Fig.2OA Bezug genommen, wonach das Programm im START-BIoCk 326 beginnt und das Auftreten des ersten Signals TPa abgewartet wird, welches gleichzeitig mit dem Senden des ersten Abfragesignals durch die Bodenstation auftritt Wenn ' das TPo-Signal erscheint, geht das Programm sofort zum Block 328 über, worin der Rechner den Differenzwert ATP₀ und die aktuelle Takt- bzw. Uhrimpulszeit Ta die von der lokalen Uhr 268 bzw. dem lokalen Taktgeber 268 in Fig. 18 abgeleitet worden ist, liest Das Programm geht als nächstes zum Block 330 über, worin die Abfragesignalsendezeit T₀ durch arithmetisches Kombinieren des Differenzwerts ZiTFo mit der digitalen Takt- bzw. Uhrimpulszeit Tc berechnet wird. Im Block 332 wird der berechnete Wert der Abfragesigrialsendezeit T₀ in einer von einer Anzahl von Registerspefcher- so stellen gespeichert, so daß er zur Benutzung in den nachfolgenden Flugzeugpositionsberechnungen verfügbar ist. Aus Gründen, die im weiteren Verlauf der Beschreibung klar werden, ist die Folge von Programmschritten, die in den Block 326 bis 332 der F i g. 2OA dargestellt sind, nur beim anfänglichen Start der Abfragesignale erforderlich.

Die Funktion der Registerspeicherung, die im Block 332 der Fig.2OA stattfindet, läßt sich leicht verstehen, wenn man die relative zeitliche Aufeinanderfolge der verschiedenen Abfrage- und Rücksignale während des tatsächlichen Betriebs des Systems bedenkt. Erinnert man sich daran, daß die Umlaufbahnhöhe der geosynchronen Satelliten Sl, S2 und S3 grob 35 406 km ist, dann kann man zeigen, daß eine Ankunft von Rücksignalen von Flugzeugen in vernünftigen Höhen (d.h. mehrere Größenordnungen geringer als 406 km) in der Bodenstation nicht zu erwarten ist,

bevor nicht ungefähr 0,47 Sekunden nach dem Senden des Abfragesignals von der Bodenstation aus vergangen sind. Dieser Wert, der dem S2-Rücksignal von einem Flugzeug A enspricht, das sich auf der gleichen geographischen Länge wie der Erdverbindungs-SatelHt S2 befindet wird durch Multiplizieren der Signalübefgangszeit zwischen der Bodenstation GS und dem Satelliten S2 mit vier (um die Ausbreitung des Abfragesignals über den Weg GS-S 2—A und die Ausbreitung des in Antwort hierauf abgegebenen Rüeksignals über den Weg Ä— S 2—GS zu berücksichtigen) erhalten. Aufgrund der Abstände zwischen den Satelliten, in denen sich Sl und S3 vom Bodenverbindungs-Satelliten S 2 befinden, kommen die Rücksignale von S1 und S3 mit einer zusätzlichen Verzögerung von Ojl-i Sekunden (unter der Annahme eines 45° Abstands zwischen den Satelliten); an der Bodenstation an, so daß sich eine Gesamtverzögerung von 0,58 Sekunden für die am frühesten ankommenden Signale von diesen Satelliten ergibt Aufgrund, der Geometrie des Satellitenmusters bzw. der Satellitenverteilung kann darüber hinaus gezeigt werden, daß die S2-Rüqksignale von allen Flugzeugen, die auf ein gegebenes Abfragesignal antworten, unabhängig von den Orten der Flugzeuge während eines bekannten 0,04-Sekunden-Intervalls ankommen, das auf den. Ablauf des 0,47-Sekunden-Intervalls folgt In· entsprechender Weise kommen die- S1-urid S3-Rüeksignäle von allen Flugzeugen, die auf dieses Abfragesignal antworten, innerhalb eines ff,04-Sekünden-lntervalls an, das auf den Ablauf des Ö;58-Sekunden-Intervalls. folgt Daher kann ein Gesamtverzögerungsintervall von 0^62 Sekunden (gemessen von der Äbfragesignalsendezeit aus) vergehen, bevor alle drei Rücksighale von- allen antwortenden Flugzeugen an der Bodenstation als Antworten auf irgendein gegebenes Abfragesignat empfangen sind. Während das 0;62-Sekunden-Intervall^: abläuft, können jedoch auch Gruppen von Rücksignalen, die in Antwort auf vorhergehende Abfragesignäle gesendet worden sind, an der Bödenstation ankommen;, diese Gruppen sind infolge der angenommenen 25 Hz-Wiederholungsfrequeriz des Abfragesignals, das von der Bodenstation erzeugt wird, alle 0,04 Sekunden erzeugt worden. Infolgedessen kann das System nicht einfach jede Gruppe- von Rücksignalen; dem neuesten gesendeten Äbfragesignal zuordnen, sondern es müssen statt dessen die Sendezeiten einer Anzahl der neuesten Abfragesignäle (das sind 16 im vorliegenden Beispiel) gespeichert werden,-und es muß jede neu artkommende Gruppe von Rücksignalen mit dem richtigen einen Wert der gespeicherten Werte verknüpft werden. Eine konventionelle Regi'sterspeicheranordnung ist ein geeignetes Mittel, um das zu erreichen.

Wenn Sun die Sendezeit des ersten Abfragesignals eriniitel Worden ist,, tritt der Rechner in eine Programmschleife (die am Block 334 beginnt) ein, worin die von den einzelnen Flugzeugtranspondem in Erwiderung auf das Abfragesignal erzeugten Rücksignale verarbeitet werden. Jedoch kann während des Ausführens dieser Programmschleife das Programm jederzeit durch das Erscheine", eines neuen TPo-Signals, welches anzeigt daß ein neues Abfragesignal von der Bodenstation gesendet worden ist, unterbrochen werden. Das hat zur Folge, daß der Rechner unbedingt zu einer Unterbreehungsroutine (Fig.20D) abzweigt, Worin die Registerspeicherung aktualisiert wird, so daß dadurch das Auftreten des neuen Abfragesignals in den Vorgang eingebracht wird. Die Unterbrechungsroutine

beginnt mit dem Block 366, worin der Differenzwert ATP₀ und die aktuelle Takt- bzw. Uhrimpulszeit Tc gelesen werden. Im Block 368 wird die Sendezeit T₀ des neuen Abfragesignals durch arithmetisches Kombinieren des Differenzwerts ATP₀ mit der aktuellen Takt- bzw. Uhrimpulszeit Tc berechnet. Der Block 370 der Abfrage- bzw. Unterbiechungsroutine bewirkt, daß der neu erhaltene To-Wert in der Registerspeicherung gespeichert wird, wobei er irgendeinen vorhergespeicherten Wert von 7o ersetzt, der früher als 0,64 Sekunden vor ihm liegt (d. h. jeder 7o-Wert, der mehr als sechszehn 0,04-Sekundenzyklen alt ist). An dieser Stelle ist die Unterbrechungsroutine beendet, und der Rechner geht wieder zur Ausführung des Hauptprogramms an der Stelle über, an der die Unterbrechung ursprünglich aufgetreten ist. Die vorstehende Folge von Operationen wird jedoch jedesmal wiederholt, wenn ein neues 7!Po-Signal auftritt. Während des normalen Dauerbetriebs enthalten daher die Registerspeicherstellen die Sendezeiten der 16 neuesten bzw. zeitlich zuletzt erzeugten Abfragesignale.

Es sei nun auf den Beginn der Hauptprogrammschleife in F i g. 2OA eingegangen, und zwar bewirkt zunächst der Block 334, daß der Bodenstationsrechner die Differenzwerte ATP\ und ATPi liest, die von der Zeitmeß- und Decodierschaltung der F i g. 18 in Ansprechung auf das Rücksignal erzeugt worden sind, das aktuell an der Bodenstation empfangen wurde. Der Rechner liest außerdem die aktuelle Takt- bzw. Uhrimpulszeit Tc und den Zustand des Ein-Bit-VETO-Eingangssignals, das am Ausgang der Koinzidenzermittlungsschaltung 310 in Fig. 18 erzeugt worden ist. Danach wird im Entscheidungsblock 336 bestimmt, ob am VETO-Eingang ein hohes Logikniveau erzeugt worden ist, was ein Überlappen zwischen zwei unterschiedlichen Rücksignalen bedeuten würde. Wie vorher erwähnt, macht ein solches Überlappen die übrigen Informationen, die an den Ausgängen der Zeitmeß- und Decodierschaltung der Fig. 18 zur Verfügung stehen, unbrauchbar. Demgemäß geht, wenn das Vorhandensein eines VETO-Signals festgestellt wird, das Programm in der Schleife zurück zum LESE-Block 334, damit mit der Verarbeitung der Zeitmeßinformationen begonnen werden kann, die in Ansprechung auf das nächste Rücksignal, das an der Bodenstation empfangen worden ist und von dem gleichen oder einem unterschiedlichen Flugzeug ausgegangen sein kann, erzeugt worden sind.

Es sei nun angenommen, daß im Entscheidungsblock 336 kein VETO-Signal festgestellt worden ist; dann geht der Rechner zum Block 338 weiter, worin die Differenzwerte ATP\ und ATP₂ (die den Ankunftszeiten des voreilenden bzw. nacheilenden Bits der Bakensignalimpulsgruppe entsprechen) gemittelt werden, so daß ein Hauptankunftszeit-DifferenzwertfürdieBakensignalimpulsgruppe als Ganzes erhalten wird. Der Rechner geht als nächstes zum Block 340 über, worin die absolute Ankunftszeit t,.(i—\, 2 oder 3, wie nachfolgend bestimmt) der vorderen Flanke der Bakensignalimpulsgruppe durch arithmetisches Kombinieren des mittleren Differenzwerts (A TP₁ +A TP₂)/2 mit der absoluten Uhrimpulszeit Tc, die im Block 334 gelesen worden ist, berechnet wird, und dann werden 62 ns subtrahiert (d. h. die Hälfte der nominellen 124-Nanosekunden-Dauer der Bakensignalimpulsgruppe zwischen den positiven Flanken des ersten und letzten Bits). Alternativ kann die Ankunftszeit i,· der vorderen Flanke unter Verwendung von 7Pi allein anstatt unter Verwendung des Mittelwerts (ATP\+ATP₂)/2 berechnet werden. Die letztere Technik ist jedoch etwas empfindlicher gegenüber einem Fehler aufgrund von Rauschen und anderen Instabilitäten in der empfangenen Bakensignalwellenform, da sie nur auf einer Zeitmessung (ΔΤΡή basiert anstatt auf zwei unterschiedlichen Zeitmessungen (d. h. ATP\ und ATP₂). Es ist daher zu bevorzugen, bei der Berechnung der Ankunftszeit vom Mittelwert (A 7Pi +A TP₂)/2 auszugehen, und zwar wenigstens dann, wenn die Taktgeber in den Flugzeug-ABTs genügend genau sind, so daß es möglich ist, die Ankunftszeit der vorderen Flanke der Bakensignalimpulsgruppe von diesem Wert aus genau zu extrapolieren, indem eine feste 62-Nanosekunden-Verschiebung subtrahiert wird, wie oben beschrieben.

Wenn diese Operation beendet ist, geht der Rechner zum Block 342 über, worin die digitalisierten Amplituden Ai und A₂ des voreilenden und nacheilenden Bits der Bakensignalimpulsgruppe gelesen werden. Gleichzeitig werden die 22 Flugzeug-Identifizierungsbits der Bakensignalimpulsgruppe (Bits 3 bis 24 in Fig.5, die nachstehend aus Gründen der Einfachheit als die ABT-Bits bezeichnet werden) gelesen. Abgesehen von der Identifizierung des speziellen Flugzeugs, das die Bakensignalgruppe, die aktuell verarbeitet wird, erzeugt hat, bezeichnen die ABT-Bits einen reservierten Datenblock innerhalb der Rechnerspeichereinheit 322 der Fig. 19, der dazu verwendet wird, die Positions-, Kurs- und Signalsende- sowie -ankunftszeitdaten für dieses spezielle Flugzeug zu speichern. Ein solcher Datenblock, der eine Anzahl von diskreten Speicherstellen enthält, ist für jedes das System nutzende Flugzeug reserviert. Unter den verschiedenen Speicherstellen, die in jedem Datenblock enthalten sind, sind drei Stellen zum Speichern der Ankunftszeiten fi, t₂ und t$ der drei Rücksignale von den Satelliten S1, 52 und 53, die sich für jedes von einem gegebenen Flugzeug gesendete Bakensignal ergeben, enthalten, sowie eine Stelle zum Speichern der Sendezeit f₀ des Abfragesignals, welches diese Rücksignale veranlaßt hat. Wie in Kürze ersichtlich werden wird, ermöglichen es diese reservierten Stellen, die Rücksignalankunftszeitdaten von dem Bodenstationsrechner für jedes unterschiedliche, das System benutzende Flugzeug unabhängig von der vermischten Weise, in der diese Signale an der Bodenstation ankommen, zu organisieren und zu speichern. Jedesmal, wenn ein vollständiger Satz dieser drei Rücksignalankunftszeiten für ein gegebenes Flugzeug berechnet und gespeichert worden ist, hat der Bodenstationsrechner alle Information, die zum Berechnen der augenblicklichen Position dieses Flugzeugs für Luftverkehrskontrollzwecke notwendig ist. Wie weiter unten erläutert ist, sind zusätzliche Speicherstellen in jedem Datenblock zum Speichern der Informationen reserviert, die zum Ausführen der Geschwindigkeits-, Steigraten- und Kursberechnungen erforderlich sind.

