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Gleitwegbake zur Führung von Flugzeugen bei der Landung.
Es ist bekannt, zum Landen von Flugzeugen sogenannte Gleitwegbaken zu verwenden, bei denen ein keulenförmiges Strahlenbündel ultrakurzer Wellen unter einem bestimmten Winkel zur Erdoberfläche ausgestrahlt wird. Die Landung erfolgt, indem das Flugzeug auf einer Kurve gleicher Feldstärke niedergeht. Um dieses Verfahren einwandfrei durchführen zu können, ist es bisher notwendig, dafür zu sorgen, dass der Sender seine Leistung dauernd beibehält und der Empfänger stets gleiche Empfindlichkeit besitzt. Senderseitig kann die Forderung verhältnismässig leicht erfüllt werden, indem man am besten nicht nur den Sender, sondern auch das Senderfeld überwacht, empfangsseitig ist dies schwierig, da die Empfindlichkeit des Empfängers über lange Zeiträume gleichbleiben muss.
Denn die Gleitwegbake soll zum Landen verwendet werden, d. h., um ein Beispiel zu nennen, bei einem Flug Berlin-London muss der Empfänger schon in Berlin eingestellt sein und bis zu der nach mehreren Stunden in London erfolgenden Landung gleich empfindlich sein. Es ist selbstverständlich möglich, den Empfänger inzwischen abzuschalten, aber nach dem Wiedereinschalten vor der Landung muss er die gleiche Empfindlichkeit besitzen. Es ist leicht einzusehen, dass dies bei der ausserordentlich grossen Empfindlichkeit der modernen Empfänger gegen Einstellungsänderungen nicht leicht zu verwirklichen ist.
Der Erfindung gemäss wird daher vorgeschlagen, das Gleitwegbakenverfahren derart durchzuführen, dass der Beginn des Landens durch eine zusätzliche Kennung angezeigt wird und das Landen
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Kennung vorhanden ist.
Dies ist im folgenden an einigen Beispielen erläutert.
Fig. 1, 2, 3 sind je ein Aufriss eines Landeplatzes. Fig. 4 zeigt schematisch eine auf den Flugzeugen befindliche Anzeigevorrichtung.
Die Zahlen 1-5 bezeichnen Kurven verschiedener Feldstärke eines in bekannter Weise schräg aufwärts gerichteten Strahlenbündels oder zweier zwecks Erzielung einer Zone gleicher Intensität abwechselnd getasteter Strahlenbündel oder eines ringwulstartigen Strahlungsdiagramms. Die Erfindung ist bei allen Verfahren dieser Art verwendbar. Dabei muss gegebenenfalls die Richtungsbestimmung durch besondere Einrichtungen erfolgen. Die Bahn des Flugzeuges ist mit B bezeichnet. Das bisher bekannte Verfahren beruht darauf, dass das zunächst waagrecht ankommende Flugzeug so lange in das Strahlenbündel hineinsteuert, bis es zu der Feldstärke kommt, auf der es niedergehen soll. Sobald ein bestimmter Ausschlag der Anzeigevorrichtung des Empfängers erreicht ist, geht das Flugzeug nieder.
Dies erfordert, wie schon im vorstehenden erklärt ist, dass die Empfindlichkeit des Empfängers gleichgeblieben ist.
Der Erfindung gemäss wird der Landungsbeginn eine durch zusätzliche Kennung 6 angezeigt, die zufolge Fig. 1 senkrecht oder nach Fig. 2 schräg aufwärts gerichtet ist. Diese Kennung kann entweder akustisch oder ebenfalls drahtlos gegeben werden. Bei der Schrägrichtung wird es wohl vorteilhafter sein, sie drahtlos zu geben. Das Flugzeug fliegt so lange waagrecht weiter, bis es zum Punkt 7 kommt, an dem es die Kennung 6 erhält. Das Flugzeug steuert vom Punkt 7 ab so, dass der Ausschlag der Anzeigevorrichtung derselbe bleibt, der im Augenblick des Eintreffens der Kennung 6 vorhanden gewesen ist. Es ist jetzt gleichgültig, ob die Anzeigevorrichtung zwei oder sechs Skalenteile zeigt, d. h. ob die Empfindlichkeit des Empfängers sich geändert hat.
