Instrument de navigation aérienne
La présente invention a pour objet un instrument de navigation aérienne, destiné à fournir une indication visuelle de la position et du cap d'un avion ou engin aérien analogue par rapport à une trace au sol définie par voie radioélectrique, et de l'écart latéral de l'avion par rapport à cette trace au sol.
Lorsqu'un avion vole sans visibilité entre deux aérodromes, le pilote de cet avion suit des faisceaux de radio-phares du type omnidirectionnel travaillant aux ultra-fréquences et qui sont dénommés d'une façon générale radio-phares omnidirectionnels . La progression d'un avion suivant un faisceau de radio-phare omnidirectionnel est communiquée au pilote par un instrument à représentation visuelle. Jusqu'à présent, ces instruments fournissaient des renseignements concernant la position et le cap de l'avion par rapport à une ligne de relèvement déterminée à partir d'une station omnidirec- tionnelle particulière, dont le signal radioélectrique était reçu.
Le cap de l'avion était représenté par une barrette ou une aiguille rotative, et son écart à partir d'une ligne de relèvement déterminée était représente par le départ transversal de la barrette ou de 1'aiguille par rapport à un repère de référence. Quand l'avion passait au-dessus de la station ou de l'émetteur dont le signal radioélectrique était reçu, une vibration parasite ou autre indication incertaine était notée dans les instruments par suite des signaux radioélectriques confus propagés verticalement depuis la station ou le poste émetteur.
Quand l'avion atteignait une zone de propagation de signaux radioélectriques bien définis, au-delà de cette station, un indicateur discriminateur d'approche ou d'éloignement était actionné, et la barrette ou l'aiguille était déplacée rapidement de 180 pour indiquer que, bien que l'avion conserve le même cap, la station ou l'émetteur radio se trouvait maintenant derrière l'avion. Ces instruments ne fournissaient au pilote aucun avertissement lorsqu'il se rapprochait de la station radio. Par ailleurs, le passage rapide de l'instrument d'une indication de rapprochement à une indication d'éloignement pouvait aisément passer inaperçu pour le pilote, qui ne peut constamment observer un instrument particulier, mais qui prélève un renseignement à cet instrument en observant rapidement son cadran de temps à autre.
A la fin de son vol sans visibilité entre deux aérodromes, 1'avion atterrit à l'aérodrome d'arrivée.
Si l'atterrissage s'opère sans visibilité, des renseignements sont reçus d'un dispositif d'atterrissage sans visibilité au sol. Un exemple de dispositif de ce type est constitué par un jeu de radio-phare d'atterrissage et de localisateur. Il est désirable d'utiliser alors le même instrument qui est utilisé pendant la navigation entre deux aérodromes. La même barrette ou la même aiguille rotative représente l'écart par rapport au faisceau de localisateur du dispositif d'atterrissage sans visibilité. Il est parfois désirable que le pilote puisse faire une discrimination, lors de l'observation du cadran de l'ins- trument, afin de savoir si l'avion se déplace suivant un radio-phare omnidirectionnel ou sur un faisceau de radio-phare de localisateur.
L'absence de cette caractéristique discriminatrice pourrait être à l'origine d'une confusion de la part du pilote.
L'instrument selon l'invention est caractérisé par deux éléments indicateurs (3, 6 ; 3', 6') déplaçables relativement angulairement et latéralement, ces éléments constituant des représentations de la trace au sol et de l'avion, l'élément (6, 6') destiné à représenter la trace au sol fournissant une indication de forme allongée dont l'axe est perpendiculaire à la direction du déplacement latéral relatif des deux éléments (3, 6 ; 3', 6').
Le dessin annexé représente, à titre d'exemple, deux formes d'exécution de l'instrument faisant l'ob- jet de la présente invention.
La fig. 1 est une vue de face de l'instrument tel qu'il apparaît au pilote.
Les fig. 2a, 2b, 2c et 2d sont des représentations simplifiées de face de l'instrument dans différentes positions.
La fig. 3 est un schéma de trajectoire de vol utilisé illustrant le fonctionnement de l'instrument.
La fig. 4 est une vue en perspective de la pre mière forme d'exécution de l'instrument.
La fig. 5 est un schéma des connexions électriques de l'instrument.
La fig. 6 est un schéma des connexions électriques de dispositifs d'entraînement d'un indicateur incorporé à l'instrument.
La fig. 7 est une vue en élévation (avec coupe partielle) correspondant à une partie de la forme d'exécution représentée en perspective sur la fig. 4.
La fig. 8 est une vue en perspective simplifiée de la deuxième forme d'exécution de l'instrument.
L'instrument représenté à la fig. 1 comporte un boîtier 1 présentant une fenêtre d'observation 2 en verre ou en toute autre matière transparente. Un premier repère de référence 3 représentant l'avion est disposé sensiblement au centre de la fenêtre 2.
Ce premier repère de référence 3 est fixe ; il peut être monté sur un support approprié ou bien gravé ou peint sur la fenêtre 2. Il est prévu également au voisinage de cette fenêtre 2 une paire de barrettes ou d'aiguilles sensiblement rectilignes 4 et 5 se coupant selon un angle aigu, désigné par la référence 6.
Les aiguilles 4 et 5 sont étudiées de manière à être déplacées en translation par rapport au repère de référence 3 et l'une par rapport à l'autre. Ces aiguilles 4 et 5 sont en outre étudiées de manière à pouvoir être déplacées angulairement autour d'un centre de repère de référence 3 comme axe, ce centre du repère 3 formant, par exemple, le point d'intersection des ailes et du fuselage de l'avion qu'il repré- sente. Un second repère de référence rectiligne 7, qui peut être porté par une rose des vents circulaire 8, est étudié de manière à tourner autour du premier repère de référence 3 comme axe. Ce second repère de référence 7 peut se présenter sous la forme d'une ligne droite ou d'une série de symboles (comme des points) disposés en ligne droite.
Le second repère de référence 7 est orienté perpendiculairement à la bissectrice de l'angle aigu 6. Les aiguilles 4 et 5 et la rose des vents 8 sont étudiées de manière à tourner en coopérant les unes avec les autres, de façon que le repère de référence 7 demeure perpendiculaire à la bissectrice de l'angle aigu 6. Un index 9, qui peut être également porté par la rose des vents 8, se trouve sur le diamètre de cette rose des vents perpendiculaire au second repère de référence 7.
Un rapporteur 10 est fixé sur le boîtier 1 de manière à coïncider avec l'index 9. Un index de trajectoire d'atterrissage 11, monté au voisinage de la fenêtre 2, est étudié de manière à être déplacé verticalement par rapport au boîtier 1 de l'instru- ment et au repère de référence 3. Un bouton sélecteur de relèvement 12 détermine la ligne de relèvement désirée partant de la station émettrice et selon laquelle l'avion doit se déplacer, l'angle de relèvement apparaissant sous forme numérique dans la fenêtre de relèvement 13. Le déport entre le cap d- l'avion et la ligne de relèvement choisie est représente par l'angle formé entre la bissectrice de l'angle aigu 6 et une verticale imaginaire passant par le repère de référence.
Cet angle de déport est indiqué directement par l'index 9, par coopération avec le rapporteur 10.
L'amplitude relative et le sens de ce déport de l'avion par rapport au relèvement choisi sont indiqués par le déport du point d'intersection 14 des barrettes ou aiguilles 4 et 5 par rapport au premier repère de référence 3 dans une direction perpendiculaire à la bissectrice de l'angle 6. La distance entre le point d'intersection 14 des aiguilles 4 et 5 et le second repère de référence 7 dans une direction parallèle à la bissectrice de l'angle aigu 6 repré- sente la distance entre l'avion et la station émettrice, et elle est déterminée par le déplacement relatif des barrettes ou aiguilles 4 et 5 l'une par rapport à l'autre.
Un bouton sélecteur de distance 15 contrôle la distance maximum représentée par les aiguilles s'intersectionnant l'une l'autre, cette distance maximum apparaissant sous forme numérique dans la fenêtre des distances 16. Une fenêtre 17 indique le mode de commande de vol choisi et permet de voir si l'avion se déplace suivant un faisceau de radiophare omnidirectionnel ou suivant un faisceau de localisateur.
On a représenté sur la fig. 2 l'aspect de l'indica- teur dans le cas où l'avion se déplace selon une route choisie et se rapproche d'une station émettrice ou passe au-dessus d'elle. Quand l'avion se rapproche de la station émettrice représentée par le point d'intersection 14, ce point d'intersection est écarté du repère de référence 3, qui représente l'avion. Quand l'avion se rapproche de cette station émettrice, la longueur de la partie de la bissectrice de l'angle aigu 6 comprise entre le repère 3 et le point d'intersection 14 diminue comme montré sur la fig. 2a. Quand l'avion passe au-dessus de la station émettrice, le point d'intersection 14 et le centre du repère de référence 3 coïncident, comme visible sur la fig. 2b.
Quand l'avion s'écarte de la station émettrice, la longueur de la partie de la bissectrice comprise entre le repère de référence 3 et le point d'intersection 14 augmente comme visible sur la fig. 2c.
Une variante de représentation qui peut être utilisée quand l'avion se rapproche d'une station émettrice de localisateur est celle que montre la fig.
2d. Dans cette représentation, les barrettes ou aiguilles 4 et 5 sont parallèles l'une à l'autre. Quand un avion se déplace suivant le relèvement choisi, le centre du premier repère de référence 3 se trouve à mi-distance entre les barrettes ou aiguilles parallèles.