Es sei zur Erläuterung des Programms der F i g. 2OA zurückgekehrt und angenommen, daß das antwortende Flugzeug nun im Block 342 aufgrund der in seiner Bakensignalimpulsgruppe enthaltenen ABT-Bits identifiziert worden ist, dann adressiert der Bodenstationsrechner den reservierten Speicher-Datenblock, der durch die empfangenen ABT-Bits identifiziert worden ist. Im Entscheidungsblock 344 wird eine Prüfung durchgeführt, um zu bestimmen, ob die drei Speicherstellen für die Rücksignalankunftszeiten t\, t₂ und k in dem adressierten Datenblock alle leer sind. Wenn das der Fall ist, liegt eine der folgenden beiden möglichen

31 52 34Q

Situationen vor: (1) die Ankunftszeit & die gerade im Block 340 berechnet worden ist, entspricht im Ergebnis dem ersten Rücksignal in dem Satz der drei Rücksignale, die von einem antwortenden Flugzeug ausgegangen sind, oder (2) die Ankunftszeit tu die gerade im Block 340 berechnet worden ist, entspricht aktuell dem zweiten oder dritten Rücksignal in dem Satz ,.der drei Rücksignale, die von einem antwortenden Flugzeug ausgegangen sind, jedoch haben sich ein oder mehrere vorherige Rücksignale von diesem Flugzeug mit anderen Rücksignalen in der Bodenstation überlappt, so daß dadurch ein VETO-Signal ausgelöst und die Berechnung ihrer. Ankunftszeit i,- im ,Block 340 verhindert worden ist. An diesem Punkt jedoch versucht der Bodenstationsrechner nicht, zwischen diesen beiden Situationen zu unterscheiden, und er nimmt lediglich, richtig oder unrichtig, an, daß die berechnete Ankunftszeit ti im Ergebnis dem ersten Rücksignal Γη dem Satz der drei Rücksignale von dem identifizierten Flugzeug entspricht. Es sei daran erinnert, daß infolge der großen Entfernungen, in denen sich die äußeren Satelliten Si und 53 von dem Bodenverbindungs-Satelliten 52 befinden, das erste Rücksignal, das von einem gegebenen Flugzeug an der Bodenstation empfangen wird, stets das 52-Rücksignal ist, d.h. "dasjenige Rücksignal, das von dem Flugzeug direkt,über den Satelliten 5 2 zur Bodenstation übermittelt worden ist. Demgemäß geht der Rechner zum Block 346 über, um die Ankunftszeit i,- als h (die tiefgestellte Ziffer 2 dient zur Bezeichnung des Satelliten 52) zu markieren, indem er diese Ankunftszeit an der speziellen Speicherstelle speichert, die für ti in dem gesamten Datenblock reserviert ist, der durch die empfangenen. ABT-Bits identifiziert worden ist. Wenn das geschehen ist, geht der Rechner zum Block 348 über, worin die entsprechende Abfragesignal-Sendezeit ίο aus den verschiedenen ίο-Werten erhalten wird, die derzeit in der Registerspeicherung gespeichert sind. Das geschieht durch Auswahl desjenigen speziellen gespeicherten ίο-Werts, der in ein 0,04-Sekunden-Fenster fällt, das 0^47 Sekunden früher als die Ankunftszeit t-, beginnt, die gerade als h im Block 346 markiert worden ist. Sobald der richtige Wert von ίο erhalten worden ist, wird er an der speziellen SpeichersteUe gespeichert, die in dem welches ein Produkt des gleichen Abfragesignals ist, das das bereits im reservierten Datenblock gespeicherte Rücksignäl (oder Signale) erzeugt hat. Wenn diese Überprüfung ein negatives Ergebnis hat, was als Folge des Verlüsts von einem oder mehreren dazwischenliegenden Rücksignalen von dem . gleichen Flugzeug aufgrund eines Überlappens geschehen kann, fährt der Rechner in der Annahme fort, daß die neu berechnete Ankunftszeit i; ein 5 2-Rücksignäl bedeutet, welches

ίο dem ersten Rücksignal in einem neuen Satz von, drei Rücksignaleh entspricht. Infolgedessen werden im Block 355 des Programms alle vorher gespeicherten io- und tf Werte im reservierten Datenblock gelöscht, und im Block 356 wird die neue Ankunftszeit i/ als h markiert, indem sie an der Stelle gespeichert wird, die für ti im Datenblock reserviert ist. Im Block 357 des Programms wird ein neuer Wert von ίο aus der Registerspeicherung basierend auf der neu erhaltenen Ankunftszeit f,-"gewählt, wozu das gleiche Verfahren benutzt Wird, wie es im Block 348 angewandt wurde. Nach dem Speichern des neuen ίο-Werts an der für fo in dem durch die empfangenen ABT-Bits identifizierten T>ätehblock reservierten Stelle kehrt der Rechner zum LESE-Block 334 zurück, um mit der Verarbeitung der Zeitgebüngs- bzw. Zeitmeßinformation zu beginnen, die in Ansprechung auf das nächste an der Bodenstation empfangene Rücksignal, das von dem gleichen Flugzeug oder von einem unterschiedlichen Flugzeug ausgegangen sein kann, erzeugt worden ist.

Unter erneuter kurzer Bezugnahme auf den Block 356 sei darauf hingewiesen, daß es absolut möglich ist, daß die Markierung der neuen Ankunftszeit f,als ti (d. h. .als zum ersten Rücksignal in einem neuen Satz gehörig) als solche fehlerhaft war, und zwar z. B. infolge eines weiteren Überlappens der Rücksignale in der Bodenstation. Jedoch würde eine solche Situation in genau der gleichen Weise, wie vorstehend beschrieben, während der folgenden Schritte durch das Programm festgestellt und automatisch berücksichtigt werden.

Es s'ei nun angenommen, daß die Bestimmungsweise im Block 350 zu einem positiven Ergebnis geführt hat, dann folgt daraus,'daß die Ankunftszeit tu die gerade im Block 340 berechnet worden ist, entweder ii (d.h."die Ankunftszeit des Rücksignals vom Satelliten S1) oder

25

30

40

gesamten Datenblock, welcher durch die empfangenen 45 (d.h. die Ankunftszeit des Rücksignals vom Satelliten.

ABT-Bits identifiziert worden ist, für i₀ reserviert wurde. Der Rechner kehrt nun zum LESE-Block 334 zurück, um mit der Verarbeitung der Zeitgebüngs- bzw. Zeitmeßinformation zu beginnen, die in Ansprechung auf das nächste in der. Bodenstation empfangene Rücksignal erzeugt worden ist, das von denugleichen Flugzeug öder von einem unterschiedlichen Flugzeug ausgegangen sein kann.

Es sei nun angenommen, daß die im Entscheidungsblock 344 getroffene Feststellung zu einem negativen Ergebnis geführt hat, was bedeutet, daß eine oder mehrere der Ankunftszeitstellen in dem reservierten Datenblock während vorhergehender Durchgärige durch die Programmschleife ausgefüllt worden sind; dann geht der Rechner zu einem Entscheidungsblock 350 (Fig.20B) über. Hier wird eine Überprüfung ausgeführt, um zu bestimmen, ob die Ankunftszeit tu die gerade im Block 340 berechnet worden ist, innerhalb eines 0,04-Sekunden-Zeitfensters liegt, das 0,58 Sekunden nach der Abfragesignalsendezeit ίο, die vorher im reservierten Datenblock gespeichert worden ist, beginnt. Das ist äquivalent der Bestimmung, ob das aktuell empfangene Rücksignal ein 51- oder 53-Rücksignal ist,

53) ist. Ob es sich um t\ oder is handelt, wird im Entscheidungsblöck 351 des Programms (Fig.20B) dadurch bestimmt, daß die digitalisierten Amplituden Ai und Ai des vereilenden bzw. nacheilenden Bits der Bakensignälimpülsgrüppe verglichen werden. Wie weiter oben in Verbindung mit der Satellitenelektronik beschrieben wurde, bedeutet ein Unterschied in den Impursärndrituden dieser beidein Bits um mehr als eine vorgeschriebene Toleranz eine »Markierung«, die anzeigt, daß das Rücksignal ein mittels des Satelliten 53 (im Gegensatz zum Satelliten 51) zur Bodenstation übermitteltes Rucksignal ist. Demgemäß schreitet der Rechner, wenn eine Amplitudendifferenz festgestellt worden ist, im Block 353 in der Weise fort, daß er die Ankunftszeit i/als £ markiert, indem er diese Ankunftszeit an dem speziellen Speichern··! speichert, der für f₃ in dem gesamten Datenblock reserviert worden ist, welcher durch die empfangenen ABT-Bits identifiziert wurde. Wenn keine wesentliche Amplitudendifferenz ermittelt wird, geht der Rechner statt dessen dazu über, im Block 352 die Ankunftszeit i,· als ii zu markieren, indem er diese Ankunftszeit an der für ii in dem identifizierten Datenblock reservierten SpeichersteUe

speichert. In jedem Falle geht der Rechner dann zum Entscheidungsblock 354 über, wo eine Überprüfung durchgeführt wird, um zu. bestimmen, ob alle Speicherstellen, die in dem identifizierten Datenblock für die Ankunftszeiten fi, t₂ und h reserviert sind, ausgefüllt worden sind Wenn eine oder mehrere dieser Stellen leer ist, hat diese Überprüfung ein negatives Ergebnis, und der Rechner kehrt zum LESE-Block 334 (F i g. 20A) zurück, um die Zeitgebungs- bzw. Zeitmeßinformationen, die vom nächsten Rücksignal abgeleitet worden sind, das seinerseits von dem gleichen Flugzeug oder einem anderen Flugzeug ausgegangen sein kann, zu verarbeiten.

Wenn andererseits die im Entscheidungsblock 354 ausgeführte Überprüfung ein positives Ergebnis hat, was bedeutet, daß alle Speicherstellen für die Ankunftszeiten fi, i₂ und f₃ voll sind, ist nun ein gültiger Satz von Rücksignalankunftszeiten für Zwecke der Flugzeugpositionsberechnung verfügbar. Der Rechner geht daher zum Block 358 (Fig.20C) über, wo die Differenzen (h—ta), (U — to) und (h—1₀) gebildet werden. Der Rechner geht dann zum Block 359 über, wo diese Differenzen in die oben angegebenen Positionsberechnungsgleichungen eingefügt werden, um die möglichen Positionen des identifizierten Flugzeugs in der Form von sphärischen Koordinaten (r, Θ, Φ) zu berechnen. Wie früher angegeben, ist es eine Folge des angewandten Äquatorialsatellitenmusters, daß man zwei verschiedene Lösungen der Positionsgleichungen für jeden gültigen Satz von Zeitdifferenzen (t₂—to), (t\~to) und (ti—to) erhält. Eine Lösung ist die wahre Position des Flugzeugs, während die andere eine doppeldeutige Lösung ist, die der Spiegelbildposition des Flugzeugs bezüglich der Erdäquatorialebene entspricht. Im Block 360 wird die doppeldeutige Lösung zurückgewiesen, um den wahren Ort des Flugzeugs allein übrigzubehalten. Das läßt sich mit der Software des Systems leicht erreichen, indem von der Tatsache ausgegangen wird, daß die meisten Fluglinien in der gleichen Hemisphäre beginnen und enden. In den meisten Fällen ist es daher lediglich notwendig, dem Bodenstationsrechner den Startort des Flugzeugs einzugeben, der aus der Identität des Flughafens, von dem das Flugzeug abgeflogen oder zuletzt gelandet ist, hergeleitet werden kann. Es ist jedoch auch möglich, die Software des Systems in einer solchen Weise zu gestalten, daß Äquatorialdurchkreuzungen von dem überwachten Flugzeug detektiert und voll berücksichtigt werden. So kann der Bodenstationsrechner, wenn sich die geographische Breite eines' speziellen Flugzeugs Null nähert, derart programmiert sein, daß er das Vorzeichen und die ungefähre Größe der zeitlichen Ableitung dö/di, basierend auf einer oder mehreren vorher gespeicherten Positionsberechnungen für dieses Flugzeug und die Zeit, die seit ihrer Ausführung ' vergangen ist, berechnet. Wenn die geographische Breite des Flugzeugs nachfolgend Null erreicht, dann hat das zur Folge, daß diese Berechnung dazu verwendet werden kann zu bestimmen, ob das Flugzeug tatsächlich von der nördlichen Hemisphäre zur südlichen Hemisphäre, oder umgekehrt, den Äquator kreuzt. In der doppeldeutigen Situation, mit der die zeitliche Ableitung d©/df selbst gleich Null ist, wenn das Flugzeug die geographische Breite Null erreicht, wie das der Fall ist, wenn das Flugzeug längs des Äquators flieg, können die Spiegelbildet des Flugzeugs in beiden Hemisphären zum Vermeiden eines Zusammenstoßes überwacht werden, nachdem das Flugzeug den Äquator verlassen hat. Das richtige Bild kann dann ausgewählt werden, wenn das Flugzeug einen bekannten Bezugspunkt erreicht, wie beispielsweise den Flughafen, wo es landen soll.

