DE2734635A1

DE2734635A1 - Verfahren zum betreiben eines am flugzeugbord eingesetzten doppler-navigationsradarsystems

Info

Publication number: DE2734635A1
Application number: DE19772734635
Authority: DE
Inventors: Alan Thornton Johnson; Rosario Mangiapane; George William Ogar; William Henry Schuette
Original assignee: Raytheon Co
Current assignee: Raytheon Co
Priority date: 1976-08-02
Filing date: 1977-08-01
Publication date: 1978-03-23
Also published as: CA1125419A; FR2360890A1; IT1079980B; GB1583406A; FR2360890B1; JPS5318396A

Description

Anmelder: Raytheon Company, Spring Street, Lexington Mass. 02173 Vereinigte Staaten von Amerika

Verfahren zum Betreiben eines am Flugzeugbord einge setzten Doppler-Navigationsradarsystem*.

Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zum Betreiben eines am Flugzeugbord eingesetzten Doppler-Navigationsradarsystem*unter Verwendung einer Trägheitsplattform und eines Monopulsradarsystems, welches eine zur Erzeugung einer Vielzahl gerichteter Strahlen angepaßten Antenne aufweist.

Es ist bereite ein Doppler-Navigationsradarsystem in einem Flugzeug bekannt, bei dem die Geschwindigkeitskomponenten des Flugzeuges in Bezug auf die orthogonalen Achsen abgeleitet werden, welche eine bekannte Beziehung zur Erdoberfläche aufweisen. Da drei orthogonale Geschwindigkeits-

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ORIGINAL INSPECTED

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komponenten wichtig sind, müssen Radarechosignale in einer Vielzahl von Radarstrahlen (zumindest drei)_fdie verschiedenen Teile des unten liegenden Geländes ZielL-beleuchten, verwendet werden. Ein Doppler Navigationssystem,bei dem drei nicht planparallele Radarstrahlen verwendet werden und das Weiterverbreitung gefunden hat, ist das sogenannte Janus-System. Ein derartiges System hat sowohl vorwärts als auch rückwärts gezielte Strahlen und enthält gewöhnlich zwei vorwärts gezielte Strahlen und ein rückwärts gezielter Strahl, welche derart angeordnet sind, daß sie die Form eines griechischen Buchstaben A bilden. In ein derartiges System bewirkt die Differenz zwischen den Doppler Verschiebungen empfangen vom rückwärts gezielten Strahl und vom vorwärts gezielten Strahl an der gleichen Seite des Flugzeuges eine Messung der gerichteten Kursgeschwindigkeit V„; während die Differenz zwischen Doppler-Verschiebungen, welche von den vorwärts gerichteten Strahlen empfangen werden, eine Messung des "Kreuz Kurs-" oder "drift-" Geschwindigkeit V_ß bewirkt. Der vertikale Geschwindigkeitskomponent wird abgeleitet durch Kombination der Doppler-Verschiebungen, die mittels des rückwärts und des vorwärts gerichteten Strahls an der gegenüberliegenden Seite des Flugzeuges erhalten werden.

Da jeder Doppler-Radarstrahl eine endliche Strahlenbreite hat, kommt das reflektierte Signal jedes betreffenden Strahles aus verschiedenen Richtungen. Deshalb enthalten die reflektierten Signale jedes Radarstrahles Doppler-Frequenzen innerhalb eines Frequenzspektrums mehr als eine einzige Doppler.Frequenz. Die wichtigste Doppler-Frequenz, welche proportional dem Geschwindigkeitskomponenten entlang jedem Strahl ist, ist die Hauptfrequenz des Doppler-Frequenzspektrums. Wegen der weitgehenden Spektrumsbreite ist aber die momentane zentrale Frequenz des Dopplersignales Gegenstand von Zufallsachwankungen seines Hauptwertes, was Ursache eines Fehlers beim Festlegen der Mittellinie des Strahles sein

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kann, was sich wiederum als Fehler bei der Nessung der Geschwindigkeit auswirkt. Außerdem können reflektierte Signale von isolierten großen Zielen oder der bekannte Effekt "Meeres Nullabgleich" Heßfehler verursachen, in dem scheinbar der Mittelpunkt des Frequenzes des Doppler Frequenzspektrums verändert wird.

Fehler die bekanntlich aus scheinbaren Änderungen des reflektierten Signalspektrums stammen, können dadurch reduziert werden, daß ein Monopulsradarsystem verwendet wird, welches Strahlen mit Antennenkurven aufweist, die vor und hinter dem Flugzeuggeschwindigkeitsvektor gerichtet sind, wie in einem Aufsatz beschrieben ist: "Null-Tracking Doppler Navigation Radar" von P. G. Smith, IEEE Transactions on Aerospace and Navigational Electronics, März 1963, Seiten 50 bis 55. In einem derartigen System werden die Doppier-Frequenzen, die der Nullfläche der Monopulshöhendifferenzkanals entsprechen eingestellt. Die Nulli&Lche wird verwendet, weil die Antennenverstärkung scheinbar Null beim Minimum ist und das Abfallen der scheinbaren Antennenverstärkungskurve an jeder Seite der Nullfläche sehr steil ist. Die Genauigkeit der Nulleinstellung ist abhängig von dem mittleren Abnahmewert der Differenzkurve in dem Nullbereich. Auf diese Weise ist jedes bekannte Nulleinstellsystem nur verwendbar, wenn die Nullebene der Höhendifferenzkurve aufeinanderfolgend orthogonal zum Basiskurs des Flugzeuges verläuft, beispielsweise wenn die Azimuth Differenz Null im wesentlichen parallel zu eines Isodop ist, um ein Doppler-Spektrum in dem Höhendifferenzkanal zu erzeugen, welches einen genauen Minimalwert hat. Wenn die Nullebene von der Parallelität mit einem Isodop abweicht, kommt einen Verlust der Differenzkurve Null zustande. Dies bedeutet, daß die Vorwärtsbewegungs- und Kursänderungswinkel nach Erfahrungen bei Flugzeugen, die Null zu einem nicht annehmbaren Wert herabsetzen, was ein Nachteil für die Systemgenauigkeit bedeutet. Außerdem wird Jedes be-

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kannte Nulleinstellungssystem beschränkt auf die Verwendung von Strahlen, die im wesentlichen in Bodenkursrichtung verlaufen. Reflektionen von seitlich gezielten Strahlen sind auch Gegenstand der Strahlenstreuung mit Fehlern, welche von scheinbaren Änderungen der Mittelpunktsfrequenz des Doppler Frequenzspektrums wie vorstehend beschrieben stammen.