Afin de permettre l'interprétation de la position des éléments sur la face avant de l'instrument, on étudiera maintenant leur fonctionnement et l'aspect obtenu dans le cas où l'avion se déplace d'un aérodrome à un autre. La route suivie pendant le vol et la représentation obtenue sur l'écran de l'instrument pour différentes positions le long de cette route sont indiquées sur la fig. 3. L'avion doit se déplacer de l'aérodrome ABLE à l'aérodrome BAKER, et il doit passer au-dessus des stations émettrices ou radio-phares omnidirectionnels R et S.
Cet avion décolle de la piste de l'aérodrome ABLE, dont le relèvement magnétique est de 85". Pour la commande de l'instrument, on déplace en rotation le bouton sélecteur de relèvement afin d'obtenir dans la fenêtre correspondant au relèvement la valeur 85". Le mode de travail de l'instrument est réglé en vue de coopérer avec un localisateur, en faisant tourner le bouton sélecteur de fréquence du récepteur de navigation, qui sera décrit plus loin, pour l'amener sur la fréquence convenable de l'émetteur de localisateur de l'aérodrome ABLE. L'avion est amené dans l'alignement de la piste. Dans cette condition, la face de l'indicateur correspondant à la représentation fournie à côté de la position A de l'avion est montrée sur la fig. 3.
L'avion décolle alors et se déplace suivant un relèvement de 850, le premier repère de référence étant maintenu tout d'abord centré entre les barrettes ou aiguilles parallèles.
Quand l'avion atteint le point B, le pilote commence à virer de manière à se diriger vers l'émetteur omnidirectionnel R. Il doit se rapprocher de l'émetteur R suivant un relèvement de 3300. Le pilote tourne alors le bouton sélecteur de fréquence du récepteur de navigation pour l'amener sur la fréquence propre de l'émetteur omnidirectionnel R.
Ceci modifie automatiquement le mode de travail de l'instrument, de sorte que les barrettes ou aiguilles rectilignes pivotent l'une par rapport à l'autre afin de se couper selon un angle aigu. Le pilote tourne également le bouton sélecteur de relèvement, pour l'amener sur une valeur de relèvement de 330 .
La rose des vents et les aiguilles associées se coupant l'une l'autre tournent alors par rapport au premier repère de référence et prennent la position représentée à côté de la position B de l'avion sur la fig. 3, afin de représenter l'écart angulaire entre le relèvement choisi et le cap de l'avion. Le bouton sélecteur de distance peut être réglé sur une lecture maximum de 80 km, par exemple. Etant donné que l'avion se trouve à gauche du relèvement choisi aboutissant à l'émetteur omnidirectionnel R, l'ins- trument montre l'avion, représenté par le premier repère de référence, à la gauche du relèvement choisi, qui est indiqué par la bissectrice de l'angle aigu. formé entre les aiguilles se coupant l'une l'autre.
L'avion effectue alors un virage comme indiqué en C pour se rapprocher de l'émetteur R suivant le relèvement choisi. Ceci provoque une rotation de la rose des vents et des aiguilles rectilignes dans le sens horaire par rapport au premier repère de référence. Par ailleurs, quand l'avion se rapproche du relèvement choisi, le point d'intersection des aiguilles se rapproche du premier repère de référence dans une direction perpendiculaire à la bissectrice de 1'angle aigu formé entre les aiguilles.
Au point D, l'avion se déplace suivant le relè- vement choisi égal à 3300 et il se rapproche de l'émetteur R. Comme montré sur l'indicateur, le repère de référence 3 se trouve alors sur la bissectrice de l'angle aigu formé entre les aiguilles. La longueur de la partie de la bissectrice comprise entre le point d'intersection et le premier repère de référence décroît au fur et à mesure que l'avion se rapproche de l'émetteur. Au point E, l'avion passe au-dessus de l'émetteur et le premier repère de référence coïncide avec le point d'intersection des aiguilles. Au point F, l'avion s'écarte de l'émetteur R et la distance entre le premier repère de référence et le point d'intersection croît.
Au point G, le pilote déclenche le mouvement nécessaire pour prendre un nouveau cap, afin de se rapprocher de l'émetteur omnidirectionnel S suivant un cap de 10 . Il fait tourner le bouton sélecteur de relèvement pour l'amener sur un relèvement égal à 10 , et il règle le bouton sélecteur de fréquence de son récepteur de navigation sur la fréquence de l'émetteur S. L'instrument répond maintenant à des signaux radioélectriques de l'émetteur S et non plus à des signaux de l'émetteur R. Les aiguilles non parallèles pivotent alors dans le sens horaire par rapport au premier repère de référence et leur point d'intersection est déplacé vers la gauche, étant donné que l'avion se trouve à la droite du relèvement choisi.
Alors que l'avion s'écartait tout d'abord de l'émetteur R, il se rapproche maintenant de l'émetteur S. Par suite, le point d'intersection des aiguilles est décalé dans une direction parallèle à la bissectrice de l'angle aigu formé par ces aiguilles, pour venir dans la position représentée au voisinage de la position G de l'avion. Au point H, 1'avion a terminé son virage vers le nouveau relèvement. Bien qu'il se déplace maintenant selon un relèvement magnétique de 10tu, la route de l'avion est décalée vers la droite par rapport au relèvement égal à 10 abou tissant à l'émetteur S. Ceci est indique sur l'instru- ment par le fait que le point d'intersection des aiguilles se trouve Ó la gauche du premier rep¯re de rÚfÚrence.
Au point I, l'avion se trouve immédiatement au-dessus de l'émetteur S. Au point J, l'avion prépare sa manoeuvre de manière à atterrir sur l'aérodrome BAKER. Il tourne le bouton sélecteur de fréquences du récepteur de navigation pour l'ame- ner sur la fréquence du localisateur de l'aérodrome
BAKER. Ceci provoque automatiquement un pivotement relatif des aiguilles l'une par rapport à l'autre, afin qu'elles prennent une position parallèle qui indique au pilote qu'il se rapproche d'un émetteur de localisateur. L'index de trajectoire d'atterrissage, qui était tout d'abord escamoté à la vue, est alors actionné lors d'un fonctionnement avec réception du faisceau de localisateur, et il apparaît sur la face de l'instrument.
Le pilote tourne alors le bouton sélecteur de relèvement pour l'amener sur la valeur de 105 , qui est le relèvement désiré aboutissant à l'aérodrome, pour pouvoir atterrir sur la piste. La représentation obtenue est montrée à côté de la position J de l'avion. Au point K, l'avion vire pour se rapprocher du relèvement choisi. Cet avion se trouve à la droite du relèvement choisi, et l'indica- tion de l'instrument correspond à celle indiquée.
Etant donné que l'avion se trouve au-dessous de la trajectoire d'atterrissage, l'index de trajectoire d'at- terrissage est voisin de la partie supérieure de l'ins- trument. Au point L, l'avion se prépare à atterrir.
Etant donné qu'il se déplace suivant le relèvement choisi égal à 105 , le premier repère de référence est centré entre les aiguilles parallèles. L'avion se déplace maintenant suivant la trajectoire d'atterrissage, ce qui est indiqué sur l'instrument par la coincidence entre l'index de trajectoire d'atterrissage et le premier repère de référence.
Un ensemble de circuits électriques et électromécaniques assurant la commande de l'instrument suivant les signaux radioélectriques appropriés reçus est représenté sur les fig. 4, 5, 6 et 7.
L'écart entre le cap de l'avion et le relèvement choisi est représenté, comme montré sur la fig. 4, par l'angle formé entre la bissectrice de l'angle aigu 6, qui est délimité par l'intersection des barrettes ou aiguilles 4 et 5, et une verticale imaginaire passant par le repère de référence 3 et qui est désignée par la référence O sur le rapporteur 10. Cet écart peut être lu directement sous forme angulaire par la position de l'index 9 par rapport au rapporteur 10. Les aiguilles 4 et 5, leurs mécanismes de support et d'entraînement (qui seront décrits plus loin) et la rose des vents sur laquelle sont portés le second repère de référence 7 et l'index 9 sont étudiés de manière à être entraînés en rotation sous forme d'un ensemble monobloc par rapport au repère de référence 3, afin d'indiquer cet angle correspondant à l'écart précité.
Les mécanismes de support et d'entraînement des barrettes ou aiguilles 4 et 5 et de la rose des vents 8 sont fixés sur une chape 30 par laquelle elles sont supportées, cette chape étant entraînée en rotation autour de son axe longitudinal par le moteur 31 en réponse à un signal d'erreur fourni par le servo-amplificateur de cap 32. Le moteur d'entrainement 31 assure la rotation de la chape 30 par l'intermédiaire d'un train d'engrenages comportant les pignons 33, 34, 35 et 36. Le pignon 36 est calé sur l'arbre 37 de la chape 30, son arbre étant tourillonné dans le palier 38.
Le renseignement correspondant au relèvement choisi est injecté dans l'instrument par le déplacement angulaire à la main du bouton sélecteur de relèvement 12. Le relèvement choisi est indiqué dans la fenêtre 13, dont les tambours portant les chiffres sont entraînés par une timonerie mécanique représentée partiellement en traits mixtes et se terminant par l'arbre 39, qui est entraîné par le bouton 12. La fenêtre 13 et les éléments associés peuvent former un ensemble du type décrit dans le brevet français ? 1134865 déposé au nom de la même
Société le 22 juillet 1955 pour < Instrument de radio-navigation fournissant une indication visuelle p.