Nachdem er nun den wahren Flugzeugort ermittelt hat, geht der Rechner zum Block 361 des Programms über, worin die in sphärischen Koordinaten (r, Θ, Φ) vorliegende Flugzeugposition in die geographische Breite, die geographische Länge und die Höhe des Flugzeugs umgewandelt wird. Diese Information wird dann mittels Kathodenstrahlröhren-Sichtwiedergabeeinrichtungen oder mittels anderer Ausgangseinrichtungen an das Personal der Luftverkehrskontrolle gegeben und kann auf einer geeigneten NPG-Codierungsausrüstung zum Zurückübermitteln der berechneten Positionsdaten zu dem speziellen Flugzeug, dem diese Daten zugeordnet sind, zugeführt werden. Der Rechner geht als nächstes zum Block 362 über, worin die eben berechneten Positionsdaten mit vorher für das gleiche Flugzeug berechneten Positionsdaten verglichen und an einer Anzahl von reservierten Stellen in dem identifizierten Datenspeicherblock gespeichert werden. Im Block 363 werden die Ergebnisse dieses Vergleichs dazu benutzt, die Geschwindigkeit, Steig- oder Sinkrate bzw. -geschwindigkeit und den wahren Kurs des Flugzeugs, basierend auf der zwischen aufeinanderfolgenden Positionsberechnungen vergangenen Zeit, zu ermitteln. Diese Informationen werden ebenfalls mittels Kathodenstrahlröhren-Sichtwiedergabe oder mittels anderer Ausgangseinrichtungen dem Personal der Luftverkehrskontrolle zugeführt, und sie können ebenfalls einer geeigneten NPG-Codierungsausrüstung zum Zurückübermitteln der berechneten Daten zu dem Flugzeug, dem sie zugeordnet sind, zugeführt werden. Im Block 364 werden die aktuell berechneten Werte der geographischen Breite, geographischen Länge und Höhe zusammen mit dem ίο-Wert, auf dessen Basis die Rechnung ausgeführt worden ist, an den Stellen im identifizierten Datenspeicherblock gespeichert, die für frühere Positionsdaten reserviert sind, wodurch die früheren Werte der geographischen Breite, der geographischen Länge und der Höhe sowie die früheren fo-Werte, die hier gespeichert wurden, ersetzt werden. Der Rechner geht dann zum Block 365 über, worin die Rücksignalankunftszeiten fi, t₂ und f₃ an ihren jeweiligen Speicherstellen gelöscht werden, damit das System zum Empfang und zum Verarbeiten des nächsten Satzes von Rücksignalen von dem gleichen Flugzeug vorbereitet wird (die fo-Stelle im Datenblock wird auch zu diesem Zeitpunkt gelöscht, obwohl ihr Inhalt im Block 364 zum Zwecke des Bestimmens der Zeit zwischen aufeinanderfolgenden Positionsberechnungen bereits aufbewahrt worden ist). Wenn das vollendet worden ist, kehrt der Rechner zum LESE-Block 334 (F i g. 20A) zurück, um mit der Verarbeitung der Zeitgebungs- bzw. -meßinformationen zu beginnen, die von dem nächsten an der Bodenstation empfangenen Rücksignal abgeleitet worden ist und sich auf das gleiche Flugzeug oder ein völlig anderes Flugzeug beziehen können.

Wie weiter oben angedeutet, kann es für ein Flugzeug im Länder kreuzenden Flug wünschenswert sein, daß die Besatzung wahlweise direkten Zugriff zu der genauen Positions-, Geschwindigkeits-, Kurs- und Steigrateninformation, die in der Bodenstation berechnet worden ist, zur Verwendung mittels des ATC hat. In solchen Flugzeugen kann diese Information die Navigationsinformation ergänzen oder ersetzen, die normalerweise durch Cockpitinstrumente und vom Flugzeug mitgeführte spezialisierte Funkausrüstung

erlangt wird. Die Fig.21 zeigt eine beispielsweise Anordnung zum Codieren einer Navigationsimpulsgruppe (NPG) mit dieser Information zum Zwecke des Zurücksendens zu dem speziellen Flugzeug, zu dem diese Information gehört Eine typische-Bestandsliste von NPG-Impulsen ist die folgende:

Tabelle 3 ;

Bestandsliste von Impulsen in einem NPG-Signal

Anzahl
von Bits

Zweck

22 Adressencode des Flugzeugs (ÄBT-Bits) 6 Zeit (bis 0,02 Sekunden), die seit dem

ABT-Signal vergangen ist, auf dessen Basis die Positionsberechnung erfolgt, ist

11 Geschwindigkeit über dem Boden (Bodengeschwindigkeit) bis 2000 Knoten, in Einheiten von 1 Knoten

, 10 Kurs bis 0,5°

12 Steig/Sinkrate bis 6096 m/min, in Einheiten von 3,048 m/min

51 Geographische Breite und geographische

Länge in Grad/Minuten/Sekunden

17 Höhe (von mittlerem Meeresspiegelniveau)

bis 30480 m in Einheiten von 0,3048 m

6 Bits für Botschaften

2 ABT-Raten- bzw. -Frequenzsteuerbits

30 Autopilotsteuerbits

169 Insgesamt

Diese Bits werden mittels des Bodenstationsrechners in entsprechende Mehrfach-Bit-Blocks eines Schieberegisters 374 eingegeben. Im einzelnen sind 'die ABT-Bits, die in den Block 376 des Schieberegisters eingegeben werden, die gleichen wie die 22 Flugzeμgidentifizierungsbits, die in der Bakensignalimpulsgruppe der F i g. 5 enthalten sind. Die Angabe über die vergangene Zeit, die in den Block 378 des Schieberegisters Weise ausgerüsteten Flugzeugs eingegeben. Unter diesen Bits sind Bits zum Steuern der Wenderate bzw. -geschwindigkeit, des Nickwinkels und des Gierwinkels des Flugzeugs wie auch zusätzliche Bits zum Ausführen verschiedener einzelner Aktionskommandos (z.B. Drosseleinstellung, Klappen ausfahren, Ausfahren des Landefahrwerks und Bodenrollsteuerung).

Wenn die Schieberegisterblocks 376 bis 388 alle geladen sind, erzeugt der Bodenstationsrechner eine Aufeinanderfolge von Taktimpulsen auf der Leitung 390, die dazu dienen, die gespeicherten Bits in serieller Weise auf die Leitung 392 durchzulassen bzw. überzuführen. Die erhaltene Impulsfolge wird einem ' Impulsverstärker 394, einem Modulator 396 und einem Hochfrequenzoszillator 398 zugeführt, damit sie als die NPG-Signal mittels einer geeigneten Antenne 400 mit schmaler Strahlungskeule zum Bodenverbindungs-Satelliten 52 gesendet werden kann. Dieses Senden erfolgt mit einer Trägerfrequenz /₃, die sich von der Abfragesignalfrequenz /i und der ABT-Frequenz f₂ unterscheidet. Die Antenne 400 mit schmaler Strahlungskeule kann die Antenne 224 der F i g. 17 sein, wenn eine geeignete Verteilerschaltung verwendet wird. Vom Satelliten 52 wird das NPG-Signal zu allen Flugzeugen innerhalb des Bereichs des Systems mittels einer geeigneten Antenne mit breiter Strahlungskeule übermittelt, wie weiter oben beschrieben.

Flugzeug-N PG-Empfangsschaltung

Die Fig.22 veranschaulicht eine beispielsweise Anordnung zum Empfangen und Verarbeiten von NPG-Signalen an Bord des einzelnen Flugzeugs. Die NPG-Signale werden mittels einer geeigneten Antenne 402 mit breiter Strahlungskeule vom Bodenverbindungs-Satelliten 52 empfangen und zunächst auf einen Verstärker 404 und einen Detektor 406 gegeben, so daß man die ImpulsumhüHende auf der Leitung 407 erhält. Die auf der Leitung'407 erscheinende Impulsfolge wird auf den Eingang eines Reihen-zu-parallel-Umsetzers 408 gegeben, der mit parallelen Mehrfach-Bit-Ausgängen 410 bis 422 versehen ist, die den jeweiligen Blöcken 376 bis 388 in dem Schieberegister 374 der Fig.21 entsprechen. Alle Ausgänge des Reihen-zu-parallel-Umsetzers 408'mit Ausnahme des Ausgangs 410 für die

eingegeben wird, wird auf der Basis der Sendezeit foties 45 22 Flugzeugidentifizierungs-ABT-Bits sind zu entspre-

Abfragesignals berechnet, das die in Frage stehende Positionsberechnung eingeleitet hat. In den Block 380 für die Geschwindigkeit, den Kurs und die Steigrate sowie in dem Block 382 für diegeographisehe-Breite, die geographische Länge und die Höhe werden die Informationen eingegeben, die aus den Berechnungen abgeleitet sind, welche von dem Bodenstationsrechner gemäß dem Ablauf diagramm der Fig. 2OA bis 2OC ausgeführt worden sind. Zur Eingabe in den Block 384 ist eine Gesamtheit von sechs Bits für Botschaften vorgesehen: ein Bit wird dazu verwendet, anzuzeigen, daß das Luftverkehrskontrollzentrum Sprechverbindung mit dem Piloten wünscht, und die übrigen fünf Bits werden dazu verwendet, eine von 32 Standardbotschaften für den Piloten zu übermitteln (z.B. Terrainwarnung; Abfall in unsichere Höhe; Zusammenstoßgefahr durch ein Flugzeug von links/rechts, oben/unten oder entgegenkommend/überholend). Eines von zwei Bits kann in den Block 386 des Schieberegisters eingegeben werden, um die ABT-Signalwiederholungsfrequenz des adressierten Flugzeugs zu verändern. Schließlich wird eine Gesamtheit von 30 Bits in den Block 388 zur Steuerung der Autopilotfunktionen eines in geeigneter chenden Leitwegauswahltoren 430 bis 440 in der Leitwegauswahltoreinheit 428 geführt. Die einzelnen Leitwegauswahltore "430 bis 440 in der Einheit 428 werden gleichzeitig mittels Signalen gesteuert, die auf der Steuereingangsleitung 426 erscheinen. Die Leitung 426 ist mit dem Ausgang eines Adressenkomparators '424 verbunden, der die Äquivalenz zwischen den ABT^Bits, welche im Relhen-zu-parallel-Umsetzerausgarig $ίθ erscheinen, und dem intern gespeicherten 22-Bit-Identifizierungscode für das spezielle, in Frage stehende Flugzeug prüft. Wenn der Adressenkomparator 424 eine solche Adressenäquivalenz feststellt, dann wird dadurch bewirkt, daß er ein Ausgangssignal auf der Leitung 426 erzeugt, welches seinerseits bewirkt, daß die digitale Information auf den Ausgangsleitungen 412 bis 422 des Reihen-zu-parallel-Uinsetzers 408 auf den entsprechenden Ausgangsleitung 442 bis 452 der Leitwegauswahltore 430 bis 440 erscheint. Auf diese Weise wird erreicht, daß die einzige Navigationsinformation, die zu den Leitwegauswahltorausgängen 442 bis hindurchgeht, nur eine solche Information ist, die von NPG-Signalen abgeleitet wurde, welche das spezielle Flugzeug identifizieren, während die NPG-Si-

gnale, die für andere Flugzeuge bestimmt sind, aufgrund der Nichtäquivalenz zwischen ihren ABT-Bits und dem 22-Bit-Code, der in den Adressenkomparator 242 vorher einprogrammiert worden ist, zurückgewiesen worden sind. '

Es sei nun angenommen, daß ein NPG-Signal empfangen worden isl, welches das spezielle, in Frage stehende Flugzeug identifiziert, und daß die geographische Breite, die geographische Länge und die Höhe des Flugzeugs auf der Leitung 446 erscheinen, während dessen Geschwindigkeit, Kurs und Steigrate (oder Sinkrate) auf der Leitung 444 erscheinen. Diese Information ist vorher von der Bodenstation, basierend auf dem letzten vom Flugzeug erzeugten Bakensignal berechnet worden, und daher kann sie einer gewissen Ungenauigkeit unterworfen sein, was von der Zeitdauer abhängt, die vergangen ist, seit dieses Bakensignal gesendet wurde. Um es zu ermöglichen, daß im Flugzeug jede derartige Ungenauigkeit korrigiert, wird, berechnet die Bodenstation dieses Zeitintervall auf der Basis der Sendezeit fo des letzten Abfragesignals und der berechneten Flugzeugposition und sendet diese Information dem Flugzeug als Teil des NPG-Signals, Das berechnete Zeitintervall erscheint auf der Ausgangsleitung 442 des Leitwegauswahltors 430 und wird zusammen mit der Information auf den Leitungen 444. und 446 einer Positionsaktualisierungseinheit 454 eingegeben. Diese Einheit, die mittels eines Mikroprozessors oder einer anderen geeigneten programmierten Datenverarbeitungsausrüstung verwirklicht werden kann, berechnet die gegenwärtige geographische Breite, die geographische Länge und die Höhe des Flugzeugs auf der Basis von dessen geographischer Breite,⁰ geographischer Länge und Höhe zu dem Zeitpunkt, zu dem das Bakensignal gesendet worden ist, seiner Geschwindigkeit, seinem Kurs und seiner Steigrate (oder Sinkrate), wie sie in der Bodenstation berechnet worden sind, und der Größe der vergangenen Zeit, die auf der Leitung 442 erscheint. Das ist eine Routineberechnung und braucht nicht in Einzelheiten beschrieben zu werden. Die aktualisierte geographische Breite, geographische Länge und Höhe des Flugzeugs werden zusammen mit der Geschwindigkeit, dem Kurs und der Steig- oder Sinkrate des Flugzeugs, wie sie in der Bodenstation berechnet worden sind, in Sichtwiedergaberegistern 456 untergebracht, die eine Ausgangspufferung für die Cockpit-Sichtwiedergabeeinrichtungen 458 bilden. Die Cockpit-Sichtwiedergabeeinrichtungen können eine Anzahl von Sichtwiedergabeeinrichtungen vom segmentierten Typ bzw. in Abschnitte unterteilten Typ umfassen, wie beispielsweise Sichtwiedergabeeinrichtungen mit lichtemittierenden Dioden oder Flüssigkristallen, oder eine einzige Sichtwiedergabeeinrichtung vom Kathodenstrahlenröhren-Typ, auf der die geographische Breite, die geographische Länge, die Hohe, die Geschwindigkeit, der Kurs und die Steig- oder Sinkrate des Flugzeugs in irgendeinem geeigneten Format bzw. in irgendeiner geeigneten Form dargestellt werden.