Es ist weiterhin die Verringerung der Systemgenauigkeit in Abhängigkeit des Drift Winkels bekannt, welche durch Verwendung einer Antenne verringert werden kann, die entlang der Bodenstrecke azimuth-stabilisiert ist. In einem derartigen System wird die Differenz zwischen den Doppler-Verschiebungen, die von zwei seitlich gezielten Strahlen an gegenüberliegenden Seiten des Basiskurses erhalten werden dazu verwendet, einen Regler zu betreiben, der die Antenne im Azimuth dreht, bis die Differenz auf Null gebracht worden ist. Diese Bedingung tritt auf, wenn die Basisschnittwinkel zweier Strahlen auf dem gleichen Isodop liegen, wobei die Antenne mit dem Flugzeugkurs ausgerichtet wird. Die Basiskursstabilisierung ist bei einer derartigen Methode langsam und kann nur mittels relativ komplexe, schwere und teuere Hardware verwirklicht werden. Ein derartiges System ist auf jeden Fall nicht geeignet, die Verringerung der Genauigkeit in Folge der Flugzeugvorwärtsbewegung und der Kursabweichung zu vermeiden.

Weiterhin ist es auch bekannt, daß eine Antennenverkleidung einen Radarstrahl ablenkt. Diese Ablenkung, die von der Strahlungsrichtung abhängig ist, verursacht einen Fehler, der in der Ablenkung des Winkels in Verbindung mit der Doppler Frequenz des reflektierten Signales und damit bei der Berechnung der Flugzeuggeschwindigkeit einzubeziehen ist.

Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, für ein am Flugzeugbord eingesetzten Doppler-Navigationsradar-

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'Jf'

system ein einfaches Verfahren einzusetzen, welches es aufgrund der reflektierten Differenzkanaldaten für mehrere nacheinander gebildeten Radarstrahlen erlaubt, Fehler und Ungenaulgkeiten bekannter Messungen zu vermeiden.

Dies wird dadurch erreicht, daß eine Mittellinie Jeder der Strahlen in einer festgelegten Winkelbeziehung bezüglich der ausstrahlenden Seite einer solchen Antenne steht, und

Geländezwar zur Zielbeleuchtung verschiedener[teile unterhalb eines ein solches System aufweisenden Flugzeuges, so daß die reflektierten Signale in jedem dieser Strahlenbündel in einem Azimuth-Differenz und einem Höhendifferenzkanal verarbeitet werden können, um Meßergebnisse bezüglich des Geschwindigkeitsvektors des Flugzeuges in Bezug auf die Erde, insbesondere Komponenten des Geschwindigkeitsvektors entlang den Strahlen herzuleiten.

Hierdurch wird es in einfacher Weise möglich, die reflektierten Differenzkanaldaten jeder der drei aufeinanderfolgend gebildeten Radarstrahlen um einen Winkel rotieren zu lassen, um sicherzustellen, daß die Monopulsdifferenzkurve Null Jeder der drei Strahlen parallel zu einem vorbestimmten Isodop bleiben kann. Die Daten sind normiert durch die Summenkanaldaten um die Wirkung von Szintillationsfehler zu reduzieren. Außerdem wird es möglich, die Doppler.-Frequenzdaten nacheinander umzusetzen in Geschwindigkeitsdaten und kombiniert mit Geschwindigkeitsdaten, welche von einer Trägheitsplattform erhalten werden ,eine Reduzierung der Langzeittriftfehler zu verringern. Für das Erreichen der vorgenannten Genauigkeit sind keine Komplexe mechanische Antriebsvorrichtungen für das Radarantennensystem erforderlich. Die Anwendung eines am Flugzeugbord vorgesehenen Monopuls-Doppler-Navigationsradarsystems erfordert keine Vorwärts-, Steigungeoder !Driftwinkel. Fehler infolge Antennenverkleidungen, die sich auf die Antennenstrahlungen auswirken, treten nicht auf.

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-JZ-

In den Unteransprüchen sind vorteilhafte Verfahrensschritte des nach dem Hauptanspruch gekennzeichneten Verfahrens beansprucht, die Jeder für sich und in Kombination mit Jeweils anderen Verfahrensschritten eine vorteilhafte Weiterbildung der Erfindung darstellen.

Anhand der nachfolgenden Beschreibung ist ein vorteilhaftes AusfUhrungsbeispiel der Erfindung beschrieben. Bei dem nachstehend beschriebenen Verfahren wird der Monopulsrotationswinkel (B) für jede Differenzorientierung des Radarstrahles ausgewertet und zwar in Übereinstimmung mit der Lage und der Geschwindigkeit des Flugzeuges. Die Lage und Geschwindigkeit des Flugzeuges sind auch teilweise bestimmend bei Trägheitsmessungen, die fortlaufend von einem an Bord des Flugzeuges vorhandenen Rechner fortlaufend verarbeitet werden.