Die Anzeigevorrichtung erfüllt jetzt die Auf-
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gabe, während der kurzen Zeit der Landung das Niedergehen auf der Kurve gleicher Feldstärke zu ge- währleisten.
Die Höhe des Flugzeuges liegt bei der Annäherung an den Flugplatz zwischen festgesetzten Grenzen, die im allgemeinen nicht sehr weit auseinanderliegen. Der Flugzeugführer weiss, welche Höhe er bei der Annäherung an den Platz einzuhalten hat, um eine einwandfreie Landung durchführen zu können. Die Ausstrahlung der zusätzlichen Kennung kann daher unabhängig von dem jeweils eintreffenden Flugzeug immer in gleicher Weise erfolgen. Fliegt das Flugzeug den Flugplatz tiefer an, so ergibt sich lediglich eine flachere Gleitwegkurve als die, die ursprünglich vorgesehen war.
Es ist nicht erforderlich, dass die Sendestelle weiss, wann das Flugzeug in die Kurvenschar des Gleitwegsenders eintritt, sondern es genügt in jedem Falle, wenn die Sendestelle die Höhe des Flugzeuges beim Anfliegen des Flugplatzes ungefähr feststellt und demgemäss eine Schrägstellung der Kennung vornimmt.
Die in Fig. 2 gezeigte Schrägrichtung der Kennung 6 hat den Vorteil, dass ein Flugzeug, dessen waagrechte Flugbahn B höher liegt als in Fig. 1, ebenfalls auf der Feldstärkekurve 2 niedergeht und nicht auf der Feldstärkekurve 4, für welche Punkt 8 den Beginn des Landens angibt. Zum Vergleich ist in der Fig. 2 die senkrechte Kennung gestrichelt eingezeichnet.
Gemäss der weiteren Erfindung kann die Landung selbst auch so eingerichtet werden, dass zwecks Erzielung einer bestimmten Landekurve vom Erhalt der Kennung ab Kurven verschiedener Feldstärke geschnitten werden, indem die Empfindlichkeit der Anzeigevorrichtung des Empfängers in Abhängigkeit von der Zeit geändert wird.
Dieses Verfahren ist aus den folgenden Gründen zweckmässig. Wird aus grosser Höhe - beispiels-
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benutzt wird, so muss das Flugzeug zuerst sehr steil, u. zw. unzulässig steil niedergehen und darf sich erst von ungefähr 200 m ab mit einer zulässigen Steilheit abwärts bewegen. Macht man das Strahlungdiagramm der Gleitwegbake flacher, so ist zwar das Landen aus grosser Höhe auch ohne weiteres möglich, jedoch mündet dann das Diagramm und damit die Flugbahn des Flugzeuges sehr flach zur Erdoberfläche ein. Hier zeigt sich, dass die zur Verfügung stehenden Flugplätze zu klein sind. Es kommt hinzu, dass die Verhältnisse keineswegs für alle Flugzeugtypen gleich sind.
Es braucht nur erwähnt zu werden, dass die eine Maschine steiler niedergehen kann als die andere und dass die Auslaufzeiten und damit der Platzbedarf entsprechend den Landegeschwindigkeiten der Maschine verschieden sind. Das vorgeschlagen Verfahren hat den Vorteil, dass man sich von der Bindung an die Kurve gleicher Feldstärke frei machen, nämlich durch Schneiden von Landekurven jede beliebige Landekurve festlegen kann.
Dies ist in Fig. 3 erläutert. Bis zum Beginn der Landung beim Punkt 7 gleicht das Verfahren dem mit Bezug auf Fig. 1 und 2 beschriebenen. Da die Feldstärkekurven 1 und 2 schon weit ausserhalb des Flughafengebietes F in die Nähe des Erdbodens reichen, ein gefahrloses Landen also wegen Gebäude und sonstiger Hindernisse nicht möglich ist, werden gemäss der weiteren Erfindung Feldstärkekuiven geschnitten. Dies bedeutet, dass das Flugzeug nicht auf der Feldstärkekurve 2 niedergeht, sondern zu dem Punkt 9, d. i. dem Schnitt mit der Kurve 3, ferner zum Punkt 10, d. h. dem Schnitt mit der Kurve 4, und dann zum Punkt 11, dem Schnitt mit der Kurve 5, weitersteuert. Dies wird dadurch erreicht, dass vom Punkt 7 ab die Empfindlichkeit der Anzeigevorrichtung geändert wird.