Wie weiter oben angedeutet, weist das NPG-Signal auch sechs Bits für Botschaften auf, von denen eines dazu verwendet wird, anzuzeigen, daß das Luftverkehrszentrum eine Sprechverbindung mit dem Piloten wünscht, während die übrigen fünf Bits dazu verwendet werden, der Besatzung eine von 32 unterschiedlichen Standardbotschaften zu senden (z. B. Terraingefahr, Absinken in unsichere Höhe, usw.). In Ansprechung auf einen positiven Vergleich mittels des Adressenkomparators 424 erscheinen diese Bits am Ausgang 448 des Leitwegauswahltors 436 und werden auf einen Decodierer 460 gegeben. Der Decodierer 460 bestimmt, welche Botschaft vorliegt und ob das Bit für die Sprechverbindung vorhanden ist, und gibt die geeignete Sichtwiedergabe-Kontrollinformation an die Sichtwiedergabeeinrichtungsregister 462. Die Register 462 bilden eine Ausgangspufferung für die Cockpit-Botschaftssichtwiedergabeeinheit 468, die einen gesonderten Satz von Sichtwiedergabeeinrichtungen vom segmentierten bzw. aus Abschnitten bestehenden Typ oder eine einzige Kathodenstrahlröhren-Sichtwiedergabeeinheit aufweist, wie weiter oben bereits erwähnt.

Der Ausgang 420 des Reihen-zu-parallel-Umsetzers 408 liefert gesondert die beiden reservierten NPG-Bits, die in einem geeignet ausgerüsteten Flugzeug zum Ändern des Sperrintervalls des Flugzeug-ABTs verwendet werden (oder umgekehrt seiner Antwortfrequenz auf von der Bodenstation gesendete Abfragesignale). Unter kurzer Bezugnahme auf die modifizierte Sperrschaltung der Fig. 14 sei daran erinnert, daß das von dieser Schaltung erzeugte Sperrintervall, je nach dem jeweiligen Fall, vergrößert oder verkleinert werden kann, indem ein oder mehrere Impulse an den »VERSCHIEBE NACH LINKS«-Eingang 150 oder an den »VERSCHIEBE NACH RECHTS«-Eingang 152 gegeben werden. Diese Impulse werden von den beiden ABT-Frequenzbits, die am Ausgang 420 des Reihen-zuparallel-Umsetzers in Fig.22 erscheinen, abgeleitet. Wenn mittels des Adressenkomparators 242 Adressenäquivalenz festgestellt wird, werden diese Bits durch das Leitwegauswahltor 438 zu dessen Ausgang 450 durchgelassen, und von hier gelangen sie zum Eingang eines Decodierers 470. Da zwei ABT-Frequenzbits vorgesehen sind, sind vier diskrete Ausgangssignale vom Decodierer 470 möglich. So kann z. B. ein (Ol)-Bit-Code dazu benutzt werden, ein »VERSCHIEBE NACH LINKS«-Ausgangssignal von dem Decodierer erzeugen zu lassen, und ein (10)-Bit-Code kann dazu verwendet werden, ein »VERSCHIEBE NACH RECHTS«-Ausgangssignal zu erzeugen. Die Bitfolge (11) kann dazu verwendet werden, anzuzeigen, daß keine Änderung erfolgen soll (d. h. daß die vorliegende ABT-Frequenz aufrechterhalten werden soll). Wahlweise kann die verbleibende Bitfolge (00) dazu benutzt werden, zu bewirken, daß der ABT nach einer vorangestellten Zeitdauer zu seiner minimalen Antwortfrequenz (d.h. zum maximalen Sperrintervall) zurückkehrt und seine gegenwärtige Frequenz in der Zwischenzeit aufrechterhält. Aus einer Betrachtung der Fig. 14 und 22 ist ersichtlich, daß eine gegebene Änderung der ABT-Frequenz mehrere aufeinanderfolgende NPG-Signale erfordern kann, da jedes NPG-Signal nur eine »VERSCHIEBE NACH LINKS«- oder »VERSCHIEBE NACH RECHTS«-Operation im Schieberegister 112 der Fig. 14 befehlen kann. So erfordert z. B. eine Erhöhung der ABT-Frequenz um den Faktor 8 (oder 2³), daß drei aufeinanderfolgende »VERSCHIEBE NACH LINKS«-Impulse auf die Eingangsleitung 150 in F i g. 14 gegeben werden, was es wiederum erfordert, daß drei aufeinanderfolgende NPG-Signal empfangen und durch die vom Flugzeug mitgeführte NPG-Schaltung der Fig.22 decodiert werden.

Die letzte interessierende Gruppe von NPG-Bits in Fig.22 sind die Autopilotsteuerbits, die am Ausgang 422 des Reihen-zu-parallel-Umsetzers 408 erscheinen. In Ansprechung auf eine Feststellung der Adressenäquivalenz durch den Adressenkomparator 424 werden

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diese Bits zum Ausgang 452 (in strichpunktierten Linien dargestellt) des Leitwegauswahltors 440 durchgelassen, damit sie von einem geeignet ausgerüsteten Flugzeug entsprechend verwendet werden können, wie weiter unten in Verbindung mit F i g. 24 beschrieben ist.

Die Fig.23 veranschaulicht eine Abwandlung der vom Flugzeug mitgeführten NPG-Empfangsschaltung der F i g. 22, welche die Piloten von damit ausgerüsteten Flugzeugen mit Information über andere Flugzeuge in ihrer Nähe versorgen kann. Es kann sein, daß die Piloten solcher Flugzeuge nicht nur ihre eigenen Positionen und Kurse zu wissen wünschen, sondern auch die Relativpositionen und -kurse aller anderen Flugzeuge innerhalb eines gegebenen Radius oder innerhalb eines gegebenen Radius und eines gewissen Höhenintervalls. Demgemäß ist die Positionsaktualisierungseinheit 454 so angeordnet bzw. ausgebildet, daß sie die Information über die geographische Breite, die geographische Länge ■ und die Höhe, die in jedem von dem Reihen-zu-parallel-Umsetzer 408 erhaltenen NPG-Signal enthalten ist, aktualisiert, anstatt die entsprechende Information von' nur denjenigen NPG-Signalen, die ABT-Bits haben, welche dem Identifizierungscode des in Frage stehenden speziellen Flugzeugs entsprechen. Die aktualisierte geographische Breite, geographische Länge und Höhe jedes solchen Flugzeugs und die Geschwindigkeit, der Kurs sowie die Steigrate (oder Sinkrate) des Flugzeugs, wie sie an der Bodenstation berechnet worden sind, werden jeweils auf die Leitwegauswahltore 434 und 432 der Leitwegauswahltoreinheit 438 gegeben. Im Gegensatz zu den entsprechenden Leitwegauswahltoren der Fig.22 sind jedoch die Leitwegauswahltore 434 und 432 der Fig.23 je mit zwei alternativen Ausgängen versehen. In Ansprechung auf die Ermittlung einer Adressenäquivälenz durch den Adressenkomparator 424 werden die Ausgänge 444 und 446 freigegeben, und die Ausgänge 443 und 445 werden gesperrt (die Ausgänge 448 und 452 der übrigen Leitwegauswahltore 436 bis 440 werden auch freigegeben, wie weiter oben beschrieben). Dadurch wird bewirkt, daß die von der Positionsaktualisierungseinheit 454 erhaltenen Navigationsinformation den Sichtwiedergaberegistern 456 und dadurch den Cockpit-Sichtwiedergabeeinrichtungen 458 zugeführt wird, wie oben in Verbindung mit F i g. 22 beschrieben ist. Bei Nichtvorliegen eines positiven Adressenvergleichs im Adressenkomparator 424 jedoch werden die Leitwegauswahltorausgänge 444 und 446 gesperrt (wie das auch bei den übrigen Leitwegauswahltorausgängen 436 bis 440 der Fäll ist), und die alternativen Ausgänge 443 und 445 werden statt dessen freigegeben. Das hat zur Folge, daß die von der Positionsaktualisierungseinheit 454 gelieferte Navigationsinformation statt dessen der Positionsvergleichseinheit 472 zugeführt wird, wo die Position des Flugzeugs, zu dem das empfangene NPG-Signal gehört, mit der Position (die noch in den Sichtwiedergaberegistern 456 festgehalten ist) des Flugzeugs, das sie empfangen hat; verglichen wird. Wenn festgestellt wird, daß das Flugzeug, auf welches sich das NPG-Signal bezieht, innerhalb eines vorbestimmten Radius oder einer vorbestimmten Höhe vom empfangenden Flugzeug aus ist, dann wird die Position des ersteren Flugzeugs in Sichtwiedergabe auf einem Situationsüberwachungsgerät 474 wiedergegeben, das im Cockpit des empfangenden Flugzeugs vorgesehen ist; anderenfalls wird sie gelöscht. Das Situtationsüberwachungsgerät 474 kann z.B. einen kreisförmigen Kathodenstrahlröhrenschirm ähnlich den Situationsüberwachungsgeräten, die bei der Rädarverfolgung verwendet werden, aufweisen, wobei die Position des empfangenden Flugzeugs in der Mitte der Sichtwiedergabe ist und die Positionen der anderen Flugzeuge durch geeignete Symbole oder »Blips« an Punkten auf der Sichtwiedergabe angezeigt werden, die ihren Relativpositionen mit Bezug auf das empfangende Flugzeug entsprechen. Bei einer geeigneten Pufferung können die Positionen aller Flugzeuge innerhalb des vorbestimmten Radius auf diese Weise sichtbar

ίο wiedergegeben werden, und jeder »Blip« kann auf der Sichtwiedergabe mit der geographischen Breite, der geographischen Länge, Höhe, Geschwindigkeit, dem Kurs und der Steigrate (oder Sinkrate) des entsprechenden Flugzeugs markiert werden.

Die F i g. 24 veranschaulicht ein exemplarisches System zur Ausführung von automatischen (d. h. NPG-gesteuerten) Flügen mit Flugzeugen, die mit einem geeigneten Dreiachsen-Autopiloten ausgerüstet sind. In einem solchen Flugzeug sollte die Bitfrequenzgenauigkeit des ABT relativ hoch gemacht werden (d. h. 0,5% oder besser), damit die Zeitbeziehung des letzten Zeitgebuhgsimpulses (des Bits 32 in Fig.5) zum anfänglichen bzw. ersten Zeitgebungsimpuls (dem Bit 1 in F i g. 1) genau bekannt ist. Die beiden Impulse können dannzu einer besseren Gesamtmessung der Ankunftszeiten fi, ti und ft und dadurch zu einer genaueren Bestimmung der Flugzeugposition beitragen. Diese Präzision sollte primär im Falle von automatischen Landungen gefordertwerden.