Die Geometrie, die von einem Doppler Navigationsradarsystem, das sich auf die zu lösende Aufgabe bezieht, umfasst wird, ist in der Figur 1A gezeigt. Aus der Figur 1A ist ein Flugzeug 10 ersichtlich, das mit einem Monopulsradarsystem 12 und einer Antenne 14 ausgerüstet ist, die in geeigneter Weise einen herkömmlichen Phasenbereich aufweist und die in Bezug auf die Längsachse des Flugzeuges 10 ausgerichtet ist. Dieses Flugzeug 10 ist in der Darstellung parallel zu einem flachen Gelände 16 in einer konstanten Höhe h fliegend angenommen. Drei orthogonale Achsen sind mit "x", "y" und "z" bezeichnet, und zwar jeweils ausgehend von dem gezeigten Flugzeug aus. Die in Betracht zu ziehenden Geschwindigkeitsvektoren des Flugzeuges 10 sind Komponenten, die entlang dieser Achsen verlaufen. Das hier gezeigte Flugzeug 10 bewegt sich hier in der Weise vorwärts, daß die Bodenstrecke 19 parallel zur z-Achse verläuft. Die Hyperbeln 20a, 20b, 20c stellen die Lage der Punkte des Geländes 16 dar, von denen die Echosignale, welche eine konstante Doppler-Verschiebung aufweisen, empfangen werden. Derartige Lokalisierungen werden in der

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Regel als "isodops" bezeichnet.

Die Antenne 14 sendet eine Radarstrahlung 22, welche einen Winkel (A) mit dem Geschwindigkeitsvektor 13 bildet. Bei Fehlen von Kursabweichungen und Drift des Flugzeugs, ist der Flugzeugkursvektor 26 in Koinzidenz mit dem Geschwindigkeitsvektor 18, wobei dann der Radarstrahl symmetrisch bezüglich des Bodenstreckenvektors 19 verläuft.

In der Figur 1B, welche eine Vergrößerung des Bereichs darstellt, das von dem Radarstrahl umfaßt wird, ist die Nonopulshöhe Null 28 des Monopulshöhenunterschieddiagramms 30 gezeigt, welche parallel zum "isodop" 20b verläuft, da die Azimuth Null-Achse 32 orthogonal zum "isodop" 20b verläuft. Manchmal wird die Achse 32 als Höhenfehlerachse bezeichnet, und zwar aus nachfolgend noch erwähnten Gründen. Um ein besseres Verständnis in Bezug auf das Verfahren mit der vorgesehenen Doppler-Verschiebung zu erreichen, ist in Figur 1C eine andere Darstellung des vom Radarstrahl umfaßten Bereichs gezeigt. Die Vertikalen Abschnitte sind mit f_Q, f₁, f_^, ... f_n, f bezeichnet und stellen Bereiche mit konstanter Doppler-Verschiebung dar. Jedes dieser Bereiche ist auf eine entsprechende Doppler Frequenz eingestellt. Die Doppler Frequenz f_Q entspricht dem "isodop", welche tangential zur Höhenlinie Null verläuft, hier "isodop 20b". Die negative Angaben stellen die negativen Doppler-Verschiebungen oder Frequenzverringerungen in Bezug auf die Bezugsfrequenz f_Q dar, während die positiven Angaben, die positive Dopplerverschiebungen oder Frequenzerhöhungen in Bezug auf die Bezugsfrequenz f_Q darstellen. Die Kreuzangaben "x" in der Figur 1E sollen die Reflektionseinheiten für Jede Doppler-Frequenz darstellen.

Aus der Figur 2B ist ersichtlich, daß die links von der Höhenlinie Null 28 gelegenen Reflektionseinheiten auf der negativen

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Seite des Höhenunterschiedskurve 30 liegen, während die Reflektionseinheiten an der rechten Seite der Höhenlinie Null 28 auf der positiven Seite der Höhenunterschiedskurve liegen. Wie bekannt ist, sind die Zeichen der Signale des Monopulsempfangers (+) für reflektierte Signale, die von den Reflektionseinheiten eintreffen, die an der einen Seite der Höhenlinie Null 28 liegen und negativ (-) für Reflektionen die von Reflektionseinheiten an der anderen Seite der Höhenlinie Null kommen.

Das Doppler.Navigationsradarsystem 12 steuert die reflektierten Signale entlang der Höhenfehlerachse 32. Die Gesamtsignalstärke wird in Bezug auf die Doppler.Frequenz in einer Kurve aufgezeichnet. Das Ergebnis ist eine S-förmige Empfindlichkeitskurve 36, die der Figur 1D zu entnehmen ist. Die hier interessierende Doppler-Frequenzkurve ist die, welche den Schnittpunkt mit der Frequenzachse im Punkt 38 der Empfindlichkeitskurve mit der Frequenz Null hat. Der abfallende Teil der Empfindlichkeitskurve 36 im Bereich des Schnittpunktes 38, welche auf den unteren Teil der Höhenunterschiedskurve Null bezogen ist, bestimmt wie genau der Schnittpunkt verfolgt werden kann.

Betrachtet man nochmals die Figur 1A, so kann festgestellt werden, daß wenn das Flugzeug 10 einem Windgeschwindigkeitsvektor 40' unterworfen ist, dieses eine Kursabweichung (hier mit einem Winkel ß ) erfährt, um den Flugweg entlang dem Geschwindigkeitsvektor Έ halten zu können. Die Mittellinie 2h des Radarstrahls 22 bewegt sich mit dem Flugzeugkursvektor so, daß dieser nicht langer in der gleichen vertikalen Ebene mit dem Geschwindigkeitsvektor 18 liegt. Deshalb ist die Höhe Null 28 nicht langer parallel zum "isodop" 20b. Als Gesamtergebnis ergibt sich, daß die Höhe Null verringert wird und das Abfallen der Empfindlichkeitskurve 36 mit einem auftretenden Verlust der Kursgenauigkeit verringert wird. Dieser

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- sr-

Effekt kann besser anhand der Figur 2A verstanden werden, in der der "isodop 20b" bezeigt ist, der die Höhe Null 28 mit einem Winkel kreuzt; ein besseres Verständnis ist auch anhand der Figur 2B möglich, wo die "isodops" f_Q, f ,

^f_V ·** ^fn' ^f-n' Steigt sind, die die Höhenfehlerachse mit einem Winkel kreuzen. Da die "isodops" nicht länger parallel zur Höhe Null 28 verlaufen, liegen die Reflektionseinheiten 34 jedes "isodops¹¹ an beiden Seiten der Höhenunterschiedskurven 30, das heißt, sowohl an der positiven als auch an der negativen Seite der Höhenunterschiedskurve 30. Die sich ergebende Empfindlichkeitskurve 42, die in Figur 2C gezeigt ist und die durch Aufzeichnen der Signalstärke im Bezug auf die Doppler-Frequenz entlang der Höhenfehlerachse 32 erhalten wird, hat eine flachere Neigung als die Empfindlichkeitskurve 36 in Figur 1D.