La rotation du bouton 12 provoque la rotation du pignon 40 calé sur l'arbre 39. Ce déplacement angulaire est transmis par le pignon 40 au pignon 41, qui est calé sur le boîtier 42 du dispositif à autosynchronisation 43. L'enroulement de stator 44 du dispositif 43 est fixé sur son boîtier 42, qui est tourillonné dans des paliers 45. Le dispositif à autosynchronisation 43 comprend un transformateur de commande du type usuel, muni d'un enroulement de stator rotatif 44 et d'un enroulement de rotor 46, de sorte que, en fait, ce dispositif agit à la manière d'un auto-synchroniseur différentiel. La chape 30 et les barrettes ou aiguilles 4, 5, ainsi que la rose des vents 8 associée à elles, sont stabilisées autour de l'axe de rotation de cette chape dans une direction parallèle au relèvement choisi, quelles que soient les variations de cap de l'avion.
Ceci est assuré par la servo-boucle de positionnement, qui entraîne la chape 30 et qui comprend en série les connexions aboutissant au dispositif à auto-synchronisation 43, le servo-amplificateur de cap 32 et le moteur 31, ce dispositif 43 recevant un signal d'entrée provenant du compas gyromagnétique asservi 47 (fig. 5) et du transformateur de cap à autosynchronisation 48, et un signal réactif provenant des engrenages 36 et 51. La servo-boucle fonctionne de manière à déterminer la position de la chape 30 par rapport au repère de référence 3 en fonction de la différence angulaire entre le relèvement de la route choisie et le cap de l'avion par rapport au
Nord magnétique.
Le compas gyromagnétique asservi 47 fournit à la sortie du transformateur de cap à auto-synchronisation 48 un signal correspondant au cap de l'avion par rapport au Nord magnétique déterminé par une référence magnétique convenable, par exemple par une valve de flux 49 comme montré sur la fig. 5. Le signal de sortie du transmetteur de cap à auto-synchronisation 48 est appliqué directement aux enroulements de stator 44 du dispositif à auto-synchronisation 43. Si la tension induite dans 1'enroulement de rotor 46 du dispositif 43 n'est pas nulle, cette tension va être amplifiée dans le servoamplificateur de cap 32 auquel l'enroulement de rotor est connecte, et elle va être appliquée au moteur 31, qui assure ainsi la rotation de la chape 30 par l'intermédiaire du train d'engrenages 33, 34, 35 et 36.
Ce déplacement angulaire appliqué à la chape 30 est transmis également à l'enroulement de rotor 46 du dispositif à auto-synchronisation 43 par l'intermédiaire du pignon 36 coopérant avec le pignon 51 calé sur l'enroulement du moteur. Le moteur 31 entraîne la chape 30 dans une direction cherchant à réduire la tension induite dans l'enrou- lement de rotor 46 pour l'amener à une valeur nulle.
Quand cette tension a été ramenée à une valeur nulle, la chape 30 a été stabilisée sur le relèvement choisi. Ainsi, la chape 30, les barrettes ou aiguilles 4, 5 et la rose des vents 8 prennent une position angulaire fonction de la différence entre le cap de l'avion par rapport au Nord magnétique et le relè- vement choisi.
L'amplitude et le sens de déplacement de l'avion par rapport au relèvement choisi sont représentés par le déport ou déplacement des aiguilles 4, 5, et en conséquence par le déport de leur point d'intersection 14, par rapport au premier repère de référence 3, dans une direction parallèle au second repère de référence 7. Comme montré sur la fig. 4, les aiguilles 4, 5 sont étudiées de manière à pouvoir être déplacées conjointement en translation, parallèlement au repère de référence 7, par des dispositifs d'entraînement 53 et 54 qui peuvent être du type d'Arsonval ou à cadre mobile, et qui comportent un aimant permanent fixe et une bobine ou un cadre mobile dans lequel passe le courant. Les aiguilles 4 et 5 sont montées sur les bobines des dispositifs d'entraînement 53 et 54 par les bras 57 et 58.
Un courant commun traversant les enroulements 55 et 56 (fig. 6) portés par ces bobines provoque le déplacement des aiguilles 4 et 5 dans la même direction par rapport au repère de référence 3. Les bras 57 et 58 traversent des fentes 59 et 60 ména gées dans la rose des vents 8 parallèlement au second repère de référence 7. Le courant actionnant les enroulements 55 et 56 est constitué par un signal de sortie provenant du comparateur de phase 74 du récepteur de navigation 62 (fig. 5).
Le récepteur de navigation 62 est du type utilisé dans les systèmes omnidirectionnels. Il produit un signal de sortie représentant le relèvement du récepteur par rapport à une station émettrice omnidirectionnelle particulière de laquelle le signal radioélectrique est reçu. Un exemple de récepteur de ce type est décrit dans l'article intitulé The CAA
VHF Omnirange , de MM. H. C.
Hurley et autres, dans la publication américaine : Technical Deve lopment Report Ne 113, Civil Aeronautics Administration p. Lors de son fonctionnement, le récepteur 62 est accorde sur la fréquence de la station omnidirectionnelle désirée par un bouton sélecteur de fréquence à commande manuelle 63, qui est actionné par le pilote. Le signal provenant de la station ou de l'émetteur est capté par l'antenne 64 et est détecté par un détecteur superhétérodyne 65. La sortie de ce sélecteur est constituée par une paire de signaux superposés formés par un signal à 9, 96 kilocycles modulé en fréquence à 30 cycles par seconde, et par un signal séparé à 30 cycles par seconde.
Les deux signaux sont séparés par un filtre 66 accordé sur 9, 96 kilocycles et par un filtre 67 accordé sur 30 cycles par seconde. Le signal provenant du filtre 66 accordé à 9, 96 kilocycles traverse un détecteur de modulation de fréquence 68 dont la sortie est formée par un signal de référence à 30 cycles par seconde. La différence de l'angle de phase entre le signal à 30 cycles du filtre 67 et le signal de référence à 30 cycles du détecteur 68 constitue une mesure du relèvement de l'avion par rapport à z l'émetteur ou à la station radioélectrique, cette différence d'angle de phase variant en fonction du relèvement de l'avion par rapport à ces émetteurs.
Le filtre de sortie 67 alimente le comparateur de phases 74.
Le signal de sortie de référence à 30 cycles par seconde provenant du détecteur 68 est appliqué à un déphaseur 69 dont la sortie forme deux signaux à 30 cycles par seconde, qui sont décalés en phases de + 450 et de-450 par rapport au signal de référence d'entrée. Ces deux signaux de sortie provenant du déphaseur 69 sont appliqués directement aux enroulements de stator 70 du dispositif de réso- lution 71 que montre la fig. 4. La position angu, laire de l'enroulement de rotor 72 de ce dispositif par rapport aux enroulements de stator 70 est déterminée simplement par la position du bouton sélecteur de relèvement 12.
La sélection d'un relèvement par rotation du bouton 12 entraîne une rotation correspondante de l'enroulement de rotor 72 par l'in- termédiaire du train d'engrenages 40, 73. Le signal de sortie du rotor de résolution, dont l'angle de phase par rapport au signal de référence initial à 30 cycles par seconde est déterminé simplement par la position du bouton sélecteur de relèvement 12, est appliqué directement au comparateur de phase 74 (fig. 5) du récepteur de navigation 62. Si l'avion se trouve par rapport à l'émetteur radio sur un relè- vement qui est identique au relèvement choisi par le bouton 12, le signal de sortie provenant du dispositif de résolution est alors en phase avec le signal de sortie du filtre 67, et le comparateur de phases 74 fournit une sortie nulle.
Par ailleurs, si l'avion se trouve sur un relèvement mesuré depuis l'émetteur qui est différent de celui choisi par le bouton de relèvement 12, l'angle de phase entre les deux signaux à 30 cycles par seconde pénétrant dans le comparateur de phases 74 n'est pas nul, et l'on obtient alors une sortie dont la polarité dépend du fait que la phase de l'un des signaux se trouve en avance ou en retard par rapport à celle de l'autre.
La sortie du comparateur de phases 74 est appliquée par les contacts d'un relais approche-éloignement 75 aux enroulements 55, 56 (fig. 6) des dispositifs d'entraînement 53, 54 (fig. 4), qui à leur tour actionnent les aiguilles 4, 5 en fonction de l'amplitude du déport de l'avion par rapport au relèvement choisi.
Si l'on se reporte de nouveau à la fig. 3, on remarquera que, quand un avion suit une route passant au-dessus d'un émetteur omnidirectionnel, son relèvement par rapport à cet émetteur est modifié de 180tut. En conséquence, la phase du filtre 67 à 30 cycles par seconde est décalée de 180"par rapport à celle du signal de référence à 30 cycles par seconde provenant du détecteur de modulation de fréquence 68. Pour conserver un sens de déport correct des aiguilles 4 et 5 par rapport au repère de référence 3 quand on se rapproche de l'émetteur et quand on s'en éloigne, il est donc nécessaire d'inverser le sens du courant passant dans les enroulements 55, 56 quand l'avion passe au-dessus de l'émetteur.