Es sei nun speziell auf die Fi g.24 Bezug genommen, wonach der 30-Bit-Ausgang 452 des Leitwegauswahltors 440 der Fig.22 oder 23 zu einem30-Bit-Kommandöregister 476 geführt ist. Das Register 476 ist mit einer Anzahl von Mehrfach-Bit-Stufen 478 bis 484 zur Aufnahme der digitalen Wenderaten-, Nickwinkel-, Gierwinkel- und der diskreten Betätigungskommandos, die von der Bodenstation durch Codierung in das NPG-Signal eingegeben worden sind, versehen. Das digitale Wenderatenkommando wird auf einen Digitalzu-Analog-Umsetzer 486 gegeben, so daß ein Analogsignal erzeugt wird, das zur Steuerung bzw. Regelung der Querruderbetätiger 490 verwendet wird. Durch Zuführen eines Analogsignal von einem Wenderatenkreiser 492 zu der Summierungseinrichtung 488 wird eine negative Rückkopplung erzielt. In einer entsprechenden Weise wird das Niekwinkelkommando auf einen Digital-zu-Analog-Umsetzer 494 gegeben, um ein Analogsignal zu erzeugen, das zur Steuerung bzw. Regelung des Höhenruderbetätigers 498 benutzt wird. Durch Zuführen eines Analögsignals von einem Nickwinkelsensor 500 zu der Summierungseinrichtung 496 wird eine negative Rückkopplung erzielt. Ein Eingangssignal 520, das von Landefahrgestellt-Bodenkontaktsensören 518 herkommt, wird auf das Kommandoregister 476 zum Übersteuern des von dem NPG-Signal abgeleiteten Nickwinkelkommandos gegeben, wenn das Flugzeug auf der Landebahn aufsetzt, so daß es ermöglicht wird, die Nase des Flugzeugs im richtigen Augenblick während des Landens abzusenken. Das Gierwinkelkommando wird auf einen Digital-zu-Analog-Umsetzer 502 gegeben, mn ein Analogsignal zu erzeugen, das zur Steuerung bzw. Regelung des Seitenrudersbetätigers 506 benutzt wird. In diesem Fall wird durch Anlegen eines Analogspannungseingangssignals von einem Giersensor bzw. Gierwinkelsensor an die Summierungseinrichtung 504 eine negative Rückkopplung erzielt. Schließlich sind im letzten Abschnitt 484 des Kommandoregisters 476 eine Anzahl

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von diskreten Betätigungskommandos zusammengefaßt (z. B. Drosseleinstellschritte, Klappenausfahrschritte, Landefahrgestellausfahren, und Bodenrollsteuerungsschritte), Jedes dieser Kommandos wird auf eine Betätigungseinrichtung 510 (wovon aus Vereinfachungsgründen in F i g. 24 nur eine dargestellt ist) für die entsprechende Flugzeugkomponente 512 gegeben. Die Vollendung der gewünschten Betätigung wird durch einen Vollendungssensor 516 ermittelt, der dadurch anspricht, daß der den Abschnitt des Registers 476, der das Kommando enthalten hat, rückstellt (d. h. löscht).

Betrieb

Obwohl die Art und Weise, in der das vorliegende System arbeitet, bereits im Verlauf der oben gegebenen allgemeinen Systembeschreibung beschrieben worden ist, sei nun noch auf eine Anzahl von wichtigen Vorteilen des Systems hingewiesen, "die bis zu einem gewissen Grad den spezifischen Untersystemen und Komponenten, die in den vorhergehenden Abschnitten beschrieben wurden, inhärent sind. Diese Vorteile lassen sich wie folgt zusammenfassen:

(1) Einfachheit:

Da jedes Flugzeug nur einen ABT plus minimale Funkverbindungsausrüstung mitzunehmen braucht, um unter Leitung bzw. Mitwirkung der Luftverkehrskontrolle zu operieren, können alle Flugzeuge unabhängig von den Kosten und der Kompliziertheit innerhalb des Luftverkehrskontrollsystems operieren und durch dieses System einen Schutz gegen Zusammenstoß erhalten. Darüber hinaus kann das System nach der vorliegenden Erfindung, da es alle komplizierten Zeitmessungs und Rechnereinrichtungen in einer, vorzugsweise einzigen Bodenstation zentral zusammenfaßt, jeweils auf den neuesten Technischen Stand gebracht und beliebig erweitert werden (und es können zusätzliche Redundanzniveaus hinzugefügt werden), ohne daß die Kosten, die für jedes Flugzeug, welches das System benutzt, aufzubringen sind, erhöht bzw. dupliziert werden.

(2) Erhöhte Präzision:

Die Flugzeugorte bzw. -positionen können mit hoher Präzision bestimmt und die erhaltenen Werte können während aller Änderungen schnell aktualisiert werden. Wenn z. B. Betriebsfrequenzen zwischen 2 Ghz und 3 GHz benutzt werden (was dem Radar-S-Band entspricht, für das 40 Jahre praktische Herstellungs- und Betriebserfahrung vorhanden und für das die Funkabsorption durch Regen minimal ist), dann ergeben sich grob (4) 2V2 Schwingungen der Trägerfrequenz pro Nanosekunde. Unter Verwendung von Standardtechniken, wie es die Messung der vorderen und hinteren Flanke des empfangenen Signal ist, kann eine Zeitgenauigkeit in der Messung der Rücksignalankunftszeiten an der Bodenstation erzielt werden, die besser als 1 ns ist. Wie sich aus den obigen Tabelle 1 und 2 entnehmen läßt, entspricht das einer berechneten Positionsgenauigkeit in der Größenordnung von wenigen Dezimetern (bzw. wenigen Einheiten von 0,3 m) für Orte bzw. Positionen über dem kontinentalen Teil der Vereinigten Staaten von Amerika, das ist eine Genauigkeit, die mehr als ausreichend für Anwendungen für Präzisionsanflüge und automatische Flüge ist, auf die weiter oben Bezug genommen wurde. Der Wert des vorliegenden Systems hängt jedoch nicht davon ab, daß eine Zeitauflösung von 1 ns erreicht wird. Tatsächlich übersteigt seine Genauigkeit selbst dann, wenn seine Zeitdifferenzmeßfehler in der Größenordnung von 10 ns liegen, die Genauigkeit des heutigen Luftverkehrsradars, und zwar sogar dann, wenn dieses durch Druckhöhenmesserablesungen vom Flugzeug unterstützt wird. ,

Widerstandsfähigkeit gegen Sättigung:
Das vorliegende System hat die inhärente Fähigkeit, daß es ohne künstliche oder sonstige Veralterung ausgedehnt bzw. umfangsmäßig erweitert werden kann, so daß es die auf lange Zeit zu erwartende enorme Zunahme der Anzahl der zu überwachenden Flugzeuge aufnehmen kann. Das geschieht dadurch, daß jedem Flugzeug aufgrund der Sperrschaltung in seinem ABT die Fähigkeit erteilt wird, die meisten von der Bodenstation erzeugten Abfragesignale zu ignorieren. Infolgedessen kann, wenn die Gesamtzahl der Flugzeuge zunimmt, die effektive Antwortfrequenz der langsamsten und einfachsten Flugzeuge (z. B. der Segelflugzeuge oder der selbstgebauten Flugzeuge) vermindert werden, um es zusätzlichen Flugzeugen zu ermöglichen, das System ohne Überschreitung der Signal- und Datenverarbeitungsfähigkeiten der Bodenstation-Hardware bzw. -geräte zu benutzen. Wie oben in Verbindung mit der Sperrschaltung der F i g. 13 erwähnt, kann das ziemlich einfach und kostengünstig geschehen, indem lediglich ein Nichtpräzisions-Schaltungselement in dem vom Flugzeug mitgeführten ABT ausgetauscht wird. Die Möglichkeit der Sättigung wird sogar weiter dadurch vermindert, daß man eine automatische Veränderung der Sperrintervalle von wenigstens einigen der Flugzeug-ABTs durch die Bodenstation vorsieht, wie es mittels der abgewandelten Sperrschaltung der Fig. 14 durchführbar ist. Das ermöglicht es, die effektiven Antwortfrequenzen der Hochgeschwindigkeitsflugzeuge zu vermindern, während sie sich im Geradeaus- und Horizontal- bzw. Höhenflug weit entfernt von anderen Flugzeugen befinden, während das Potential der Flugzeuge für eine höhere Antwortfrequenz in und um Zonen hoher Luftverkehrsdichte erhalten bleibt. Infolgedessen wird die Gesamtbelastung der Bodenstationssignalverarbeitungs- und -rechenausrüstung beträchtlich vermindert.

Erhöhte Ansprechgeschwindigkeit:
Da das vorliegende System kein azimutales Überstreichen durch Radar erfordert, ist es inhärent viel schneller. Während konventionelle Radarluftverkehrskontrollsysteme nur in der Lage sind, die Position eines gegebenen Flugzeugs einmal jede 6 oder 10 Sekunden auszulesen, kann das vorliegende System die Position eines Flugzeugs mehrmals pro Sekunden angeben. Außerdem kommt es bei dem vorliegenden System, da es nicht auf einem Abtasten beruht, das über einer Reihe von diskreten räumlichen Segmenten durchgeführt wird, nicht zu einer Sättigung (wie das beim Radar aufgrund von dessen schlechter räumlicher Auflösung der Fall ist), wenn viele Flugzeuge in einem kleinen Bereich des Luftraums vorhanden sind, wie

das oft in der Nähe eines Hauptflughafens der Fall ist.

(5) Ortung des Flugzeugs auf dem Boden:

Für alle Flughafen, mit Ausnahme von sehr wenigen, die sich in der Nähe von steilen Klippen, Felsen, Abhängen o. dgl. befinden, gilt, daß alle drei geosynchronen Satelliten St, S2 und S3 eine Sichtverbindung zu jedem Flugzeug auf dem Boden haben. Das ermöglicht eine Überwachung des Flugzeugrollens auf dem Boden, des Startens und Landens mit hoher Präzision, ohne daß die Notwendigkeit einer zusätzlichen Ausrüstung am Orts des Flughafens besteht.

(6) Notortung: Der ABT, mit dem jedes Flugzeug in dem vorliegenden System versehen ist, kann den sogenannten Notortungssender (ELT), der jetzt aufgrund gesetzlicher Bestimmung an Bord aller Flugzeuge erforderlich ist, ersetzen (und ist tatsächlich leistungsfähiger als dieser). Der ABT hört bei einem durch schweren Unfall, wie z. B. Zusammenstoßen, erzeugten Stoß aufgrund der Unterbrechung der elektrischen Anlage des Flugzeugs einfach zu arbeiten auf, und das abgestützte Flugzeug kann dann dadurch geortet werden, daß man den Punkt feststellt, an dem die Bakensignale von ABT zu Ende gegangen sind (d. h. seine letzte berechnete Position). Im Gegensatz hierzu sollen die derzeit verwendeten Notortungssender mit ihrer Signalaussendung nach dem Auftreten eines Unfalls, beispielsweise eines Zusammenstoßes, beginnen, was aus technischen Grünen bei weitem schwieriger ist und diese Notortungssender laufen oft ungehört oder nichtgeortet, bis ihre Batterien erschöpft sind.

Obwohl die Erfindung unter Bezugnahme auf eine bevorzugte Ausführungsform beschrieben wurde, ist sie selbstverständlich nicht darauf und nicht auf Einzelheiten derselben beschränkt. Es sind eine Anzahl unterschiedlicher Abwandlungen und Ersetzungen im Rahmen des Gegenstands der Erfindung, wie er sich aus den Ansprüchen ergibt, sowie im Rahmen des allgemeinen Erfindungsgedankens, wie er den gesamten Unterlagen zu entnehmen ist, möglich, wovon nur einige in der vorstehenden, in nähere Einzelheiten gehenden Beschreibung vorgeschlagen worden sind.

Kurz zusammengefaßt wird mit der Erfindung ein System, das auch als Anordnung bezeichnet werden kann, zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von Fahrzeugen, insbesondere Luftfahrzeugen, zur Verfügung gestellt, die sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegen. Dieses System umfaßt einen Transponder, der von jedem Fahrzeug zum Senden eines in ausschließlicher bzw. ihm zugehöriger Weise codierten Funkfeuer- bzw. Bakensignals in Ansprechung auf ein allgemeines Abfragesignal mitgeführt wird. Weiter umfaßt das System wenigstens drei Wiederholungseinrichtungen mit sich führende Satelliten an im Abstand voneinander befindlichen Umlaufbahnorten über der Erde zum Empfangen und Wiederaussenden der Funkfeuer- bzw. Bakensignale, die von den Fahrzeugen erzeugt worden sind, sowie eine Bodenstation zum periodischen Senden des allgemeinen Abfragesignals sowie zum Empfangen und Verarbeiten der von den drei Satelliten wieder ausgesendeten Bakensignale zum Zwecke des Bestimmens der Fahrzeugpösition. Um eine Signalüberlappung und eine Sättigung der Ausrüstung in der Bodenstation zu vermeiden, weist jeder Fahrzeugtransponder eine auf das allgemeine Abfragesignal ansprechende Einrichtung auf, welche die Übertragung eines weiteren Bakensignals durch den Transponder während eines vorbestimmten Zeitintervalls verhindert, das auf die Antwort des Transponders auf das allgemeine Abfragesignal folgt. In einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung kann das Sperrintervall des Fahrzeugtransponders automatisch in Ansprechung auf ein von der Bodenstation gesendetes Kommandosignal variiert werden.