Die Änderung braucht keineswegs linear zu erfolgen, wie Fig. 3 es zeigt, sondern kann nach jedem beliebigen Gesetz geschehen, mit andern Worten, man kann die Landekurve ganz beliebig durch die Lage der Schnittpunkt 7-J-1 zu- sammensetzen und sie so dem Flugplatz und der Flugzeugtype anpassen.
Die Einrichtung zur Durchführung dieses Gedankens ist mit Ausnahme einer besonders zweckmässigen nicht in allen Einzelheiten dargestellt, da es sich um einfache Zusatzanordnungen zu bekannten Einrichtungen handelt. Man kann entweder zu der Anzeigevorrichtung einen Shunt oder einen Serienwiderstand schalten, dessen Grösse in Abhängigkeit von der Zeit durch eine Uhr od. dgl. geändert wird.
Dabei wird die Anordnung so ausgebildet, dass die Zuschaltung von dem Augenblick des Eintreffens der Kennung ab erfolgt.
Es ist auch möglich, eine besonders ausgebildete Anzeigevorrichtung zu verwenden, wie sie beispielsweise in Fig. 4 gezeigt ist. Der Zeiger Z wird in bekannter Weise von dem Ausgangskreis der Empfangseinrichtung beherrscht. Die Skala Bk steht aber nicht wie bei den gebräuchlichen Instrumenten fest, sondern wird in Abhängigkeit vom Augenblick des Eintreffens der Kennung an beispielsweise aufwärts bewegt. Der Flugzeugführer hat trotzdem so zu steuern, dass der Zeiger Z immer auf den Nullstrich der Skala zeigt.
Das Geben der Kennung erfolgt mit Einrichtungen, die an sich bekannt sind. Ferner können solche Methoden verwendet werden, die zur Kenntlichmachung der Platzgrenze dienen. Im einfachsten Fall wird ein Parabelspiegel Verwendung finden, der die Energie aufwärts oder schräg aufwärts bündelt.
Es ist auch möglich, eine an sich bekannte Anordnung zur Erzielung einer Zone gleicher Intensität zu verwenden, nämlich eine Anordnung, die mittels senkrechter Polarisation arbeitet. Eine solche Anordnung besteht z. B. aus einem senkrechten Dipol, der dauernd von einem Sender gespeist wird, und zwei als Reflektoren wirkenden Dipolen. Diese Reflektordipole werden abwechselnd nach einer der bekannten Methoden getastet, z. B. im a-n-Rhythmus. Es entsteht so in bekannter Weise eine Zone gleicher Inten-
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sität, nämlich dadurch, dass das kreisförmige Strahlungsdiagramm des mittleren, dauernd vom Sender gespeisten Dipols abwechselnd nach der einen und der andern Seite in eine gedrückte Kurve übergeführt wird.
Wenn ein Flugzeug eine solche Anordnung überfliegt, setzt auf ihm der Empfang aus, weil die Anordnung mit senkrechter Polarisation arbeitet. Der Zeitpunkt des Aussetzens ist ausserordentlich
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verwendet werden kann, um die Empfindlichkeit der Anzeigevorrichtung in Abhängigkeit von der Zeit zu ändern. Es ist weiterhin möglich, die Kennung nicht in Form eines Strahlenbündels, sondern in Form einer Ebene zu geben, die vom Flugzeug durchstossen wird. Hiebei werden die Anordnungen vorteilhaft so ausgebildet, dass an zwei einander diagonal gegenüberliegenden Ebenen des Flugplatzes Sender aufgestellt werden, die je zwei Seiten des Flugplatzes mit sole en Kennungsebenen versorgen. Wird mit akustischer Kennung gearbeitet, so können die entsprechenden Richtmittel für Schallsender oder Schallsenderkombination verwendet werden.
PATENT-ANSPRÜCHE :
1. Gleitwegbake zur Führung von Flugzeugen bei der Landung, dadurch gekennzeichnet, dass der Landungsbeginn durch eine zusätzliche Kennung angezeigt wird und die Landung selbst nach Massgabe der Intensitätsanzeige erfolgt, die im Augenblick des Eintreffens der zusätzlichen Kennung herrscht.