Pour obtenir cette inversion du sens du courant, il est nécessaire d'obtenir une indication d'approche et d'éloignement, qui doit être fournie quand l'avion passe au-dessus de l'émetteur.
Cette indication d'approche et d'éloignement est obtenue par la comparaison, réalisée dans un comparateur de phases 77 (fig. 5) de la sortie à 30 cycles par seconde du filtre 67 et de la sortie à 30 cycles par seconde du dispositif de résolution 71, qui est décalée en phase de 900 dans le déphaseur 76. La sortie du comparateur de phases 77 change de polarité quand l'avion passe au-dessus de l'émetteur, étant donné le décalage de phase de la sortie du filtre 67. La sortie du comparateur de phases 77 est utilisée pour actionner le relais d'approche et d'éloignement 75. Ainsi, une fonction de ce relais approche-éloignement 75 consiste à conserver le sens de déport correct des aiguilles 4, 5 par rapport au repère 3 quand l'avion passe au-dessus de l'émetteur.
Une seconde fonction sera décrite plus loin.
La distance entre l'avion et l'émetteur omnidirectionnel dont on reçoit un signal est représen- tée par la distance entre le point d'intersection 14 des aiguilles 4, 5 et le second repère de référence 7 perpendiculairement à celui-ci. Si un second repère de référence n'est pas prévu sur la rose des vents, la distance entre l'avion et l'émetteur est représen- tée par le déport du point d'intersection 14 par rapport au repère de référence 3 dans une direction parallèle à la bissectrice de l'angle aigu 6 formé par les aiguilles 4, 5. Le point d'intersection 14 est alors déplacé dans une direction perpendiculaire au repère 7 par un déplacement de chacune des aiguilles 4, 5 par rapport à l'autre, dans une direction parallèle à ce repère 7.
Un courant commun traversant les enroulements 79 et 80 (fig. 6) bobinés sur les mêmes cadres que les enroulements 55 et 56, provoque le déplacement des aiguilles 4 et 5 dans des directions opposées l'une par rapport à l'autre et par rapport au repère de référence 3. Le courant servant à exciter les enroulements 79 et 80 est formé par le signal de sortie de l'équipement de mesure de la distance, qui est formé sur la fig. 5 par le bloc DME 81 formant télémètre radar.
Le bloc 81 formant télémètre radar est un radar de détection ou de surveillance type utilisé comme appareil destiné à faciliter la navigation aérienne à faible distance. II fournit une sortie qui constitue une indication directe et continue de la distance par rapport à un faisceau choisi émis du sol. Dans ce cas, le faisceau choisi est disposé au même lieu que l'émetteur omnidirectionnel. Un exemple d'équipement de ce type est décrit dans l'article intitulé : < < A Multichannel Distance Measuring Equipment for Aircraft , de M. E. B. Mulholland, dans la publication : Proceedings of the Institution of
Radio Engineers Australia , Vol. 13, N 2, Février 1952.
Lors de son fonctionnement, le transmetteur 82 et le récepteur 83 du télémètre radar 81 sont accordés sur la fréquence du faisceau émis du sol par le bouton sélecteur de fréquence 83, qui accorde simultanément le récepteur de navigation et le télémètre radar 81. Le transmetteur 82 émet des pulsations à des intervalles réguliers, et ces pulsations sont reçues par le récepteur de faisceau émis du sol.
Si les pulsations ont une fréquence convenable, deux pulsations indicatrices correspondantes sont transmises par le faisceau émis du sol. Le récepteur radar 83 reçoit les pulsations transmises par ce faisceau et les détecte. Des circuits déterminateurs formant base de temps automatique 85 mesurent de façon continue l'intervalle de temps entre la transmission des pulsations par le bloc 81 et la réception des pulsations provenant du faisceau émis du sol.
La mesure de cet intervalle de temps, qui est proportionnelle à la distance entre l'avion et le faisceau, est formée par une tension en courant continu fournie par les circuits de base de temps 85. La sortie sous forme de tension continue des circuits formant base de temps 85, qui est proportionnelle à la distance entre l'avion et le faisceau précité, est appliquée aux enroulements 79 et 80 par l'intermédiaire du bouton sélecteur de distance 86 et par les contacts du relais approche-éloignement 75. Les enroulements 79 et 80 sont connectés en série, de sorte qu'un courant commun les traversant produit un déplacement en opposition des aiguilles 4 et 5. La distance maximum représentée par l'instrument peut être modifiée selon la position du bouton sélecteur de distance 86, qui est actionné par le bouton sélecteur 15.
Comme montré sur le dessin, le sélecteur 86 occupe une position de sensibilité maximum ou de distance minimum pour un déplacement maximum du point d'intersection 14 à partir du repère de référence 3.
La tension indicatrice de distance en courant continu provenant du bloc 81 représente la distance entre l'avion et le faisceau émis du sol, et elle ne contient donc pas de renseignement indiquant si l'avion se rapproche de la position de ce faisceau émis du sol ou s'il s'en écarte. Pour indiquer si un avion se rapproche du faisceau ou s'en écarte, le signal représentant cette indication de distance doit traverser les contacts d'un relais d'approche et d'éloignement 75. Cette particularité sera expliquée en se reportant de nouveau à la fig. 2. Sur la fig. 2a, 1'avion se rapproche de la position du faisceau. Le signal de distance déplace l'aiguille 4 vers la gauche du repère de référence 3 et les aiguilles 5 vers la droite de ce repère. Ainsi, on voit sur cette figure que le repère de référence 3 se trouve au-dessous du point d'intersection 14.
Quand l'avion se rapproche du faisceau, 1'amplitude du signal indicateur de distance diminue, et les deux aiguilles se déplacent vers l'index de référence 3, 1'aiguille 4 étant alors déplacée vers la droite et l'aiguille 5 vers la gauche. Sur la fig. 2, la tension indicatrice de distance a été amenée à une valeur nulle, quand l'avion passe au-dessus du faisceau, et les deux aiguilles se coupent en un point qui coïncide avec le centre du repère 3.
Quand l'avion s'écarte du voisinage du faisceau, le signal indicateur de distance commence à croître une fois de plus. Toutefois, le courant traversant les enroulements 79 et 80 a été inversé par suite du fonctionnement du relais approche-éloignement 75.
Ainsi, quand la tension indicatrice de distance commence à croître, l'aiguille 4 continue à se déplacer vers la droite et l'aiguille 5 vers la gauche, de sorte que le point d'intersection 14 se trouve au-dessous du repère de référence 3 et que l'instrument indique que l'avion s'éloigne du faisceau. Ceci est indiqué sur la fig. 2c. Par suite, la distance perpendiculaire entre le point d'intersection 14 et le repère de référence 7 indique la distance entre l'avion et le faisceau.
Bien que l'indication de distance prélevée au télémètre radar décrit dans l'article précité soit proportionnelle à la distance suivant une ligne oblique reliant l'avion et le faisceau émis du sol, ce renseignement peut être converti aisément, si désiré, en une indication d'altimètre, par l'application de circuits de correction trigonométrique en soi bien connu.
Cet instrument est étudié de manière à fonctionner en combinaison avec des signaux de localisateur reçus d'un équipement radioélectrique con jugué aux systèmes d'atterrissage sans visibilité.
Quand l'équipement doit être actionné par un signal de localisateur de ce type, le pilote choisit la fré- quence appropriée à l'aide du bouton sélecteur de fréquence 63 (fig. 5). Ceci accorde automatiquement le récepteur de navigation 62 et le télémètre radar 81 sur la fréquence correcte et actionne en même temps le bouton de localisateur et d'émetteur omnidirectionnel 88 en vue d'une excitation par le localisateur. L'actionnement du bouton 88 pour l'ame- ner sur la position correspondant au localisateur sépare les enroulements 55 et 56 des bornes de sortie du comparateur de phases 74, pour les connecter aux bornes de sortie du circuit de localisateur 89 du récepteur de navigation 82.
Ce circuit de localisateur 89 fournit un signal de sortie approprié, afin de centrer le point d'intersection 14 par rapport au repère 3 quand l'avion suit un faisceau de localisateur. Le déport de l'avion d'un côté du faisceau de localisateur est indiqué par un déport correspondant du point d'intersection 14 dans une direction parallèle au second repère de référence.
Afin d'éviter toute confusion, la représentation fournie sur l'indicateur de l'instrument peut être modifiée lors d'un atterrissage sans visibilité. La représentation modifiée est celle que montre la fig.
2d, dans laquelle les barrettes ou aiguilles 4, 5 sont parallèles l'une à l'autre au lieu de se couper selon un angle aigu. L'utilisation de ce type de représen- tation particulier présente l'avantage de fournir immédiatement au pilote, lorsqu'il regarde l'instru- ment, une indication lui apprenant qu'il se déplace suivant un faisceau de localisateur, et non sur un faisceau d'émetteur omnidirectionnel.
Le passage des aiguilles 4, 5 d'une orientation convergente à une position parallèle peut être assuré par rotation des dispositifs d'entraînement 53 et 54, comme montré sur la fig. 7. Quand le bouton localisateur-émetteur omnidirectionnel 88 (fig. 5) est amené sur la position correspondant au localisateur, une tension est appliquée au servo-moteur 90. En même temps, le contacteur 88 supprime le signal indicateur de distance qui était appliqué aux enroulements 79, 80 par le bloc 81 du télémètre radar.