Hierzu 19 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Anordnung zum Bestimmen der Position einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen, dadurch geicennzeichnet, daß sie folgendes umfaßt:

„(a) einen Transponder (20 bis 68) in jedem der Fahrzeuge (A) zum Senden eines mit Information, die das jeweilige Fahrzeug (A) ausschließlich identifiziert, codierten Bakensignals in Ansprechung auf ein allgemeines Abfragesignal, das der Mehrzahl von Fahrzeugen zugeführt bzw. -gesendet wird, wobei dieser Transponder (20 bis 68) eine Einrichtung (40, 40') aufweist, die auf das allgemeine Abfragesignal derart anspricht, daß sie das Senden weiterer Bakensignale durch den Transponder (20 bis 68) während eines vorbestimmten Zeitintervalls, das der Antwort des Transponders (20 bis 68) auf das allgemeine Abfragesignal folgt, sperrt;

(b) drei Satelliten (SI, S2, S3), die sich in im Abstand voneinander befindlichen Umlaufbahnorten über der Erde befinden, wobei jeder der Satelliten (51,52,53) eine Wiederholungseinrichtung (194 bis 196) zum Empfangen und Wiederaussenden des von dem Fahrzeugtransponder (20 bis 68) gesendeten Bakensignals aufweist, so daß die drei Satelliten (S 1,52, 53) dadurch gemeinsam drei wieder ausgesendete Bakensignale für jedes von einem Fahrzeugtransponder (20 bis 68) erzeugte Bakensignal erzeugen;und

(c) eine Bodenstation (GS) zum periodischen Senden des allgemeinen Abfragesignals und zum Empfangen und Verarbeiten der wieder gesendeten Bakensignale, wobei die_ Bodenstation (GS) folgendes aufweist:

(1) eine Einrichtung (234 bis 276) zum Feststellen der Ankunftszeit jedes wieder ausgesendeten Bakensignals an der Bodenstation (GS);

(2) eine Einrichtung (278 bis 302) zum Feststellen der von jedem wieder ausgesendeten Bakensignal enthaltenen fahrzeugidentifizierenden Information; und

(3) eine Einrichtung (320) zum Berechnen der so augenblicklichen Position von jedem der Fahrzeuge (A) innerhalb des Abschnitts, und zwar basierend auf der Sendezeit des Abfragesignals von der Bodenstation (GS) und den Ankunftszeiten der drei wieder ausgesendeten Bakensignale, die fahrzeugidentifizierende Information enthalten, welche das jeweilige Fahrzeug (A) identifiziert.

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2. Anordnung zum Bestimmen der Position einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Sperrintervalle von wenigstens einigen der Fahrzeugtransponder (20 bis 68) unterschiedlich von den Sperrintervallen der übrigen Fahrzeugtransponder (20 bis 68) sind.

3. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Sperreinrichtung (40, 40') von wenigstens einem der Fahrzeugtransponder (20 bis 68) eine Steuereinrichtung (Ci, 86 bis 152) zum Verändern des Sperrintervalls des Transponders (20 bis 68) aufweist.

4. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuereinrichtung (86 bis 172) auf ein von der Bodenstation (GS) gesendetes Kommandosignal anspricht.

5. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Sperreinrichtung (40, 40') des wenigstens einen Fahrzeugtransponders (20 bis 68) bzw. von wenigstens einem Fahrzeugtransponder (20 bis 68) folgendes aufweist:

(a) einen Taktgeber (78) fester Frequenz zum Erzeugen einer kontinuierlichen Aufeinanderfolge von Taktimpulsen an seinem Ausgang;

(b) einen Binärzähler (86) zum Erzeugen eines Ausgangssignals, wenn eine vorbestimmte Anzahl von Taktimpulsen gezählt worden ist, wobei dieses Ausgangssignal das Ende des Sperrintervalls definiert; und

(c) eine auf den Empfang eines allgemeinen Abfragesignals mittels des Transponders (20 bis 68) derart ansprechende Einrichtung (82), daß diese bewirkt, daß der Binärzähler (86) die am Ausgang des Taktgebers (78) fester Frequenz erzeugten Taktimpulse zu zählen beginnt;

und daß die Steuereinrichtung (86 bis 152) eine Einrichtung (96 bis 152) zum Verändern des vorbestimmten Impulszählwerts, bei dem der Binärzähler (86) ein Ausgangssignal erzeugt, aufweist.

6. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Binärzähler (86) eine Mehrzahl von in Reihe geschalteten Binärzählstufen unterschiedlicher Ordnung aufweist, und daß die Einrichtung (96 bis 152) zum Verändern des vorbestimmten Impulszählwerts, bei dem der Binärzähler (86) ein Ausgangssignal erzeugt, eine Einrichtung (98 bis 140) zum Auswählen des Ausgangs von einer Binärzählstufe aus einer Anzahl der erwähnten Binärzählstufen unterschiedlicher Ordnung als Ausgang bzw. als wirksamer Ausgang des Binärzählers (86) aufweist.

7. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Wähleinrichtung (98 bis 140) auf ein von der Bodenstation (GS) gesendetes Kommandosignal anspricht.

8. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegen-

3.ί 52

den Fahrzeugen nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Binärzähler (86) eine Mehrzahl von in Reihe geschalteten Binärzählstufen unterschiedlicher Ordnung aufweist, und daß die Steuereinrichtung (86 bis 152) folgendes umfaßt:

(a) eine Anzahl von UND-Toren (104 bis 110), deren Anzahl gleich der Anzahl der Binärzählstufen unterschiedlicher Ordnung ist, wobei der erste Eingang von jedem der UND-Tore (104 '° bis 110) mit dem Ausgang von einer Binärzählstufe aus der Anzahl von Binärzählstufen unterschiedlicher Ordnung verbunden ist;

(b) ein Schieberegister (112), das eine Anzahl von Stufen (114 bis 120) hat, die gleich der Anzahl der UND-Tore (104 bis 110) ist, wobei der Ausgang von jeder der Schieberegisterstufen (114 bis 120) mit dem zweiten Eingang eines unterschiedlichen der UND-Tore (104; bis 110) bzw. eines jeweils anderen UND-Tors (104 bis 110) verbunden ist;

(c) ein ODER-Tor (138), das als Eingangssignale die Ausgangssignale von allen UND-Toren (104 bis UO) erhält, wobei das bzw. ein Ausgangssignal von dem ODER-Tor (138) das Ende des Sperrintervalls definiert; und

(d) eine auf ein Kommandosignal von der Bodenstation (GS) derart ansprechende Einrichtung (142 bis 152), daß sie den zweiten Eingang eines ausgewählten UND-Tors (104 bis 110) von den erwähnten UND-Toren (104 bis 110) öffnet, indem sie ein binäres Bit in die entsprechende eine der Schieberegisterstufen (114 bis 120) verschiebt, so daß dadurch ein Signal am Ausgang des ODER-Tors (138) erzeugt wird, wenn ein ausgewählter Impulszählwert im Binärzähler (86) erreicht worden ist.

9. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Sperreinrichtung (40, 40') des wenigstens einen Fahrzeugtransponders (20 bis 68) bzw. von wenigstens einem Fahrzeugtransponder (20 bis 68) weiter einen selbsthaltenden Schalter (92) aufweist, der einen SETZ-Eingang (S), einen RÜCKSETZ-Eingang (R) und einen Ausgang (Q) hat, wobei der Ausgang (Q) des selbsthaltenden Schalters (92) einen ersten Zustand in Ansprechung auf ein Signal an seinem SETZ-Eingang (S) und einen zweiten Zustand in Ansprechung auf ein Signal an seinem RÜCKSETZ-Eingang (R) annimmt, und wobei der erste Zustand des Ausgangs (Q) des selbsthaltenden Schalters (92) dahingehend wirkt, daß er das Senden des Bakensignals durch den Transponder (20 bis 68) sperrt bzw. verhindert, und daß weiter folgendes vorgesehen ist:

(a) der Fahrzeugtransponder (20 bis 68) weist eine Einrichtung (C 2, R, 88) zum Anlegen eines Signals an den SETZ-Eingang (S) des selbsthaltenden Schalters (92) in Ansprechung auf den Empfang eines allgemeinen Abfragesignals mittels des Transponders (20 bis 68) auf;

(b) der Ausgang des ODER-Tors (138) ist mit dem RÜCKSETZ-Eingang (R) des selbsthaltenden Schalters (92) verbunden; und

(e) die Einrichtung (82), welche bewirkt, daß der Binärzähler (86) die am Ausgang des Taktgebers (78) fester Frequenz erzeugten Taktimpul-.se zu zählen beginnt, umfaßt ein UND-Tor (82), dessen erster Eingang mit dem Ausgang (Q) des selbsthaltenden Schalters (92), dessen zweiter Eingang mit dem Ausgang des Taktgebers (78) fester Frequenz, und dessen Ausgang mit dem Eingang des Binärzählers (86) verbunden ist

10. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung (C 2, R, 88) zum Anlegen eines Signals an den SETZ-Eingang (S) des selbsthaltenden Schalters (92) eine Einrichtung (88) zum Verzögern des Auftretens dieses Signals am SETZ-Eingang (S) mit Bezug auf die Zeit, zu welcher das allgemeine Abfragesignal mittels des Fahrzeugtransponders (20 bis 68) empfangen wird, um ein Zeitintervall, das wenigstens so lang wie die Dauer des von dem Fahrzeugtransponder (20 bis 68) gesendete Bakensignal ist, aufweist, so daß dadurch der Transponder (20 bis 68) ein vollständiges Bakensignal in Ansprechung auf das allgemeine Abfragesignal senden kann, bevor der Einsatz des Sperrintervalls erfolgt.

11. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem, definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die drei Satelliten (S 1,52,53) in einer geosynchronen äquatorialen Umlaufbahn um die Erde sind, wobei sich jeder der Satelliten (Sl, 52, 53) in der Umlaufbahn in einer Position unterschiedlicher geographischer Länge befindet, und wobei einer (S2) der Satelliten (Sl, 52, 53) als eine feste Nachrichtenverbindung mit der Bodenstation (GS) zum Übermitteln der wieder ausgesendeten Bakensignale, die von den beiden übrigen Satelliten (51, 53) erzeugt worden sind, zur Bodenstation (GS) funktioniert.

12. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß der als feste Nachrichtenverbindung mit der Bodenstation (GS) funktionierende Satellit (52) eine Einrichtung (178 bis 196) aufweist, weiche das von wenigstens einem der beiden übrigen Satelliten (Sl, S3) wieder ausgesendete Bakensignal währe.nd des Übermitteins dieses wieder ausgesendeten; Bakensignals zur Bodenstation (GS) in einer charakteristischen Weise abwandelt, und daß die Bodenstation (GS) folgendes aufweist:

(a) eine Einrichtung (320) zum Feststellen der charakteristischen Abwandlung oder des Fehlens derselben in jedem wieder ausgesendeten Bakensignal; und

(b) eine Einrichtung (320), welche das wieder ausgesendete Bakensignal dem jeweiligen speziellen Satelliten (51, 53), der es erzeugt hat, gemäß der charakteristischen Abwandlung oder des Fehlens derselben, die bzw. das in dem wieder ausgesendeten Bakensignal festgestellt worden ist, zuordnet.

13. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß das von dem Fahrzeugtransponder (20 bis 68) gesendete Bakensignal eine digitale Impulsgruppe ist, die aufeinanderfolgende Bits digitaler" Information enthält, wobei die aufeinanderfolgenden Impulse der Impulsgruppe im wesentlichen gleiche Amplitude haben, und wobei ferner:

(a) die Bakensignalabwandlungseinrichtung (178 bis 196) in dem Satellit (S 2), der als die feste Nachrichtenverbindung mit der Bodenstation (GS) funktioniert, eine Einrichtung (178 bis 196) zum Wiederaussenden der digitalen Impulsgruppe derart, daß einer oder mehrere der voreilenden bzw. ersten Impulse dieser Impulsgruppe eine Amplitude haben, die wesentlich ^a größer als diejenige der übrigen Impulse der Impulsgruppe ist, umfaßt; und

(b) die die charakteristische Abwandlung feststellende Einrichtung (320) der Bodenstation (GS) eine Einrichtung zum Vergleichen der Amplitude von einem oder mehreren der voreilenden bzw. ersten Impulse der wieder ausgesendeten Bakensignalimpulsgruppe mit der Amplitude von einem oder mehreren der übrigen Impulse der Impulsgruppe umfaßt oder ist.

20

30

14. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das von jedem Fahrzeugtransponder (20 bis 68) gesendete Bakensignal eine digitale Impulsgruppe ist, die aufeinanderfolgende Bits digitaler Information enthält, wobei diese Impulsgruppe einen voreilenden oder ersten Impuls zum Markieren des Beginns des Bakensignals, einen nacheilenden oder letzten Impuls zum Markieren des Endes des Bakensignals, und eine Mehrzahl von mittleren Impulsen zwischen dem voreilenden oder ersten und dem nacheilenden oder letzten Impuls zur digitalen Aufnahme der Information, die das eine bzw. jeweilige Fahrzeug (A) ausschließlich identifiziert, umfaßt.

15. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß das Bakensignal nominell ein vorbestimmtes Zeitintervall zwischen dem voreilenden und nacheilenden Impuls einnimmt, und daß die Bodenstation (GS) weiter folgendes aufweist:

(a) eine Einrichtung (306,310,314) zum Feststellen eines wieder ausgesendeten Bakensignals, das ein Zeitintervall einnimmt, welches über das vorbestimmte nominelle Zeitintervall um mehr als eine vorgeschriebene Toleranz hinausgeht, und zum Erzeugen eines Zurückweisungssignals in Ansprechung hierauf; und

(b) eine auf das Zurückweisungssignal ansprechende Einrichtung (320) zum Unterdrücken der Verwendung des wieder ausgesendeten Bakensignals bei der Berechnung der Fahrzeugposition.

16. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung (234 bis 276) zum Feststellen der Ankunftszeit jedes wieder ausgesendeten ßakensignals an der Bodenstation (GS)folgendes umfaßt:

(a) eine Ortsuhr (268) fester Frequenz;

(b) eine Einrichtung (234 bis 244, 264, 270) zum Feststellen des voreilenden oder ersten Impulses des wieder ausgesendeten Bakensignals und zum Erzeugen eines numerischen Werts, der die Ankunftszeit des voreilenden oder ersten Impulses, gemessen gegenüber der Ortsuhr (268) angibt bzw. für diese Ankunftszeit indikativ ist; und

(c) eine Einrichtung (248 bis 262, 266, 272) zum . Feststellen des nacheilenden oder letzten Impulses des wieder ausgesendeten Bakensignals und zum Erzeugen eines numerischen Werts, der die Ankunftszeit des nacheilenden oder letzten Impulses, gemessen gegenüber der Ortsuhr (268), angibt bzw. indikativ für diese Ankunftszeit ist.

17. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung (234 bis 276) zum Feststellen der Ankunftszeit von jedem wieder ausgesendeten Bakensignal an der Bodenstation (GS) weiter eine Einrichtung (320) zum Mitteln der numerischen Werte, welche die Ankunftszeiten des voreilenden und nacheilenden Impulses angeben bzw. indikativ für diese Ankunftszeiten sind, so daß ein Mittelwert erhalten wird, der die Ankunftszeit des wieder ausgesendeten Bakensignals an der Bodenstation (GS) angibt bzw. indikativ für diese Ankunftszeit ist, umfaßt.

18. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung (278 bis 302) zum Feststellen der fahrzeugidentifizierenden Information, die jedes wieder ausgesendete Bakensignal enthält, folgendes aufweist:

(a) ein Schieberegister (286), das eine Mehrzahl von Stufen zur Aufnahme der aufeinanderfolgenden ankommenden Bits der digitalen Information, die jede Bakensignalimpulsgruppe aufweist, besitzt;

(b) einen Taktgeber (282) variabler Frequenz zum Eintakten der aufeinanderfolgenden ankommenden Bits digitaler Information, die jedes wieder ausgesendete Bakensignal enthält, in aufeinanderfolgende Stufen des Schieberegisters (286), wobei die Frequenz des Taktgebers (282) variabler Frequenz entsprechend der Größe einer analogen Steuerspannung variiert wird; und

(c) eine Einrichtung (278) zum Ableiten der analogen Steuerspannung als eine Funktion der Differenz zwischen den Ankunftszeiten des voreilenden und nacheilenden Impulses von jedem wieder ausgesendeten Bakensignal, wobei diese Differenz die Bitrate bzw. -frequenz der in dem Bakensignal enthaltenen digitalen Information angibt bzw. indikativ für diese Differenz ist, so daß dadurch die Eintaktungsrate bzw. -frequenz des Schieberegisters (296) der Bitrate bzw. -frequenz der in dem Bakensignal enthaltenen digitalen Information genau angepaßt wird.

19. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, daß das Bakensignal nominell ein vorbestimmtes Zeitintervall zwischen dem voreilenden und dem nacheilenden Impuls einnimmt, und daß die Bodenstation (GS) weiter folgendes aufweist:

(a) eine Einrichtung (306,310,314) zum Feststellen eines wieder ausgesendeten Bakensignals, das ein Zeitintervall einnimmt, welches um mehr als eine vorgeschriebene Toleranz über das vorbestimmte nominelle Zeitintervall hinausgeht, und zum Erzeugen eines Zurückweisungssignals in Ansprechung hierauf; und

(b) eine auf das Zurückweisungssignal ansprechende Einrichtung (320) zum Unterdrücken der Verwendung des wieder ausgesendeten Bakensignals bei der Berechnung der Fahrzeugposition.

20. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Bodenstation (GS) weiter folgendes umfaßt: eine Signalcodierungseinrichtung (374) zum Erzeugen eines Navigationssignals, das Positionsinformation, die in der Bodenstation (GS) für ein ausgewähltes Fahrzeug (A) berechnet worden ist, sowie eine vorher zugewiesene Adresse, die das ausgewählte Fahrzeug (A) ausschließlich identifiziert, enthält, und einen Sender (394 bis 400) zum Senden des Navigationssignals zu der Mehrzahl von Fahrzeugen; und daß das ausgewählte Fahrzeug (A) weiter folgendes aufweist:

(a) einen Empfänger (402 bis 406) zum Empfangen des von der Bodenstation (GS) gesendeten Navigationssignals;

(b) eine Einrichtung (424) zum Feststellen einer Äquivalenz zwischen der in dem Navigationssignal enthaltenen Adresse und der vorher zugewiesenen Adresse, die das ausgewählte Fahrzeug (A) ausschließlich identifiziert; und

(c) eine Einrichtung (458) zur Sichtwiedergabe der in dem Navigationssignal enthaltenen Positionsinformation, sofern eine Adressenäquivalenz festgestellt wird.

65

21. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 2O₃ dadurch gekennzeichnet, daß die Sperreinrichtung (40, 40') des von dem gewählten Fahrzeug (A) mitgeführten Transponders (20 bis 68) eine Steuereinrichtung (86 bis 152) zum Variieren des Sperrintervalls des Transponders (20 bis 68) in Ansprechung auf ein Kommandosignal aufweist, und daß:

(a) das Navigationssignal weiter mit in der Bodenstation (GS) erzeugten Steuerinformation zum Variieren des Sperrintervalls des Transponders (20 bis 68) des ausgewählten Fahrzeugs (A) codiert wird; und

(b) das ausgewählte Fahrzeug (A) weiter eine Einrichtung (470) aufweist, welche das Kommandosignal von der Steuerinformation ableitet, sofern die Adressenäquivalenz festgestellt wird.

2Z Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 20, oder 38, dadurch gekennzeichnet, daß das Nävigationssignal außerdem mit in der Bodenstation (GS) erzeugter Steuerinformation zum Steuern der Bewegung des ausgewählten Fahrzeugs (A) codiert ist, und daß das ausgewählte Fahrzeug (A) weiter eine Einrichtung (476 bis 516) aufweist, welche die Bewegung des Fahrzeugs (A) entsprechend der Steuerinformation automatisch steuert, sofern -die Adressenäquivalenz festgestellt wird. .

23. Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sieh auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet, daß die drei Satelliten (S 1, S2, S3) in einer geosynchronen äquatorialen Umlaufbahn um die Erde sind, wobei jeder der Satelliten (51,52, S3) in der Umlaufbahn in einer Position unterschiedlicher geographischer Länge-vorgesehen ist, und wobei einer (S2) der Satelliten (Si, S2, S3) eine zusätzliche Wiederholungseinrichtung zum Übermitteln des Navigationssignals zu der Mehrzahl von Fahrzeugen aufweist.

24. Von einem Fahrzeug mitführbarer Transponder zur Verwendung in Verbindung mit einer Anordnung zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen, dadurch gekennzeichnet, daß dieser Transponder (20 bis 68) folgendes umfaßt:

(a) eine.auf ein allgemeines Abfragesignal ansprechende Einrichtung (48 bis 68) zum Senden eines Bakensignals, das mit Information codiert ist, die das Fahrzeug (A) ausschließlich identifiziert;

(b) eine auf das allgemeine Abfragesignal ansprechende Einrichtung (40, 40') zum Sperren des Sendens von weiterer, Bakensignalen mittels der Sendeeinrichtung (48 bis 68) während eines vorbestimmten Zeitintervalls, das auf die bzw. eine Antwort der Sendeeinrichtung (48 bis 68) auf das allgemeine Abfragesignal folgt.

25. Von einem Fahrzeug mitführbarer Transponder nach Anspruch 24, dadurch gekennzeichnet, daß

die Sperreinrichtung (40,40') eine Steuereinrichtung (Ci, 86 bis 152) zum Variieren des Sperrintervalls des Transponders (20 bis 68) aufweist.

26. Von einem Fahrzeug mitführbarer Transponder nach Anspruch 25, dadurch gekennzeichnet, daß die erwähnte Steuereinrichtung (86 bis 152) auf ein empfangenes Kormnandosignal anspricht.

27. Von einem Fahrzeug mitführbarer Transponder nach Anspruch 25, dadurch gekennzeichnet, daß die erwähnte Sperreinrichtung (40, 40') folgendes umfaßt:

(a) einen Taktgeber (78) fester Frequenz zum Erzeugen einer kontinuierlichen Aufeinanderfolge von Taktimpulsen an seinem Ausgang;

(b) einen Binärzähler (86) zum Erzeugen eines Ausgangssignals, wenn eine vorbestimmte Anzahl von Taktimpulsen gezählt worden ist, wobei dieses Ausgangsignal das Ende des Sperrintervalls definiert; und

(c) eine auf den Empfang eines allgemeinen Abfragesignals mittels des Transponders (20 bis 68) ansprechende Einrichtung (82), welche bewirkt, daß der Binärzähler (86) die am Ausgang des Taktgebers (78) fester Frequenz erzeugten Taktimpulse zu zählen beginnt;

und wobei die Steuereinrichtung (86 bis 152) eine Einrichtung (96 bis 152) zum Variieren des vorbestimmten Impulszählwerts, bei dem der Binärzähler (86) ein Ausgangssignal erzeugt, aufweist.

28. Von einem Fahrzeug mitführbarer Transponder nach Anspruch 27, dadurch gekennzeichnet, daß der erwähnte Binärzähler (86) eine Mehrzahl von in Reihe geschalteten Binärzählstufen unterschiedlieher Ordnung aufweist, und worin die erwähnte Einrichtung (96 bis 152) zum Variieren des vorbestimmten Impulszählwerts, bei dem der Binärzähler (86) ein Ausgangssignal erzeugt, eine Einrichtung (98 bis 140) zum Auswählen eines Ausgangs einer Binärzählstufe aus einer Anzahl der Binärzählstufen unterschiedlicher Ordnung als den Ausgang bzw. als den effektiven Ausgang des Binärzählers (86) aufweist.

29. Von einem Fahrzeug mitführbarer Transponder nach Anspruch 28, dadurch gekennzeichnet, daß die erwähnte Auswähleinrichtung (98 bis 140) auf ein empfangenes Kommandosignal anspricht.

30. Von einem Fahrzeug -mitführbarer Transponder nach Anspruch 27, dadurch gekennzeichnet, daß so der erwähnte Binärzähler (86) eine Mehrzahl von in Reihe geschalteten Binärzählstufen unterschiedlicher Ordnung besitzt, wobei die erwähnte Steuereinrichtung (86 bis 152) folgendes umfaßt:

55

(a) eine Anzahl von UND-Toren (104 bis 110), ' deren Zahl gleich der Anzahl von Binärzählstufen unterschiedlicher Ordnung ist, wobei der erste Eingang jedes der UND-Tore (104 bis 110) mit dem Ausgang von einer Binärzählstufe aus der Anzahl von Binärzählstufen unterschiedlicher Ordnung verbunden ist;

(b) ein Schieberegister (112), das eine Anzahl von Stufen (114 bis 120) hat, die gleich der Anzahl der UND-Tore (104 bis 110) ist, wobei der Ausgang von jeder der Schieberegisterstufen (114 bis 120) mit dem zweiten Eingang eines unterschiedlichen bzw. je eines anderen der UND-Tore (104 bis 110) verbunden ist;

(c) ein ODER-Tor (138), das als Eingangssignale die Ausgangssignale aller UND-Tore (104 bis 110) erhält, wobei ein Ausgangssignal von dem ODER-Tor (138) das Ende des Sperrintervalls definiert; und

(d) eine auf ein empfangenes Kommandosignal ansprechende Einrichtung (142 bis 152) zum Beaufschlagen des zweiten Eingangs eines von den UND-Toren (104 bis 110) ausgewählten UND-Tors bzw. zum Öffnen dieses ausgewählten UND-Tors durch Verschieben eines binären Bits zu der entsprechenden Schieberegisterstufe aus der erwähnten Anzahl von Schieberegisterstufen (114 bis 120), so daß ein Signal am Ausgang des ODER-Tors (138) erhalten wird, wenn ein ausgewählter Impulszählwert im Binärzähler (86) erreicht worden ist.

31. Von einem Fahrzeug mitführbarer Transponder nach Anspruch 30, dadurch gekennzeichnet, daß die erwähnte Sperreinrichtung (40, 40') weiter folgendes aufweist; einen selbsthaltenden Schalter (92), der einen SETZ-Eingang (S), einen RUCK-SETZ-Eingang (R) und einen Ausgang (Q) hat, wobei der Ausgang (Q) des selbsthaltenden Schalters (92) einen ersten Zustand in Ansprechung auf ein Signal an dessen SETZ-Eingang (S) und einen zweiten Zustand in Ansprechung auf ein Signal an dessen RÜCKSETZ-Eingang (R) einnimmt, wobei der erste Zustand des Ausgangs (Q) des selbsthaltenden Schalters (92) dahingehend wirkt, daß er das Senden des Bakensignals mittels der Sendeeinrichtung (48 bis 68) sperrt bzw. verhindert, und wobei ferner:

(a) der Fahrzeugtransponder (20 bis 68) eine Einrichtung (C 2, R, 88) zum Anlegen eines Signals an den SETZ-Eingang (S) des selbsthaltenden Schalters (92) in Ansprechung auf den Empfang eines allgemeinen Abfragesignals mittels des Transponders (20 bis 68) aufweist;

(b) das Ausgangssignal des ODER-Tors (138) auf den RÜCKSETZ-Eingang (R) des selbsthaltenden Schalters (92) gegeben wird; und

(c) die Einrichtung (82), welche bewirkt, daß der Binärzähler (86) die am Ausgang des Taktgebers (78) fester Frequenz erzeugten Taktimpulse zu zählen beginnt, ein UND-Tor (82) umfaßt, dessen erster Eingang mit dem Ausgang (Q) des selbsthaltenden Schalters (92) verbunden ist, dessen zweiter Eingang mit. dem Ausgang des Taktgebers (78) fester Frequenz verbunden ist, und dessen Ausgang mit dem Eingang des Binärzählers (86) verbunden ist.