Wenn man Jetzt nochmals die Figur 1A betrachtet, kann festgestellt werden, daß ein Verlust der Kursgenauigkeit auch auftritt, wenn die Antenne 14 einen Strahl auf einer Seite des Flugzeuges 10, beispielsweise Strahl 40, ausstrahlt. Hieraus geht hervor, daß ein Kursgenauigkeitsverlust verbunden ist mit Radarstrahlen, deren Mittellinien nicht in einer Ebene mit dem Flugzeuggeschwindigkeitsvektor 18 verlaufen.

Anhand der Figur 3 ist jetzt ein Radarsystem mit einem Monopuls-Empfanger für Null Kursabweichung gezeigt. Ein derartiges System enthält eine Mikrowellenvorderseite (nicht bezeichnet), bestehend aus vier Antennenelementen 46a bis 46d, welche in konventioneller Weise gekoppelt sind um zusammen ein Summenkanal 50a, ein Höhenkanal 50b (beispielsweise ein Differenzkanal) und ein Azimuth-Kanal 50c für den Empfangsbereich 52 zu bilden. Es ist festzustellen, daß der Summenkanal selektiv mit dem Empfangsbereich 52 und den über-

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- yr-

trager 54 in konventioneller Weise mittels eines Zirkulators 56 gekoppelt ist.

Der Empfangsbereich 52 ist als überlagerungsempfänger ausgebildet und enthält HF-Verstärker 58a bis 58c, einen Empfangsoszillator 60, Mischer 62a bis 62c und ZF-Verstärker 64a bis 64c, die alle in konventioneller Weise ausgebildet sind und zusammen arbeiten, um HF-Signale des Empfangsbereiches 52 in ZF-Signale auf die Leitungen 66a bis 66c umzusetzen. Diese ZF-Signale werden über Entfernungstorschaltungen 67a bis 67c übertragen, die ebenfalls in konventioneller Weise aufgebaut sind und vom Entfernungstorschaltungsgenerator in bekannter Weise gesteuert werden. Die Azimuth, und Höhenunterschiedssignale auf die Leitung 66c bzw. 66b werden zur Monopulsrotationssteuerung 68 übertragen, in dem sie anschließend hinsichtlich Sinus und Kosinus des Rotationswinkels B in den Rotationswinkelverstärker 70a und 70b bewertet werden (beispielsweise ZF-Sinus und Kosinusphasenverstärker, die in bekannter Weise aufgebaut sind). Der Rotationswinkel B ist der Winkel, um den die Monopulsachsen verdreht werden müssen, um eine gute Ausrichtung zu erhalten bezüglich den erzeugten "isodops" und zwar unter Einhaltung des Monopuls Null.

Der Monopulsverdrehungswinkel B wird im Rotationswinkelrechner 72 in nachfolgend beschriebener Weise anhand der vom Trägheiteplattform 74 und Bewegungskompensator 75 empfangenen Daten. Die Flugzeuglage wird vom Trägheitsplattform 74 bestimmt, welches aus Gyroskopen und Beschleunigungsmesser besteht. Analoge Signale von der Trägheitsplattform 74 werden durch die A/D Umsetzer 76a bis 76 η digitale dargestellt und im Rotationswinkelrechner 72 anhand der Geschwindigkeitsinformationen vom Bewegungskompensator 75 verarbeitet, um den gewünschten Rotationswinkel B zu erhalten.

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Die Binärdarstellungen des Sinus und Kosinus des Rotationswinkels B werden in brauchbare Analogsignale in den D/A-Umsetzern 78a bis 78b umgesetzt und Über die Leitungen 80a bis 80b zur Monopulsrotationssteuerung 68 übertragen. Die Rotations monopulsdaten werden im Kombinator 84 derart verarbeitet, daß

1 1 neue Monopulsachsen X und Y auf die Leitungen 86 a bis 86b gebildet werden» welche durch nachfolgend aufgezeichnete Formeln darstellbar sind:

X¹ - A₂ cos B + E₁ sin B (1) Y¹ » -A₁. sin B + E. cos B (2)

wobei:

A₉ « das Azimuth-Differenzkanalsignal E₁ - das Höhendifferenzkanalsignal

Zum Zwecke der Verständlichkeit ist in Figur 3 weiterhin nur die Verarbeitung der Daten auf die Leitung 86a gezeigt, und zwar nur im Bezug auf die Y-Achse. Die Signalverarbeitung tür die X -Achsendaten auf die Leitung 86b ist identisch der für die Y -Achsendaten, welche nachfolgend beschrieben werden.

Die Nischer 88a bis 88b Übersetzen, in Verbindung mit dem Empfangsoszillator 90, Jedes der ZF-Signale auf die Leitungen 86a und 92, die den Daten auf der Y-Achse und den Summenkanaldaten entsprechen, in brauchbare Videofrequenzsignale, so daß diese Signale durch die A/D-Umsetzer 94a - 94b digital dargestellt werden können. Bevor die Signale zu dem Nischer 88b gegeben werden, werden die Summenkanaldaten auf die Leitung 66c in dem veränderlichen Dämpfungsglied 98 gedämpft, um die durch die Differenzkanaldaten verursachte EinfUgungsdämpfung, entstanden bei dem Durchlauf durch die Rotationssteuerung 68

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und den Kombinator 84, zu kompensieren. Die digitalen Daten von den A/D-Umsetzern 94a - 94b werden dann weitergegeben zu den Doppler-Filterschalteinheit "Fast Fourier Transform (FFT)" Signalsteuerungen 96a - 96b, welche das Doppler Verfahren, die Geräuschverbesserung und die Schwellwertregelung jedes Doppler Filters steuern. Der FFT ist aufgebaut aus einer Anzahl von Entfernungstorschaltungen für jede kohärente Übertragungsfrequenz, um entsprechende Gruppen von Frequenzspektren zu erhalten, die die zerlegbare Zielwert Doppler darstellen, welche während des Radarruhezeitintervalles erhalten werden, darstellen.