La rotation du servo-moteur 90 assure la commande des engrenages 92, 93 et 94, les engrenages 92 et 93 étant calés sur un arbre commun. Les dispositifs d'entraînement 53 et 54 sont montés respectivement sur les engrenages 93 et 94. La rotation du servo-moteur 90 assure un déplacement angulaire opposé des engrenages 93 et 94 et, par suite, des dispositifs d'entraînement 53 et 54 autour des axes de ces engrenages. Comme montré sur la fig. 7, les traits pleins indiquent la position des dispositifs d'entraînement 53 et 54 et des aiguilles 4 et 5 dans le cas d'un fonctionnement sur un émetteur omnidirectionnel, tandis que les traits mixtes indiquent les positions relatives après rotation des dispositifs d'entraînement en vue d'un fonctionnement basé sur un localisateur.
Quand le bouton sélecteur de fréquence 63 est amené à la position correspondant au localisateur, le récepteur de trajectoire d'atterrissage 95 (fig. 5) est accordé et le bouton 88 actionne le circuit de trajectoire d'atterrissage. La sortie du récepteur de trajectoire d'atterrissage est appliquée à un dispositif d'entraînement 96 par les contacts du bouton 88. Ce dispositif 96 entraîne l'index de trajectoire d'atterrissage 11 par l'intermédiaire du bras 97.
Cet index 11 est normalement escamoté à la vue quand l'instrument fonctionne à partir d'un émetteur omnidirectionnel. L'actionnement du bouton 88 pour l'amener sur la position de localisateur actionne l'index 11 et l'amène dans une position de travail telle que celle représentée sur la fig. 1. Le récepteur de trajectoire d'atterrissage 95 reçoit un signal radioélectrique provenant de l'émetteur de trajectoire d'atterrissage du système d'atterrissage sans visibilité et fournit un signal de sortie en fonction du déport vertical entre l'avion et cette trajectoire d'at- terrissage.
Ce signal appliqué au dispositif d'entraînement 96 (fig. 4) amène l'index 11 dans une position appropriée par rapport au repère de référence 3, de sorte que, quand l'avion suit la trajectoire d'atterrissage, l'index 11 coïncide sensiblement avec le centre du repère de référence 3.
Dans la forme d'exécution représentée sur la fig. 8, les barrettes ou aiguilles 4'et 5'ne sont plus mobiles l'une par rapport à l'autre, mais elles peuvent être déplacées conjointement vers la gauche ou vers la droite par rapport au centre de l'instrument.
La bissectrice de l'angle aigu 6'formé par l'inter- section des aiguilles 4'et 5'est toujours verticale par rapport à la face de l'instrument. Le déport du cap de l'avion par rapport au relèvement choisi aboutissant à l'émetteur est représenté par la rotation du repère de référence 3'par rapport aux aiguilles 4'et 5'qui sont angulairement fixes. L'angle formé entre le repère 3'et la bissectrice de l'angle 6' représente le déport angulaire précité.
L'amplitude et le sens du déport de l'avion par rapport au relè- vement choisi sont représentés par la distance entre le repère 3'et la bissectrice de l'angle aigu 6', mesuré dans une direction parallèle au repère de référence 7'porté par la rose des vents 8'. La distance entre l'avion et l'émetteur est représentée par la distance verticale entre le repère 3'et le repère de référence 7'. Sur la figure, les aiguilles 4'et 5', qui se coupent l'une l'autre, peuvent être remplacées, par exemple, par un élément monobloc en forme de X.
Le repère 3'est étudié de manière à pouvoir tourner autour de l'axe de l'arbre 105, afin de représenter l'écart entre le cap de l'avion et le relè- vement choisi. Un signal fonction de cet écart est appliqué au dispositif à auto-synchronisation 106, qui est monté sur la plate-forme 107. L'arbre 105 est tourillonné de manière à tourner autour de son axe propre dans un palier 108 logé dans un alésage de la plate-forme 107.
La rotation du dispositif à auto-synchronisation 106 en fonction du signal d'écart précité provoque la rotation de l'arbre 105 et du repère 3'autour de l'axe de l'arbre 105, par l'intermédiaire du pignon 109 entraîné par le dispositif à auto-synchronisation et de la roue dentée 110 qui est calée sur l'arbre 105. Le repère 3'est étudié de manière à pouvoir être déplacé en translation perpendiculairement au repère 7', afin de représenter la distance entre l'avion et l'émetteur.
Cette translation est assurée par rotation du repère 3'autour de l'axe de l'arbre 111, 1'arbre 105 agissant alors comme bras radial et se déplaçant suivant la fente 112 de la rose des vents 8'. L'arbre 105 est étudie de manière à tourner autour de l'axe de l'arbre 111 sous la commande de la plate-forme 107, qui est calée sur cet arbre I l 1. Un signal fonction de cette distance de l'avion est appliqué au servo-moteur 113, qui assure l'entraînement à rotation de l'arbre 111 par la vis sans fin 114 entraînée par le servo-moteur 113 et par la roue à denture hélicoïdale 115 calée sur l'arbre 111.
Les aiguilles 4'et 5'sont reliées ici à leur point d'intersection 14'et sont étudiées de manière à pouvoir être déplacées en translation dans une direction parallèle au repère 7', afin de représenter l'amplitude et le sens de déport de l'avion par rapport au relèvement choisi. Un signal fonction de ce déport ou de cet écart est appliqué au dispositif d'entraînement 116, qui entraîne les aiguilles 4', 5'par le bras de support 117, lequel se déplace dans la fente 118 de la rose des vents 8'.
Air navigation instrument
The present invention relates to an air navigation instrument, intended to provide a visual indication of the position and heading of an aircraft or similar aerial vehicle with respect to a ground track defined by radio, and of the lateral deviation. of the plane in relation to this track on the ground.
When an airplane flies blind between two aerodromes, the pilot of this airplane follows beams of omnidirectional type radio-headlights working at ultra-frequencies and which are generally called omnidirectional radio-headlights. The progression of an aircraft following an omnidirectional radio beacon beam is communicated to the pilot by a visual display instrument. Until now, these instruments have provided information regarding the position and heading of the aircraft relative to a line of bearing determined from a particular omnidirectional station from which the radio signal was received.
The heading of the aircraft was represented by a bar or rotating needle, and its deviation from a determined line of bearing was represented by the transverse departure of the bar or needle from a reference mark. When the airplane passed over the station or transmitter from which the radio signal was received, a parasitic vibration or other uncertain indication was noted in the instruments as a result of confused radio signals propagated vertically from the station or transmitter. .
When the aircraft reached an area of well-defined radio signal propagation, beyond that station, a discriminating approach or distance indicator was activated, and the bar or needle was moved rapidly 180 to indicate that , although the aircraft kept the same heading, the radio station or transmitter was now behind the aircraft. These instruments did not provide the pilot with any warning when approaching the radio station. Moreover, the rapid passage of the instrument from an indication of approach to an indication of distance could easily go unnoticed by the pilot, who cannot constantly observe a particular instrument, but who takes information from this instrument by rapidly observing its dial from time to time.
At the end of its blind flight between two aerodromes, the aircraft lands at the arrival aerodrome.
If the landing is without visibility, information is received from a blind landing device on the ground. An example of a device of this type is constituted by a set of landing radio beacon and locator. It is desirable then to use the same instrument which is used during navigation between two aerodromes. The same bar or rotating needle represents the deviation from the blind landing device locator beam. It is sometimes desirable for the pilot to be able to discriminate, when observing the instrument dial, in order to know whether the airplane is moving on an omnidirectional radio beacon or on a radio beacon beam of. locator.
The absence of this discriminating characteristic could be the source of confusion on the part of the pilot.
The instrument according to the invention is characterized by two indicator elements (3, 6; 3 ', 6') movable relatively angularly and laterally, these elements constituting representations of the track on the ground and of the airplane, the element ( 6, 6 ') intended to represent the trace on the ground providing an indication of an elongated shape whose axis is perpendicular to the direction of the relative lateral displacement of the two elements (3, 6; 3', 6 ').
The appended drawing shows, by way of example, two embodiments of the instrument forming the subject of the present invention.
Fig. 1 is a front view of the instrument as it appears to the pilot.
Figs. 2a, 2b, 2c and 2d are simplified front representations of the instrument in different positions.
Fig. 3 is a diagram of the flight path used illustrating the operation of the instrument.
Fig. 4 is a perspective view of the first embodiment of the instrument.
Fig. 5 is a diagram of the electrical connections of the instrument.
Fig. 6 is a diagram of the electrical connections of driving devices of an indicator incorporated in the instrument.
Fig. 7 is an elevational view (with partial section) corresponding to part of the embodiment shown in perspective in FIG. 4.
Fig. 8 is a simplified perspective view of the second embodiment of the instrument.
The instrument shown in fig. 1 comprises a housing 1 having an observation window 2 made of glass or any other transparent material. A first reference mark 3 representing the airplane is disposed substantially in the center of the window 2.
This first reference frame 3 is fixed; it can be mounted on an appropriate support or else engraved or painted on the window 2. There is also provided in the vicinity of this window 2 a pair of substantially rectilinear bars or needles 4 and 5 intersecting at an acute angle, designated by reference 6.