32. Von einem Fahrzeug mitführbarer Transponder nach Anspruch 31, dadurch gekennzeichnet, daß die erwähnte Einrichtung (C 2, R, 88) zum Anlegen eines Signals an den SETZ-Eingang (S) des selbsthaltenden Schalters (92) eine Einrichtung (88) zum Verzögern des Auftretens des Signals an dem SETZ-Eingang (S) mit Bezug auf die Zeit, zu der das allgemeine Abfragesignal von dem Transponder (20 bis 68) empfangen wird, um ein Zeitintervall, das wenigstens so lang wie die Dauer des von der Sendeeinrichtung (48 bis 68) gesendeten Bakensignals ist, aufweist, so daß dadurch die Sendeeinrichtung (48 bis 68) befähigt wird, vor dem Einsatz des

12'

Sperrintervalls ein vollständiges Bakensignal in Ansprechung auf das allgemeine Abfragesignal zu senden.

33. Verfahren zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen, dadurch gekennzeichnet, daß drei Satelliten (Si, 52, 53) an im Abstand voneinander befindlichen Umlaufbahnorten oberhalb der Erde verwendet werden, wobei jedes der Fahrzeuge (A) einen Transponder (20 bis 68) zum Senden eines mit dieses eine Fahrzeug (A) ausschließlich identifizierender Information codierten Bakensignals in Ansprechung auf ein allgemeines Abfragesignal, das auf die Mehrzahl der Fahrzeuge gerichtet ist, mit sich führt, wobei das Verfahren die folgenden Verfahrensschritte umfaßt:

(a) Senden eines allgemeinen Abfragesignals von einer Bodenstation (GS) zu der Mehrzahl von Fahrzeugen zur Veranlassung des Sendens von Bakensignalen mittels der von den Fahrzeugen (A) mitgeführten Transponder (20 bis 68);

(b) Verhindern bzw. Sperren des Sendens von weiteren Bakensignalen durch jeden der von den Fahrzeugen mitgeführten Transponder (20 bis 68) während eines vorbestimmten Zeitintervalls, das auf die Antwort dieses Transponders (20 bis 68) auf das allgemeine Abfragesignal folgt;

(c) Empfangen der Bakensignale an den drei Satelliten (Si, 52, 53) und Wiederaussenden der empfangenen Bakensignale zur Bodenstation (GS) von den drei Satelliten (St, 52, 53), so daß drei wieder ausgesendete Bakensignale mittels der Satelliten (Si, 52, 53) für jedes Bakensignal erzeugt werden, das von jedem der Fahrzeugtransponder (20 bis 68) erzeugt worden ist;

(d) Empfangen der ausgesendeten Bakensignale von der Bodenstation (GS) und Feststellen von deren Ankunftszeit;

(e) Feststellen der Fahrzeugidentifizierungsinformation, die jedes wieder ausgesendete Bakensignal aufweist; und

(f) Berechnen der augenblicklichen Position von jedem der Fahrzeuge (A) innerhalb des erwähnten Abschnitts auf der Basis der Sendezeit des Abfragesignals von der Bodenstation (GS) aus und der Ankunftszeiten der drei wieder ausgesendeten Bakensignale, die die fahrzeugidentifizierende Information aufweisen, welche das erwähnte eine Fahrzeug (A) identifiziert

55

34. Verfahren zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 33, dadurch gekennzeichnet, daß die Sperrintervalle von wenigstens einigen der von den Fahrzeugen mitgeführten Transponder (20 bis 68) unterschiedlich von den Sperrintervallen der übrigen von den Fahrzeugen mitgeführten Transpondern (20 bis 68) sind.

35. Verfahren zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 33, dadurch gekennzeichnet, daß wenigstens einige der von den Fahrzeugen mitgeführten Transponder (20 bis 68) eine Steuereinrichtung (86 bis 152) aufweisen, die auf ein empfangenes Kommandosignal zum Verändern des vorbestimmten Zeitintervalls, welches auf die Antwort der Transponder (20 bis 68) auf das allgemeine Abfragesignal folgt und während der die Transponder (20 bis 68) gegen ein Senden weiterer Bakensignale gesperrt sind, anspricht, und daß weiter der Verfahrensschritt des Sendens dieses Kommandosignals von der Bodenstation (GS) zu wenigstens einem der Fahrzeuge (A) vorgesehen ist.

36. Verfahren zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 33, dadurch gekennzeichnet, daß die drei Satelliten (S 1,52,53) in einer geosynchronen äquatorialen Umlaufbahn um die Erde sind, daß jeder der Satelliten (Si, 52, 53) auf einer unterschiedlichen geographischen Längenposition in der Umlaufbahn vorgesehen ist, und daß der Verfahrensschritt des Empfangens der Bakensignale an den drei Satelliten (S 1,52,53) und des Wiederaussendens der empfangenen Bakensignale zur Bodenstation (GS) von den drei Satelliten (Si₁ 52, 53) die folgenden Verfahrensschritte umfaßt:

(a) Empfangen der Bakensignale von den von den Fahrzeugen mitgeführten Transpondern (20 bis 68) mit zwei der Satelliten (Si, S3) und Wiederaussenden der empfangenen Bakensignale zu dem dritten Satelliten (S 2);

(b) Empfangen der wiederausgesendeten Bakensignale mit dem dritten Satelliten (S 2);

(c) Empfangen der Bakensignale direkt von den von den Fahrzeugen mitgeführten Transpondern (20 bis 68) mit dem dritten Satelliten (52); und

(d) Wiederaussenden aller mit dem dritten Satelliten (S 2) empfangenen Bakensignale zur Bodenstation (GS).

37. Verfahren zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 36, dadurch gekennzeichnet, daß der Verfahrensschritt des Wiederaussendens 'aller Bakensignale, die mit dem dritten Satelliten (S 2) empfangen worden sind, zur Bodenstation (GS) den weiteren Verfahrensschritt des Modifizierens des von wenigstens einem der ersten beiden Satelliten (Si, 53) wieder ausgesendeten Bakensignals in einer charakteristischen Weise umfaßt, und daß der Verfahrensschritt des Empfangens jedes wieder ausgesendeten Bakensignals an der Bodenstation (GS) und des Feststellens von dessen Ankunftszeit den weiteren Verfahrensschritt des Feststellens der charakteristischen Abwandlung oder des Fehlens derselben in jedem wieder ausgesendeten Bakcnsignal umfaßt.

38. Verfahren zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 37, dadurch gekennzeichnet, daß der Verfahrensschritt des Berechnens der augenblicklichen Position von jedem der Fahrzeuge (A) innerhalb des Abschnitts

den weiteren Verfahrensschritt des Zuordnens jedes wieder ausgesendeten Bakensignals zu dem jeweiligen speziellen Satelliten (S 1, S2, S3), der es erzeugt hat, gemäß der charakteristischen Abwandlung oder des Fehlens derselben, die bzw. das in dem wieder ausgesendeten Bakensignal festgestellt worden ist, umfaßt.

39. Verfahren zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 38, dadurch gekennzeichnet, daß das von jedem Fahrzeugtransponder (20 bis 68) gesendete Bakensignal eine digitale Impulsgruppe ist, die aufeinanderfolgende Bits digitaler Information aufweist, wobei die aufeinanderfolgenden Impulse der Impulsgruppe im wesentlichen gleiche Amplitude haben, und wobei das Verfahren weiter in folgender Weise durchgeführt wird:

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(a) der Verfahrensschritt des Abwandeins der von wenigstens einem der ersten beiden Satelliten (S 1,53) wieder ausgesendeten Bakensignale in einer charakteristischen Weise umfaßt das Wiederaussenden der digitalen Impulsgruppe derart, daß einer oder mehrere der voreilenden bzw. ersten Impulse der Impulsgruppe eine Amplitude haben, die wesentlich größer als diejenige der übrigen Impulse der Impulsgruppe ist; und

(b) der Verfahrensschritt des Feststeilens der charakteristischen Abwandlung oder des Fehlens derselben in jedem wieder ausgesendeten Bakensignal umfaßt das Vergleichen der Amplitude von einem oder mehreren der voreilenden bzw. ersten Impulse einer wieder ausgesendeten Bakensignalimpulsgruppe mit der Amplitude von einem oder mehreren der übrigen Impulse der Impulsgruppe.

40

40. Verfahren zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 33, dadurch gekennzeichnet, daß das von jedem Fahrzeugtransponder (20 bis 68) gesendete Bakensignal eine digitale Impulsgruppe ist, die aufeinanderfolgende Bits digitaler Information aufweist, wobei diese Impulsgruppe einen voreilenden oder ersten Impuls zur Markierung des Beginns des Bakensignals, einen so nacheilenden oder letzten Impuls zur Markierung des Endes des Bakensignals, und eine Mehrzahl von mittleren Impulsen zwischen dem voreilenden und dem nacheilenden Impuls zur digitalen Aufnahme der Information, welche das eine Fahrzeug (A) ausschließlich identifiziert, umfaßt.

41. Verfahren zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 40, dadurch gekennzeichnet, daß das Bakensignal nominell ein vorbestimmtes Zeitintervall zwischen dem voreilenden und nacheilenden Impuls einnimmt, und daß weiter die folgenden Verfahrensschritte vorgesehen sind:

(a) Feststellen jedes wieder ausgesendeten Bakensignals, das ein Zeitintervall einnimmt, welches um mehr als eine vorbestimmte Toleranz über das vorbestimmte nominelle Zeitintervall hinausgeht, in der Bodenstation (GS);

(b) Erzeugen eines Zurückweisungssignals in Ansprechung auf das Feststellen eines wieder ausgesendeten Bakensignals, das diese Toleranz überschreitet; und

(c) Unterdrücken der Verwendung eines wieder ausgesendeten Bakensignals, das die erwähnte Toleranz überschreitet, bei der Berechnung der Fahrzeugposition, und zwar in Ansprechung auf das Auftreten des Zurückweisungssignals.

42. Verfahren zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 40, dadurch gekennzeichnet, daß der Verfahrensschritt des Empfangene von jedem der wieder ausgesendeten Bakensignale an der Bodenstation (GS) und des Ermitteins ihrer Ankunftszeit die folgenden Verfahrensschritte umfaßt:

(a) Feststellen des voreilenden bzw. ersten Impulses des wieder ausgesendeten Bakensignals;

(b) Erzeugen eines numerischen Werts, der die Ankunftszeit des voreilenden oder ersten Impulses, gemessen gegenüber einer lokalen Uhr (268), angibt bzw. indikativ hierfür ist;

(c) Feststellen des nacheilenden oder letzten Impulses des wieder ausgesendeten Bakensignals; und

(d) Erzeugen eines numerischen Werts, der die Ankunftszeit des nacheilenden oder letzten Impulses, gemessen gegenüber der lokalen Uhr (268), angibt bzw. indikativ hierfür ist.

43. Verfahren zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 42, dadurch gekennzeichnet, daß der Verfahrensschritt des Empfangens von jedem der wieder ausgesendeten Bakensignale an der Bodenstation (GS) und des Feststeilens ihrer Ankunftszeit weiter den Verfahrensschritt des Mittelwertbildens aus den numerischen Werten, die die Ankunftszeiten des voreilenden und nacheilenden Impulses angeben bzw. indikativ hierfür sind, so daß sich ein Mittelwert ergibt, der die Ankunftszeit des wieder ausgesendeten Bakensignals an der Bodenstation (GS) angibt bzw. indikativ hierfür ist, umfaßt".

44. Verfahren zum Bestimmen der Positionen einer Mehrzahl von sich auf oder über einem definierten Abschnitt der Erdoberfläche bewegenden Fahrzeugen nach Anspruch 42, dadurch gekennzeichnet, daß der Verfahrensschritt des Feststellens der das Fahrzeug (A) identifizierenden Information, die in jedem wieder ausgesendeten Bakensignal enthalten ist, die folgenden Verfahrensschritte umfaßt:

(a) Eintakten der aufeinanderfolgenden eintreffenden Bits der digitalen Information, die in dem wieder ausgesendeten Bakensignal enthalten ist, in die aufeinanderfolgenden Stufen eines Schieberegisters (286) mit einer Bitrate bzw. -frequenz, die durch die Frequenz eines

Taktgebers (282) variabler Frequenz bestimmt ist, wobei die Frequenz des Taktgebers (282) variabler Frequenz entsprechend der Größe einer analogen Steuerspannung variiert wird; und

(b) Ableiten der analogen Steuerspannung als Funktion der Differenz zwischen den Ankunftszeiten des voreilenden und nacheilenden Impulses jedes wieder ausgesendeten Bakensignals, wobei diese Differenz für die Bitrate bzw. -frequenz der im Bakensignal enthaltenen digitalen Information indikativ bzw. kennzeichnend ist, wodurch die Eintaktungsrate bzw. -frequenz des Schieberegisters (286) genau der Bitrate bzw. -frequenz der im Bakensignal enthaltenen digitalen Information angepaßt wird.