Die Rotationsdifferenzkanaldaten und die Summenkanaldaten werden zu einer Steuerung Übertragen, der hier als Normierungssteuerung 100 bezeichnet ist und der dazu dient, die Signalbildung in bekannter Weise zu normieren. Dieses Verfahren wird unabhängig voneinander für jedes Doppler-Filter in der Filterschalteinheit durchgeführt. Das Ergebnis der Normierung ist eine Reduzierung der Szintillation für die RadarrUcksignale. Die normierten Daten stellen eine Aufzeichnung des Monopulsfehlerwinkels in Bezug auf die Doppler-Frequenzen dar (beispielsweise eine Discriminatorkurve entsprechend der Darstellung in Figur 1D). Derartige Daten werden über die Steuerung 102 gegeben, in der nur Daten von Filtern unterhalb eines im voraus festgelegten Schwellwertes zwecke Verarbeitung angenommen werden. Die angenommenen Daten in der Nähe der Differenzdarstellung Null unterliegen dann einem Erzeugungsverfahren für eine Kurve nach der Methode der "kleinsten Quadrate", wobei der Nullwertabschnitt extrahiert ist. Der Nullwertabschnitt ist die Doppler«Frequenz berechnet entsprechend dem Monopuls Null. Dieses Verfahren wird für jede Entfernungetorschaltung wiederholt, um unabhängige Messungen der Doppler^Frequenz für jede Monopuls Null zu erhalten. Der Mittelwert derartiger Messungen führt zu der

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schließlichen Berechnung der gewünschten Doppler-Frequenz. Ein derartiger Mittelwert wird zur Bewegungskompensatorsteuerung 75 übertragen, wo dieser Wert umgesetzt wird für die Geschwindigkeitskoordinaten und anschließend dazu verwendet wird, die Kurs- und Steigungswinkel, die nachfolgend noch detaillierter beschrieben werden, zu berechnen. Die überarbeiteten Berechnungen der Kurs- und Steigungswinkel werden zum Rotationswinkelrechner übertragen, worin sie zur Aktualisierung des Rotationswinkels B verwendet werden.

Die Daten des Rechners 102 stellen die Doppler Frequenzdaten dar, die in den Strahlenkoordinaten gemessen werden. In der Bewegungskompensatorsteuerung 75 werden diese Daten zuerst in Geschwindigkeitsdaten und dann in zugehörige räumliche Koordinatendaten umgesetzt und zwar in dem die Daten mittels einer Matrix, welche die Richtungskosinuswerte der Strahlenwinkel enthalten, multipliziert werden. Diese Umsetzung kann wie folgt zum Ausdruck gebracht werden:

= [DC]

Bezug

(3)

Strahl

Die mittels Radar abgeleiteten Geschwindigkeitsdaten werden dann mit dem Geschwindigkeitsdaten der Trägheitsplattform 74 kombiniert, um die Langzeitfehler bei den Geschwindigkeitsdaten mittels der Trägheitsplattform 74 zu korrigieren. Die Daten werden gemäß den Formeln 4 kombiniert.

V_x = V_x (Radar) - V_x (Plattform) + Ν_χ

Vy - V (Radar) - V (Plattform) + N

V = V, (Radar) - V, (Plattform) + N

ZZ Z Z

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(4)

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Die V Faktoren stellen die Fehler zwischen den mittels Radar abgeleiteten Geschwindigkeitsdaten und den mittels der Plattform abgeleiteten Geschwindigkeitsdaten dar und enthalten einen Störungsfaktor(N). Dieser Störungsfaktor wird eliminiert und die Fehlerdaten werden geglättet indem sie Daten einem Filter-oder Glättungsverfahren unterzogen werden. Ein derartiges Verfahren ist in folgendem Aufsatz beschrieben: "Optimizing the Dynamic Parameters of a Track-While-Scan System" von J. Sklansky, RCA Review, Juni 1957, Seiten I63 bis 185. In den Formeln 5 und 6 ist auf diesen Aufsatz Bezug genommen. Nur aus Gründen der Klarheit ist der x-Komponent des Geschwindigkeitsvektors V in den Formeln 5 und 6 gezeigt. Es ist verständlich, daß die y- und z-Komponenten des Vektors V einem entsprechenden Verfahren unterliegen.

AV_x (n) = Δ\'_χ(η) + α [AV_x (η) - ΔΥ_χ(η)] (5)

^Λ Λ

AV_x(n) = AV_x(n) + Φ/Τ [AV_x(η) - AV_x (η)] (6)

Folgende Definitionen können für die Faktoren der Formeln 5 und 6 gegeben werden:

^x ^ⁿ^ entspricht dem geglätteten Wert des Geschwindigkeitsfehlers für die Nth Radar Ruhezeit ^x (ⁿ) entspricht dem vorgegebenen Wert (der N-1 Radar

Ruhezeit) des Geschwindigkeitsfehlers für die Nth Radar Ruhezeit
^x (ⁿ) entspricht dem Änderungswert des geglätteten Wertes

des Geschwindigkeitsfehlers der Nth Radar Ruhezeit öL entspricht einem konstanten Wert Ο^<=Ό1 φ entspricht einer Konstanten, welche annähernd angegeben werden kann als φ - V^T T entspricht der Dauer der Nth Radar Ruhezeit

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Die Geschwindigkeitsfehlervoraussage für die N+1 Radar Ruhezeit kann durch folgende Formeln widergegeben werden

AV (n + 1) = AV_x (n) + TAV (n) (⁷)

X ■*· ^A

Λ -

AV (n + 1) = AV Γη) (⁸J

χ ^λ

V (n+1) dem vorausgesagten Anderungswert des Geschwindig keitsfehlers bei der N+1 Radar Ruhezeit entspricht.