The needles 4 and 5 are designed so as to be displaced in translation with respect to the reference mark 3 and with respect to one another. These needles 4 and 5 are also designed so as to be able to be displaced angularly around a center of reference mark 3 as an axis, this center of mark 3 forming, for example, the point of intersection of the wings and the fuselage of the plane it represents. A second rectilinear reference frame 7, which can be carried by a circular wind rose 8, is designed so as to rotate around the first reference frame 3 as an axis. This second reference mark 7 can be in the form of a straight line or of a series of symbols (such as points) arranged in a straight line.
The second reference mark 7 is oriented perpendicular to the bisector of the acute angle 6. The needles 4 and 5 and the compass rose 8 are designed so as to rotate while cooperating with each other, so that the reference mark reference 7 remains perpendicular to the bisector of the acute angle 6. An index 9, which can also be carried by the compass rose 8, is located on the diameter of this compass rose perpendicular to the second reference mark 7.
A protractor 10 is fixed on the housing 1 so as to coincide with the index 9. A landing trajectory index 11, mounted in the vicinity of the window 2, is designed so as to be moved vertically with respect to the housing 1 of instrument and reference fix 3. A bearing selector knob 12 determines the desired line of bearing from the transmitting station over which the aircraft is to move, the bearing angle appearing numerically in the range. bearing window 13. The offset between the heading d- the airplane and the chosen line of bearing is represented by the angle formed between the bisector of the acute angle 6 and an imaginary vertical passing through the reference frame.
This offset angle is indicated directly by the index 9, by cooperation with the protractor 10.
The relative amplitude and the direction of this offset of the airplane with respect to the chosen bearing are indicated by the offset of the point of intersection 14 of the bars or needles 4 and 5 with respect to the first reference frame 3 in a direction perpendicular to the bisector of the angle 6. The distance between the point of intersection 14 of needles 4 and 5 and the second reference mark 7 in a direction parallel to the bisector of the acute angle 6 represents the distance between the aircraft and the transmitting station, and it is determined by the relative displacement of the bars or needles 4 and 5 with respect to each other.
A distance selector button 15 controls the maximum distance represented by the needles intersecting each other, this maximum distance appearing in digital form in the distance window 16. A window 17 indicates the chosen flight control mode and allows you to see if the airplane is moving in an omnidirectional radiobeacon beam or in a locator beam.
There is shown in FIG. 2 the appearance of the indicator in the case where the airplane is moving along a chosen route and approaches or passes over a transmitting station. When the aircraft approaches the transmitting station represented by the point of intersection 14, this point of intersection is moved away from the reference frame 3, which represents the aircraft. When the airplane approaches this transmitting station, the length of the part of the bisector of the acute angle 6 between the mark 3 and the point of intersection 14 decreases as shown in FIG. 2a. When the airplane passes over the transmitting station, the point of intersection 14 and the center of the reference mark 3 coincide, as visible in FIG. 2b.
When the airplane moves away from the transmitting station, the length of the part of the bisector between the reference mark 3 and the point of intersection 14 increases as visible in FIG. 2c.
An alternative representation which can be used when the aircraft approaches a locator transmitting station is that shown in FIG.
2d. In this representation, the bars or needles 4 and 5 are parallel to one another. When an airplane moves along the chosen bearing, the center of the first reference mark 3 is located halfway between the bars or parallel needles.
In order to allow the interpretation of the position of the elements on the front face of the instrument, we will now study their operation and the aspect obtained in the case where the airplane moves from one aerodrome to another. The route followed during the flight and the representation obtained on the screen of the instrument for different positions along this route are shown in fig. 3. The airplane must move from the ABLE aerodrome to the BAKER aerodrome, and it must pass over the R and S omnidirectional transmitter or radio beacon stations.
This aircraft takes off from the runway of the ABLE aerodrome, whose magnetic bearing is 85 ". To control the instrument, the bearing selector button is rotated in order to obtain the value in the window corresponding to the bearing. 85 ". The working mode of the instrument is set to cooperate with a locator, by rotating the frequency selector knob of the navigation receiver, which will be described later, to bring it to the suitable frequency of the transmitter. ABLE aerodrome locator. The aircraft was brought into line with the runway. In this condition, the face of the indicator corresponding to the representation provided next to the position A of the airplane is shown in fig. 3.
The airplane then takes off and moves in a bearing of 850, the first reference mark being kept firstly centered between the parallel bars or needles.
When the airplane reaches point B, the pilot begins to turn so as to move towards the omnidirectional transmitter R. He should approach the transmitter R following a bearing of 3300. The pilot then turns the frequency selector knob. of the navigation receiver to bring it to the natural frequency of the omnidirectional transmitter R.
This automatically changes the way the instrument works, so that the straight bars or needles rotate relative to each other to intersect at an acute angle. The pilot also turns the bearing selector knob, bringing it to a bearing value of 330.
The compass rose and the associated hands intersecting each other then rotate relative to the first reference mark and assume the position shown next to the position B of the airplane in FIG. 3, in order to represent the angular difference between the bearing chosen and the heading of the aircraft. The distance selector button can be set to a maximum reading of 80 km, for example. Since the aircraft is to the left of the chosen bearing leading to the omnidirectional transmitter R, the instrument shows the aircraft, represented by the first reference frame, to the left of the chosen bearing, which is indicated by the bisector of the acute angle. formed between needles intersecting each other.
The airplane then makes a turn as indicated in C to approach the transmitter R according to the chosen bearing. This causes the compass rose and rectilinear needles to rotate clockwise with respect to the first reference mark. On the other hand, as the aircraft approaches the chosen bearing, the point of intersection of the needles approaches the first reference mark in a direction perpendicular to the bisector of the acute angle formed between the needles.
At point D, the airplane moves according to the chosen bearing equal to 3300 and approaches the transmitter R. As shown on the indicator, the reference frame 3 is then on the bisector of the angle acute formed between the needles. The length of the part of the bisector between the point of intersection and the first reference frame decreases as the aircraft approaches the transmitter. At point E, the airplane passes over the transmitter and the first reference mark coincides with the point of intersection of the hands. At point F, the airplane deviates from the transmitter R and the distance between the first reference mark and the point of intersection increases.
At point G, the pilot triggers the movement necessary to take a new heading, in order to approach the omnidirectional transmitter S following a heading of 10. He rotates the bearing selector knob to set it to a bearing equal to 10, and he sets the frequency selector knob on his navigation receiver to the frequency of transmitter S. The instrument is now responding to radio signals. from the transmitter S and no longer to signals from the transmitter R. The non-parallel hands then rotate clockwise with respect to the first reference mark and their point of intersection is displaced to the left, since l the plane is to the right of the chosen bearing.
As the aircraft first moved away from the transmitter R, it is now approaching the transmitter S. As a result, the point of intersection of the needles is shifted in a direction parallel to the bisector of the acute angle formed by these needles, to come into the position shown in the vicinity of the position G of the aircraft. At point H, the aircraft has completed its turn to the new bearing. Although it is now moving at a magnetic bearing of 10tu, the aircraft's course is shifted to the right from the bearing equal to 10 to the transmitter S. This is indicated on the instrument by the fact that the point of intersection of the needles is to the left of the first reference mark.
At point I, the airplane is immediately above the transmitter S. At point J, the airplane prepares its maneuver so as to land on the BAKER aerodrome. He turns the frequency selector knob on the navigation receiver to set it to the frequency of the aerodrome locator.
BAKER. This automatically causes the hands to pivot relative to each other, so that they assume a parallel position which indicates to the pilot that he is approaching a locator transmitter. The landing path index, which was initially retracted in view, is then actuated during operation with reception of the locator beam, and it appears on the face of the instrument.
The pilot then turns the bearing selector knob to bring it to the value of 105, which is the desired bearing to the aerodrome, in order to land on the runway. The resulting representation is shown next to the J position of the aircraft. At point K, the airplane turns to approach the chosen bearing. This aircraft is to the right of the chosen bearing, and the instrument reading matches that shown.
Since the airplane is below the landing path, the landing path index is close to the upper part of the instrument. At point L, the airplane is preparing to land.
Since it moves along the chosen bearing equal to 105, the first reference mark is centered between the parallel hands. The airplane is now moving along the landing path, which is indicated on the instrument by the coincidence between the landing path index and the first reference frame.
A set of electrical and electromechanical circuits ensuring control of the instrument according to the appropriate radio signals received is shown in figs. 4, 5, 6 and 7.
The deviation between the aircraft heading and the chosen bearing is shown, as shown in fig. 4, by the angle formed between the bisector of the acute angle 6, which is delimited by the intersection of the bars or needles 4 and 5, and an imaginary vertical passing through the reference mark 3 and which is designated by the reference O on the protractor 10. This difference can be read directly in angular form by the position of the index 9 relative to the protractor 10. The needles 4 and 5, their support and drive mechanisms (which will be described later) and the compass rose on which are worn the second reference mark 7 and the index 9 are designed so as to be rotated in the form of a single unit with respect to the reference mark 3, in order to indicate this angle corresponding to the aforementioned difference.
The support and drive mechanisms of the bars or needles 4 and 5 and of the compass rose 8 are fixed on a yoke 30 by which they are supported, this yoke being driven in rotation around its longitudinal axis by the motor 31 in response to an error signal supplied by the heading servo amplifier 32. The drive motor 31 rotates the yoke 30 by means of a gear train comprising the pinions 33, 34, 35 and 36. The pinion 36 is wedged on the shaft 37 of the yoke 30, its shaft being journaled in the bearing 38.