Die Geschwindigkeitsfehlervoraussagen für die N+1 Radar Ruhezeit werden kombiniert mit der Plattform für die abgeleiteten Geschwindigkeitsdaten, um die neuen Werte für die Steigungs-(C) und Kurs- (T) Winkel zu berechnen. Anhand der Fieren 5A und 5B kann jetzt festgestellt werden, daß der Flugzeugkurswinkel T eine Verdrehung des Flugzeugbodenge-

_i

schwindigkeitsvektors V hinsichtlich der Y-Achse ein-

gs

schließt.

cos T = V_z/V_gs sin T = V_x/V_gs

v Mi [

gs x ^z

Der Flugzeugsteigungswinkel C schließt eine Verdrehung des Flugzeuggeschwindigkeitsvektors V bezüglich der x-Achse ein, wofür folgende Definitionen gelten:

sin C - -V_x/V cos C = Y /v wobei

v = λ; ♦ ν² ₊ v² _z

^y - 1b -

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2 7 3 A R 3 5

Die auf den neuesten Stand gebrachten Werte der Steigungs-(C) und Kurs- (T)-Winkel werden zur Berechnung der Werte des Monopulsrotationswinkels (B) für die N+1 Radar Ruhezeit verwendet.

Das Verfahren zur Berechnung des Rotationsw.inkels B, durch welches die Monopulsdifferenzkanaldaten verdreht werden, um die neuen Monopulsachsen X und Y zu bilden, wird jetzt nachfolgend beschrieben. Wie bereits vorstehend erwähnt, ist es erforderlich, daß die Daten in den beiden Monopulsdifferen.ikanälen entlang einer Achse normal zu einem Isodop verarbeitet werden, um die Tiefe der Monopulsdifferenzdarstellung Null zu erreichen und zwar um eine Frequenz oder eine Geschwindigkeit mit einer vorgegebenen Strahlungsrichtung zu identifizieren. Dies wird erreicht durch Drehung der zwei Empfängerkanäle, um einen Winkel B und zwar wie bei der tatsächlichen Bildung zweier neuer Monopulsempfängerkanäle X und Y , wobei:

" X¹ '	y	= (B)	X
1

Der Verdrehungswinkel (B) muß für jede der Radarstrahlen festgestellt werden und wird im allgemeinen für jeden Strahl unterschiedlich sein, da die Fluglage und die Geschwindigkeitsvektoren jeden Strahl anders beeinflussen. Der Verdrehungswinkel (B) wird im Rotationswinkelrechner 72 anhand der von der Trägheitsplattform 74 und von der Bewegungskompensatorsteuerung 75 empfangenen Eingabeinformationen gebildet. Das Rotationsverfahren schließt die Umsetzung der Radar Strahlkoordinatendaten als "Geschwindigkeitsraumdaten" in entsprechenden Koordinatendaten in "Antennen-Raumdaten¹¹ ein.

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Es muß noch auf den Aufsatz von W. H. Von Aulock mit dem Titel "Properties of Phased Arrays", erschienen in Proceedings of IRE, Oktober i960, Seiten 1715 bis 1727, hingewiesen werden. In diesem Aufsatz sind Scaneinrichtungen von Richtstrahlantennenancrdnungen beschrieben. Es ist vorteilhaft Umgrenzungslinien, Karten von Antennen Darstellungen im sogenannten "T-Raum" zu verwenden. Dies entspricht einer Anordnung eines Einheitskugeis mit konstantem Abstand des betrachteten Flugobjektes.

Anhand der Figur 4A ist eine Einheitskugel 200 gezeigt, die ein Flugzeug 202, welches mit einem Doppler—Navigationsradarsystem (nicht gezeigt) ausgestattet ist, umgibt. Der Schnittwinkel eines Doppler-Kegels 204 (der hier als konusföriniger Umriß mit einer konstanten Doppler-Frequenz definiert ist) mit der Einheitskugel 200 ist gezeigt um darzustellen, wie der Kreis 206 gebildet wird. Der Schnittwinkel des Doppler .-Kegel 204 mit einer Bodenfläche 208 ist gezeigt, um die Bildung des Hyperbels 210 und den Schnittwinkel der Einheitskugel mit der Bodenfläche 208 als Kreis 212 darzustellen.

Anhand der Figur 4B ist das Flugzeug 202 gezeigt, welches in die XZ-Fläche mit dem Geschwindigkeitsvektor V fliegt, der in Koinzidenz ist mit der Z-Achse. Das Flugzeug 202 ist gezeigt mit einem Doppler-Kegel 204, der in Richtung der Z-Achse ausgerichtet ist. Der Doppler-Kegel 204 schneidet die Einheitskugel 200 an den markierten Punkten 214a bzw. 214b. Wie bereits vorstehend erwähnt, bildet der Schnittwinkel des Dopplerkegels 204 mit der Einheitskugel 200 einen Kreis 206, der im "T-Raum" oder "Antennenraum" als kreisförmiger Isodop 218 vorgesehen ist. Der kreisförmige "Isodop¹¹ 218 im "T-Raum" oder "Antennenraum¹¹ liegt, wie gezeigt, in der XY-Fläche. Der Winkel G, der als eine Hälfte des Doppler-Kegels dargestellt ist, ist definiert als der

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2o

Winkel zwischen dem Geschwindigkeitsvektor V, der hier in Koinzidenz mit der Z-Achse liegt, und dem Radius der Einheitskugel 216, der hier definiert als gleich der Anordnung ist. Der Winkel G ist hier also definiert als Richtstrahlwinkel. Der vertikale Abstand von der Z-Achse zu den Schnittwinkelpunkten 21^a, 214b, ist gleich dem Sinus des Winkels G anzusehen. Wenn der Schnittwinkel des Doppler Kegels 204 mit der gleichmäßigen Einheitskugel 200 im "Antennenraum" oder "T-Raum" als kreisförmiger Isodop 218 vorgesehen ist, kann der Radius des kreisförmigen Isodops gleich dem Sinus G angesehen werden. Es kann deshalb festgestellt werden, daß bei Festlegung eines besonderen Strahlenpunktwinkels G auch ein besonderer kreisförmiger "Isodop" im "Antennenraum¹¹ oder "T-Raum" festgelegt wird. Jeder Punkt T am festgelegten, kreisförmigen Isodop kann jetzt mittels folgender Formeln definiert werden:

X =* sin G sin t Y = sin G cos t

(12)
(13)

dabei ist t als den Winkel zwischen dem Radius des Isodop (sinus G) und der Y-Achse festgelegt.

Eine Vektorformel, welche einen Strahl im "Geschwindigkeitsraurn" in Beziehung setzt mit einem Strahl, der im voraus im "Antennenraum" bestimmt worden ist, lautet wie folgt:

(14)

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wobei (A) = der Transponierung der Fluglagenmatrix und

enthält die Fahr-, Steigungs- und entgegenwirkenden Matritzen.
(T) = Kursraatritze
(C) = Steigungsmatritze

Die Bezeichnung "vⁿ stellt die Strahlenkoordinaten im Geschwindigkeitsraum und die Bezeichnung ⁿaⁿ die Strahlenkoordinaten im Antennenraum dar.

Der Übertragungsprozeß wird jetzt anhand der Figur 5 beschrieben. Der zweidimensionale Vektor V in Figur 5 hat Komponenten X und Y in einem Koordinatensystem. Der gleiche Vektor hat die Komponenten X , Y in einem Koordinatensystem, das vom ersten Koordinatensystem über einen Winkel φ dreht.

11
Die Komponenten X , Y können in Formeln mit Komponenten

x, y ausgedrückt werden:

x=x cos φ + y sin φ y = y cos φ - x sin φ

oder in Matrixangaben:

(15)

cos φ sin φ -sin φ cos φ

(16)

Die zwei Elementespaltenmatritzen in Formel 16 stellen den Vektor V gemäß Figur 5 in zwei verschiedenen Koordinatensystemen dar. Die zweite Art von Matrix stellt die Rotationsübertragung vom Koordinatensystem x, y in das Koordinaten-

1 1 system χ , y dar.

Ein Vektor im dreidimensionalen Raum ist in Faktoren seiner

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drei gegenseitigen orthogonalen Komponenten zum Ausdruck gebracht. Da diese Dreierkombination drei rotationelle Freiheitsgrade hat, kann die Beziehung zwischen diesem Dreier und anderen orthogonalen Dreier χ , y , ζ ausgedrückt werden als eine Winkelrotation um jede der drei Achsen in einigen besonderen aufeinanderfolgen. Wie bereits vorstehend erwähnt, enthält die Fluglagenicatrix die Vorwärts-, Steigungs- und Entgegenwirkungsmatritzen und wird durch das aufeinanderfolgende Rotieren um die ζ, χ und y-Achse um die respektiven Vorwärts, Steigungs- und Entgegenwirkungswinkel gebildet. Eine derartige Umsetzung bringt ein Strahl im "Antennenraum" in Beziehung zur Trägheitsplattform im Flugzeug, das hier als Bezugsraum definiert ist. Diese Urnsetzung kann ausgedrückt werden wie folgt:

cos R sin R 0 sin R cos R 0 0 0 1

10 0
0 cos P sin P

0 -sin P cos P

cos H 0 sin H

0 10
sin H 0 cos H

R R

'R

(17)

Formel (17) kann invertiert werden, wodurch folgende Formel erhalten wird:

(18)

wobei (A) definiert ist als Transponierung der Fluglagenmatrix (A). Formel (18) bringt ein Strahl im "Antennenraum¹¹ in Beziehung mit einem Strahl im "Bezugsraum". Die Umsetzung

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eines Strahls vom "Bezugsraum¹¹ im "Geschwindigkeitsraum¹¹ schließt die aufeinanderfolgende Rotierung um die Flugzeugkurs- und Steigungswinkel ein. Dieses Ubersetzungsverfnhren wird angegeben wie folgt:

10 0 0 cos C sin C 0 -sin C cos C

cos T 0 sin T

0 1 0 -sin T 0 cos T

09)

Schließlich ergibt die Kombination der Formeln 18 und folgendes:

= iC] [T] [A]

(14)

Formel 14 kann weiterhin wie folgt vereinfacht werden:

Strahl

(20)

Strahl

Wobei (D) eine gemischte Matrix darstellt: (D)* = (C) (T) (A)*

Eine Erweiterung der Formel 20 ergibt:

(21)

- 22 -

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ζ*

λ (Strahl}- d

Strahl) -

^ΖΛ Strahl)

Y_a(Strahl)⁺ ^₂₃ ^(

wobei d

usw. Elemente der ^o'nischton

ii.set:-:ungs-

inatrix (D) sind, und

(Strahl)

(Strahl) Y " (.Strahl

Ki ne Invert j ei-ung der Vektorformel (?0) ergäbt:

	= \|D]	X V
Y a		Y V
^Za	^Zv

Es ist jetzt ein "Isodop" vom Geschwindigkeitsraum in den "Antennenraura" zu zeichnen, ura ein Abfallen des Isodop in den "Antennenraum" zu erhalten und dann dieses Abfallen an den Koordinaten des voraus bestimmten Strahlenpunktwinkels auszuwerten. Im "Geschwindigkeitsrauin" wird die Lage der Punkte des entsprechenden Doppiers (beispielsweise ein Isodop) durch folgende Formel gegeben:

X	Y	-
	V
Y	V

sin Π sin t sin G u)s t c us G

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wobei die Winkel G und t in Bezug auf Figur 4b bereits festgelegt sind. Der Isodop gemäß der Formel (25) ist in den "Antennenraum" X , Y , Z gezeichnet, wobei:

	- [η]	S	i η	G	s ι η	t
a		C	i η	G	cos	t
a		OS	G

Eine Erweiterung der Formel (26) ergibt foulendes:

X - d₁

Y - d.
a

sin G sin t + d_]2 sin G cos t +

t + 2. 1/2

sin G sin t + d^ sin G cos t +

cos G
cos G

(26)

(27) (2 8) (29)

wobei d,..·,

,..·, d.pi usw. Elemente der Umsetzungsrna tri χ (D) sind. Wenn man jetzt die erste Ableistung der Formeln 27 und 28 bildet, erhält man:

clY dt

d sin G cos t <1 sin G sin t 21

(-SO)

dX dt

^a ^ d sin G cos t -d sin G sin t Π

Wenn jetzt die Formel (30) durch die Formel (31) dividiert wird, erhält man:

I sin G cos t d sin G sin t

dx

ti sin G cos t -d sin C sin t

CS2)

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welche weiter reduziert wird zu:

J Y -d χ
a .21 ν 11 ν

1 ν 12 ν

Die Formel (33) stellt das Abfallen des Isodop im Antennenraum dar. Dieser Abfall mißte jetzt für die Koordinaten des Strahles mittels einer Kombination der Formeln (33) und {??.) ausgewertet werden, wobei sich folgendes ergibt:

<^d _2l

Eine Vereinfachung der Formel (3^+) ergibt:

wobei X , Y , Z^ Koordinaten des vorbestimmten Strahles

d α α

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In der Figur 6 sind die einschlägigen Winkel und den Abfall der Kurven gezeigt. Der Tangens des Winkels B zwischen den bezeichneten Linien X bzw. X kann wie folgt definiert word»η:

1 -t M M

das Abfallen von X ist das Abfallen von X ist

Da das Abfallen von X = M₁ =0 und das Abfallen von X = Mp = M ist, kann folgende Formel aufgestellt werden:

B=M---

dY

ausgewertet beim Strahl wenn X normal zum Isodop sich verhält. Es folgt jetzt weiterhin, daß:

(os B- /.Μ² + 1

in B -. -^M

/m² * ι

Die rotierenden Achsen X , Y in Figur 6 stehen also in Beziehung mit den nicht rotierenden Achsen X, Y mittels folgender Formel:

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,.1 vl

cos B sin B -sin B cos B

oder

X¹ = X cos B + Y sin B Y¹ =-X sin B + Y cos B

(39) (40)

Betrachtet man die Figur 3 so stellt man fest, daß die Eingabesignale zur Monopulsrotationssteuerung 68 den Sinus B, Kosinus B Faktoren in den Formeln 39 und 40 entsprechen. Die X, Y-Faktoren stellen die Azimuth und Steigungssignale auf die Leitungen 66c bzw. 66b dar und die X , Y Faktoren entsprechen den rotierenden Azimuth und Höhensignale auf den Leitungen 66c bzw. 66b und die Faktoren X', Y entsprechen den rotierenden Azimuth und Höhensignale, die auf den Leitungen 86b und 86a gezeigt sind.

Die vorliegende Erfindung ist nicht auf das vorstehend beschriebene Ausführungsbeispiel beschränkt, sondern kann in gleicher Weise in entsprechende gleichartigen Anwendungsfälle eingesetzt werden.

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Claims

- ar -

Patentansprüche.

Λ) Verfahren zum Betreiben eines am Flugzeugbord eingesetzten Doppler-Navigationsradarsystemt unter Verwendung einer Trägheitsplattform und eines Monopulsradarsystems, welches eine zur Erzeugung einer Vielzahl gerichteten Strahlen angepaßten Antenne aufweist, dadurch gekennzeichnet , daß eine Mittellinie (24) jeder der Strahlen in einer festgelegten Winkelbeziehung bezüglich der ausstrahlenden Seite einer solchen Antenne (14) steht, und zwar zur Zielbeleuchtung verschiedener Geländeteile unterhalb eines ein solches System aufweisenden Flugzeuges (10), so daß die reflektierten Signale in jedem dieser Strahlenbündel (22) in einem Azimuth-Differenz und einem Höhendifferenzkanal verarbeitet werden können, um Meßergebnisse bezüglich des Geschwindigkeitsvektors (V) des Flugzeuges (10) in Bezug auf die Erde (19)» insbesondere Komponenten des Geschwindigkeitsvektors entlang den Strahlen herzuleiten.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Antenne derart ausgerichtet wird, daß das Zentrum des durch einen ersten gerichteten, ausgewählten Strahl zielbeleuchteten Teiles des Geländes in einem vorbestimmten Winkel zur Flugstrecke liegt.
3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Antenne derart betrieben wird, daß nacheinander jede einer Vielzahl von gerichteten Strahlen ausstrahlbar sind.
4. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zur Herleitung der gewünschten Meßwerte eine Verarbeitung der Reflektionen aller aufeinanderfolgend gebildeten Strahlen, welche von der Antenne empfangen werden, verarbeitet

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ORIGINAL INSPECTED

werden, welche gewünschte Meßwerte dazu dienen, die Null des Höhendifferenzkanals ftir die nächstfolgende Gruppe der aufeinanderfolgend gebildeten Radarstrahlen um ^WN^W-Grad zu drehen, wobei N die Winkeldifferenz in Grad zwischen Null und der Mittellinie des Strahls ist, der tangential zur ausgewählten Isodop verläuft.
5. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Komponenten des Geschwindigkeitsvektors entlang jede der aufeinanderfolgend gebildeten Strahlen berechenbar und diese Komponenten in Bezugsraumkoordinaten auflösbar sind.
6. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Bezugsraumgeschwindigkeitskomponenten von den Geschwindigkeitsdaten, abgeleitet von der Trägheitsplattform, subtrahierbar sind, um Geschwindigkeitsfehlersignale zu bilden.
7. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Geschwindigkeitsfehlersignale filterbar sind.
8. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die gefilterten Geschwindigkeitsfehlersignale mit den Geschwindigkeitsdaten von der Trägheitsplattform ableitbar sind.

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