The information corresponding to the chosen bearing is injected into the instrument by the angular movement by hand of the bearing selector knob 12. The chosen bearing is indicated in window 13, the numbered drums of which are driven by a partially shown mechanical linkage. in phantom and ending with the shaft 39, which is driven by the button 12. The window 13 and the associated elements can form a set of the type described in the French patent? 1134865 filed in the name of the same
Company on July 22, 1955 for <Radio-navigation instrument providing a visual indication p.
The rotation of the button 12 causes the rotation of the pinion 40 wedged on the shaft 39. This angular displacement is transmitted by the pinion 40 to the pinion 41, which is wedged on the housing 42 of the self-synchronizing device 43. The stator winding 44 of the device 43 is fixed to its housing 42, which is journaled in bearings 45. The self-synchronizing device 43 comprises a control transformer of the usual type, provided with a rotating stator winding 44 and a rotor winding 46, so that, in fact, this device acts in the manner of a differential auto-synchronizer. The yoke 30 and the bars or needles 4, 5, as well as the compass rose 8 associated with them, are stabilized around the axis of rotation of this yoke in a direction parallel to the chosen bearing, regardless of the variations in heading from the plane.
This is ensured by the positioning servo-loop, which drives the yoke 30 and which comprises in series the connections leading to the self-synchronizing device 43, the heading servo-amplifier 32 and the motor 31, this device 43 receiving a signal input from the servo gyromagnetic compass 47 (Fig. 5) and the self-synchronizing heading transformer 48, and a reactive signal from gears 36 and 51. The servo-loop operates to determine the position of the yoke 30 by relative to the reference frame 3 as a function of the angular difference between the bearing of the chosen course and the heading of the airplane with respect to the
Magnetic north.
The servo gyromagnetic compass 47 provides at the output of the self-synchronizing heading transformer 48 a signal corresponding to the heading of the aircraft with respect to the magnetic north determined by a suitable magnetic reference, for example by a flow valve 49 as shown on fig. 5. The output signal from the self-synchronizing heading transmitter 48 is applied directly to the stator windings 44 of the self-synchronizing device 43. If the voltage induced in the rotor winding 46 of the device 43 is not zero , this voltage will be amplified in the heading servo amplifier 32 to which the rotor winding is connected, and it will be applied to the motor 31, which thus ensures the rotation of the yoke 30 by means of the gear train 33, 34, 35 and 36.
This angular displacement applied to the yoke 30 is also transmitted to the rotor winding 46 of the self-synchronizing device 43 via the pinion 36 cooperating with the pinion 51 wedged on the motor winding. The motor 31 drives the yoke 30 in a direction seeking to reduce the voltage induced in the rotor winding 46 to bring it to zero.
When this tension was brought back to a zero value, the yoke 30 was stabilized on the chosen bearing. Thus, the yoke 30, the bars or needles 4, 5 and the compass rose 8 take an angular position depending on the difference between the heading of the aircraft with respect to magnetic North and the bearing chosen.
The amplitude and direction of movement of the airplane relative to the chosen bearing are represented by the offset or movement of the needles 4, 5, and consequently by the offset of their point of intersection 14, with respect to the first reference frame of reference 3, in a direction parallel to the second reference mark 7. As shown in FIG. 4, the needles 4, 5 are designed so that they can be moved together in translation, parallel to the reference mark 7, by drive devices 53 and 54 which may be of the Arsonval type or with a movable frame, and which have a fixed permanent magnet and a coil or a movable frame in which the current flows. The needles 4 and 5 are mounted on the coils of the driving devices 53 and 54 by the arms 57 and 58.
A common current passing through the windings 55 and 56 (fig. 6) carried by these coils causes the movement of the needles 4 and 5 in the same direction with respect to the reference mark 3. The arms 57 and 58 pass through the slots 59 and 60 mena gées in the compass rose 8 parallel to the second reference mark 7. The current actuating the windings 55 and 56 is constituted by an output signal coming from the phase comparator 74 of the navigation receiver 62 (FIG. 5).
The navigation receiver 62 is of the type used in omnidirectional systems. It produces an output signal representing the bearing of the receiver from a particular omnidirectional transmitting station from which the radio signal is received. An example of a receiver of this type is described in the article entitled The CAA
VHF Omnirange, by MM. H. C.
Hurley et al., In the American publication: Technical Deve lopment Report No 113, Civil Aeronautics Administration p. In operation, receiver 62 is tuned to the desired omnidirectional station frequency by a manually operated frequency selector knob 63, which is actuated by the pilot. The signal coming from the station or the transmitter is picked up by the antenna 64 and is detected by a superheterodyne detector 65. The output of this selector consists of a pair of superimposed signals formed by a signal at 9, 96 kilocycles modulated. in frequency at 30 cycles per second, and by a separate signal at 30 cycles per second.
The two signals are separated by a filter 66 tuned to 9.96 kilocycles and by a filter 67 tuned to 30 cycles per second. The signal coming from the filter 66 tuned to 9.96 kilocycles passes through a frequency modulation detector 68 whose output is formed by a reference signal at 30 cycles per second. The difference in phase angle between the 30-cycle signal from filter 67 and the 30-cycle reference signal from detector 68 is a measure of the aircraft's bearing relative to the transmitter or radio station, this phase angle difference varying as a function of the bearing of the aircraft relative to these emitters.
The output filter 67 supplies the phase comparator 74.
The 30 cycle per second reference output signal from detector 68 is applied to a phase shifter 69, the output of which forms two signals at 30 cycles per second, which are phase-shifted +450 and -450 from the signal of. input reference. These two output signals from the phase shifter 69 are applied directly to the stator windings 70 of the resolution device 71 shown in FIG. 4. The angular position of the rotor winding 72 of this device relative to the stator windings 70 is determined simply by the position of the lift selector knob 12.
Selecting a rotational lift of button 12 causes corresponding rotation of rotor winding 72 through gear train 40, 73. The output signal of the resolving rotor, including the angle phase relative to the initial reference signal at 30 cycles per second is determined simply by the position of the bearing selector knob 12, is applied directly to the phase comparator 74 (Fig. 5) of the navigation receiver 62. If the aircraft is in relation to the radio transmitter on a bearing which is identical to the bearing chosen by button 12, the output signal from the resolver is then in phase with the output signal of filter 67, and the comparator of phases 74 provides zero output.
On the other hand, if the airplane is on a bearing measured from the transmitter which is different from that chosen by the bearing button 12, the phase angle between the two signals at 30 cycles per second entering the phase comparator 74 is not zero, and an output is then obtained, the polarity of which depends on whether the phase of one of the signals is ahead or behind that of the other.
The output of phase comparator 74 is applied through the contacts of an approach-away relay 75 to the windings 55, 56 (fig. 6) of the drives 53, 54 (fig. 4), which in turn actuate the windings. hands 4, 5 depending on the amplitude of the offset of the aircraft with respect to the chosen bearing.
If we refer again to fig. 3, it will be noted that, when an airplane follows a route passing over an omnidirectional transmitter, its bearing relative to this transmitter is modified by 180tut. As a result, the phase of the filter 67 at 30 cycles per second is shifted by 180 "from that of the reference signal at 30 cycles per second from the frequency modulation detector 68. To maintain a correct direction of offset of the hands 4 and 5 with respect to the reference frame 3 when approaching the transmitter and when moving away from it, it is therefore necessary to reverse the direction of the current flowing through the windings 55, 56 when the aircraft passes over- top of the transmitter.
To obtain this reversal of the direction of the current, it is necessary to obtain an indication of approach and away, which must be provided when the aircraft passes over the transmitter.
This indication of approach and distance is obtained by the comparison, carried out in a phase comparator 77 (fig. 5) of the output at 30 cycles per second of the filter 67 and of the output at 30 cycles per second of the monitoring device. resolution 71, which is phase shifted by 900 in phase shifter 76. The output of phase comparator 77 changes polarity as the aircraft passes over the transmitter, given the phase shift of the output of filter 67 The output of the phase comparator 77 is used to actuate the approach and outbound relay 75. Thus, a function of this approach-away relay 75 consists in maintaining the correct direction of offset of the hands 4, 5 with respect to the marker 3 when the airplane passes over the transmitter.
A second function will be described later.
The distance between the airplane and the omnidirectional transmitter from which a signal is received is represented by the distance between the point of intersection 14 of the needles 4, 5 and the second reference frame 7 perpendicular to the latter. If a second reference mark is not provided on the compass rose, the distance between the airplane and the transmitter is represented by the offset of the point of intersection 14 from the reference mark 3 in one direction. parallel to the bisector of the acute angle 6 formed by the needles 4, 5. The point of intersection 14 is then moved in a direction perpendicular to the mark 7 by a displacement of each of the needles 4, 5 with respect to the other , in a direction parallel to this mark 7.
A common current passing through the windings 79 and 80 (fig. 6) wound on the same frames as the windings 55 and 56, causes the movement of the needles 4 and 5 in opposite directions with respect to each other and with respect to each other. at reference mark 3. The current for energizing the windings 79 and 80 is formed by the output signal of the distance measuring equipment, which is formed in FIG. 5 by the DME block 81 forming a radar range finder.
The block 81 forming a radar range finder is a typical detection or surveillance radar used as an apparatus intended to facilitate air navigation at short distances. It provides an output which is a direct and continuous indication of the distance from a selected beam emitted from the ground. In this case, the chosen beam is placed at the same place as the omnidirectional transmitter. An example of such equipment is described in the article entitled: <<A Multichannel Distance Measuring Equipment for Aircraft, by M. E. B. Mulholland, in the publication: Proceedings of the Institution of
Radio Engineers Australia, Vol. 13, N 2, February 1952.
In operation, the transmitter 82 and the receiver 83 of the radar range finder 81 are tuned to the frequency of the beam emitted from the ground by the frequency selector knob 83, which simultaneously tunes the navigation receiver and the radar range finder 81. The transmitter 82 emits pulses at regular intervals, and these pulses are received by the beam receiver emitted from the ground.
If the pulses have a suitable frequency, two corresponding indicator pulses are transmitted by the beam emitted from the ground. The radar receiver 83 receives the pulses transmitted by this beam and detects them. Automatic time base determiner circuits 85 continuously measure the time interval between the transmission of the pulses by the block 81 and the reception of the pulses from the beam emitted from the ground.
The measurement of this time interval, which is proportional to the distance between the airplane and the beam, is formed by a direct current voltage supplied by the time base circuits 85. The output in the form of a direct voltage from the circuits forming time base 85, which is proportional to the distance between the aircraft and the aforementioned beam, is applied to the windings 79 and 80 by means of the distance selector button 86 and by the contacts of the approach-away relay 75. The windings 79 and 80 are connected in series, so that a common current passing through them produces an opposing displacement of the needles 4 and 5. The maximum distance represented by the instrument can be changed according to the position of the distance selector button 86, which is operated by the selector button 15.
As shown in the drawing, the selector 86 occupies a position of maximum sensitivity or minimum distance for maximum displacement of the point of intersection 14 from the reference mark 3.
The DC distance indicator voltage from block 81 represents the distance between the aircraft and the beam emitted from the ground, and therefore does not contain any information as to whether the aircraft is approaching the position of this beam emitted from the ground. or if he deviates from it. To indicate whether an airplane is approaching or deviating from the beam, the signal representing this distance indication must pass through the contacts of an approach and outbound relay 75. This feature will be explained by referring again to fig. 2. In fig. 2a, the airplane is approaching the position of the beam. The distance signal moves needle 4 to the left of reference mark 3 and hands 5 to the right of this mark. Thus, it can be seen in this figure that the reference mark 3 is located below the point of intersection 14.
As the aircraft approaches the beam, the amplitude of the distance indicating signal decreases, and the two needles move towards the reference index 3, with needle 4 being moved to the right and needle 5 to the right. left. In fig. 2, the distance indicating voltage has been brought to a zero value, when the airplane passes over the beam, and the two needles intersect at a point which coincides with the center of the mark 3.
As the aircraft deviates from the vicinity of the beam, the range indicating signal begins to grow once more. However, the current through windings 79 and 80 was reversed as a result of the operation of the approach-away relay 75.
Thus, when the distance indicating tension begins to increase, needle 4 continues to move to the right and needle 5 to the left, so that the point of intersection 14 is below the reference mark. 3 and that the instrument indicates that the airplane is moving away from the beam. This is shown in fig. 2c. Consequently, the perpendicular distance between the point of intersection 14 and the reference mark 7 indicates the distance between the aircraft and the beam.
Although the distance indication taken from the radar range finder described in the aforementioned article is proportional to the distance along an oblique line connecting the airplane and the beam emitted from the ground, this information can be easily converted, if desired, into an indication altimeter, by the application of trigonometric correction circuits well known per se.
This instrument is designed to function in combination with locator signals received from radio equipment suitable for blind landing systems.
When the equipment is to be actuated by a locator signal of this type, the pilot selects the appropriate frequency using the frequency selector knob 63 (fig. 5). This automatically tunes the navigation receiver 62 and the radar range finder 81 to the correct frequency and simultaneously actuates the locator and omnidirectional transmitter button 88 for excitation by the locator. Actuation of button 88 to bring it to the position corresponding to the locator separates the windings 55 and 56 from the output terminals of phase comparator 74, to connect them to the output terminals of the locator circuit 89 of the navigation receiver. 82.
This locator circuit 89 provides an appropriate output signal, in order to center the point of intersection 14 with respect to the marker 3 when the aircraft follows a locator beam. The offset of the aircraft to one side of the locator beam is indicated by a corresponding offset from the point of intersection 14 in a direction parallel to the second reference frame.
In order to avoid any confusion, the representation provided on the instrument indicator may be changed during a blind landing. The modified representation is that shown in fig.
2d, in which the bars or needles 4, 5 are parallel to each other instead of intersecting at an acute angle. The use of this particular type of representation has the advantage of immediately providing the pilot, when looking at the instrument, an indication telling him that he is moving along a locator beam, and not over a beam. omnidirectional emitter beam.
The passage of the needles 4, 5 from a converging orientation to a parallel position can be ensured by rotation of the driving devices 53 and 54, as shown in FIG. 7. When the locator-transmitter omnidirectional button 88 (fig. 5) is moved to the position corresponding to the locator, voltage is applied to the servomotor 90. At the same time, the switch 88 removes the distance indicating signal which was applied. to the windings 79, 80 by the block 81 of the radar range finder.
The rotation of the servomotor 90 controls the gears 92, 93 and 94, the gears 92 and 93 being set on a common shaft. The drives 53 and 54 are mounted on the gears 93 and 94, respectively. The rotation of the servo motor 90 ensures an opposite angular displacement of the gears 93 and 94 and, consequently, of the drives 53 and 54 around the gears. axes of these gears. As shown in fig. 7, the solid lines indicate the position of the driving devices 53 and 54 and of the hands 4 and 5 in the case of operation on an omnidirectional transmitter, while the dashed lines indicate the relative positions after rotation of the driving devices. for locator-based operation.
When the frequency selector button 63 is moved to the position corresponding to the locator, the landing path receiver 95 (Fig. 5) is tuned and the button 88 operates the landing path circuit. The output of the landing trajectory receiver is applied to a drive device 96 by the contacts of the button 88. This device 96 drives the landing trajectory index 11 by means of the arm 97.
This index 11 is normally retracted from view when the instrument is operating from an omnidirectional transmitter. The actuation of the button 88 to bring it to the locator position actuates the index 11 and brings it into a working position such as that shown in FIG. 1. The landing path receiver 95 receives a radio signal from the landing path transmitter of the blind landing system and provides an output signal as a function of the vertical offset between the airplane and this path d. 'landing.
This signal applied to the training device 96 (FIG. 4) brings the index 11 into an appropriate position with respect to the reference frame 3, so that, when the airplane follows the landing path, the index 11 substantially coincides with the center of the reference mark 3.
In the embodiment shown in FIG. 8, the bars or needles 4 ′ and 5 ′ are no longer movable with respect to one another, but they can be moved jointly to the left or to the right with respect to the center of the instrument.
The bisector of the acute angle 6 'formed by the intersection of needles 4' and 5 'is always vertical with respect to the face of the instrument. The offset of the heading of the aircraft with respect to the chosen bearing leading to the transmitter is represented by the rotation of the reference frame 3 ′ with respect to the hands 4 ′ and 5 ′ which are angularly fixed. The angle formed between the mark 3 ′ and the bisector of the angle 6 ′ represents the aforementioned angular offset.
The amplitude and the direction of the offset of the airplane with respect to the chosen bearing are represented by the distance between the mark 3 'and the bisector of the acute angle 6', measured in a direction parallel to the reference frame 7 'carried by the compass rose 8'. The distance between the airplane and the transmitter is represented by the vertical distance between the mark 3 ′ and the reference mark 7 ′. In the figure, the needles 4 ′ and 5 ′, which intersect each other, can be replaced, for example, by a one-piece X-shaped element.
The reference 3 ′ is designed so as to be able to rotate around the axis of the shaft 105, in order to represent the difference between the heading of the airplane and the bearing chosen. A signal which is a function of this difference is applied to the self-synchronizing device 106, which is mounted on the platform 107. The shaft 105 is journaled so as to rotate about its own axis in a bearing 108 housed in a bore of the platform 107.
The rotation of the self-synchronizing device 106 as a function of the aforementioned deviation signal causes the rotation of the shaft 105 and of the mark 3 'around the axis of the shaft 105, via the pinion 109 driven by the self-synchronizing device and the toothed wheel 110 which is wedged on the shaft 105. The mark 3 is designed so as to be able to be moved in translation perpendicular to the mark 7 ', in order to represent the distance between the aircraft and the transmitter.
This translation is provided by rotation of the reference mark 3 'around the axis of the shaft 111, the shaft 105 then acting as a radial arm and moving along the slot 112 of the compass rose 8'. The shaft 105 is designed so as to rotate around the axis of the shaft 111 under the control of the platform 107, which is wedged on this shaft I l 1. A signal function of this distance from the airplane is applied to the servomotor 113, which ensures the rotational drive of the shaft 111 by the worm 114 driven by the servomotor 113 and by the helical toothed wheel 115 fixed on the shaft 111.
The needles 4 ′ and 5 ′ are connected here at their point of intersection 14 ′ and are designed so that they can be moved in translation in a direction parallel to the reference mark 7 ′, in order to represent the amplitude and the direction of offset of the aircraft relative to the chosen bearing. A signal depending on this offset or this difference is applied to the drive device 116, which drives the needles 4 ', 5' by the support arm 117, which moves in the slot 118 of the compass rose 8 '.