DE2845783A1 - Verfolgungssystem fuer ein bewegliches ziel - Google Patents

Description

"Verfalgungssystem; für ein bewegliches- Ziel"

Die Erfindung betrifft ein Verfolgungssystem fur ein bewegliches Ziel, das selbst auf einem beweglichen Träger angeordnet 1st.Sie bezieht sich insbesondere auf Radarsysterne in Flugzeugen» Jedoch auch auf Bodensysteme oder Systeme an Boret von Land- ader Wasserfahrzeugen.

Solche Systeme umfassen einen Bezugskoordinatengeber und eine Positionsmeßvorrichtung, die auf das Ziel ausgerichtet bleibt. Bei Radarsystemen beispielsweise bestehen der Bezugskoordinatengeber und die Positionsmeßvorrichtung aus einer Monopuls-Antenne, zu der ein Sender und ein Empfänger gehört, die Entfernungsmeßsignale und Winkelablagesignale, bezogen auf die Antennenachse liefern. Diese Winkelablagesignale werden dazu verwendet, die Antenne nachzuführen, um die Ablagesignale möglichst klein zu machen.

Jede Messung ist mit Fehlern behaftet, wobei zwei Arten von Fehlern, nämlich statistische und dynamische Fehler zu unterscheiden sind. Der statistische oder Rauschfehler kann nur dadurch verkleinert werden, daß der Mittelwert aus mehreren aufeinanderfolgenden Messungen gebildet wird, wodurch die gesamte Bandt^eite des Systems verkleinert wird. Diese Vorgehensweise führt jedoch zu einer Verzögerung bei der Nachführung der Antenne, so daß sie gewissermaßen dem zu verfolgenden Ziel nachhinkt, wodurch der dynamische Fehler vergrößert wird.

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Die VeFkIe in erun<g ües sich aus den beiden genannten Fehlerarten !zusammensetzenden Pesamtfehleips kann nur durch einen Kompromiß zwischen einer ausreichenden Sehmalbandigkelt des Systems, die zu eimern geringen statistischen Fehler, jedoch großen dynamischen Fehler fShirfc und einer größeren Bandbreite mit umgekehrtem Effekt ₃ erzielt werden. Dieser Kompromiß Ist besonders schwierig zu treffen, falls die gewonnene Lösung nicht für alle Fälle zutrifft. Befindet sich z.B. das Ziel in großer Entfernung, so 1st der Hausehfehler klein, in welchem Fall das System schmalbandig mit einem geringen dynamischen Fehler arbeiten kann. Dagegen muß bei geringer Entfernung die Bandbreite vergrößert werden, um den dynamischen Fehler zu verkleinern, was jedoch zur Vergrößerung des Rauschfehlers führt.

Die Genauigkeit solcher Systeme ist folglich begrenzt, und zwar auf etwa H m Genauigkeit bei der Positionsbestimmung und 10 m/ see bei der Bestimmung der Geschwindigkeit eines Zieles in ungefähr 1 km Entfernung.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfolgungssystem zu entwickeln, das sich sowohl durch präzise und zuverlässige Zieldetektion als auch durch rasche Nachführung auszeichnet.

Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht darin, ein System zu entwickeln, das in der Lage ist, die momentane Position, die momentane Geschwindigkeit und die momentane Beschleunigung des Zieles in einem feststehenden Bezugssystem zu ermitteln, um diese Meßwerte zur Steuerung der Bahn eines auf das Ziel abgefeuerten Geschosses zu verwenden.

Die Lösung dieser Aufgabe sowie vorteilhafte Ausführungsformen sind in den Patentansprüchen angegeben.

Mit der Lösung nach der Erfindung kann ein großer Teil des Rauschens, das auf die üblichen Meßbedingungen zurückzuführen ist, unterdrückt werden. Diese Messungen werden an einem vom

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Schwerpunkt des Trägers oder an einem von seinem momentanen Drehzentrum entfernten Punkt durchgeführt. Diese Messungen führen zu sphärischen Koordinaten in einem bewegten Bezugssystem. Diese Koordinaten sind gegenseitig nicht unabhängig und hängen darüber hinaus von der Lage des Bezugssystems ab. Das Bezugssystem ist den Translationsbewegungen und den raschen,durch Vibrationen, Torsionen und Drehungen des Trägers und der Machführmechanismen verursachten Drehbewegungen ausgesetzt.

Gemäß der Erfindung werden die Änderungen der Lage und die Änderungen der Position bestimmt, und diese anfallenden Meßwerte werden in ein kartesisches Koordinatensystem mit feststehendem Ursprung und gleichbleibender Orientierung umgerechnet.

Dieses Bezugssystem ist in Ruhe (absolutes Bezugssystem) und die Koordinaten-Meßwerte des Zieles sind von einem großen Teil der Störungen befreit, weswegen die Verarbeitungsschaltungen schmalbandig sein können, wodurch folglich eine gesteigerte Genauigkeit bei der Zielverfolgung resultiert.

Gemäß einem Merkmal der Erfindung werden die Zielmeßwerte, die bezogen auf ein sphärisches mit den Meßvorrichtungen verbundenes Koordinatensystem erhalten werden, in kartesische Koordinaten eines Bezugssystems umgerechnet, dessen Ursprung in Ruhe ist und dessen Achsen eine konstante Richtung einnehmen.

In diesem Bezugssystem ist der Effektivwert des Rauschens, das insbesondere auf die Bewegung des Reflexpunktes im Innern und in der Umgebung des Zieles zurückzuführen ist, eine Invariante und die Kinematik des Zieles ist ebenfalls invariant.Es ist folglich möglich, die Zielflugbahn mit einer gewissen Vorhersagegenauigkeit zu simulieren anstatt nur eine einfache Signalverarbeitung, wie etwa durch Integration, durchzuführen. Diese Si-

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mulation führt zu geringen dynamischen Fehlern.

Da die Bandbreite des Systems mit Simulation schmal ist, wirkt sich der Verlust eines Teils der Meßinformationen nicht oder nur geringfügig - dank der Speicherfunktion des Simulators auf die Meßresultate aus. Meßinformationen können auch absichtlich unterdrückt werden, beispielsweise wenn diese offensichtlich falsch sind, wodurch zusätzlich der statistische Fehler nach der Verarbeitung oder im Laufe gewisser taktischer Manöver des Trägers verkleinert wird.

Die Erfindung wird im folgenden anhand der in den Figuren schematisch dargestellten Ausführungsbeispiele näher erläutert. Es zeigt:

Fig. 1 : Ein Übersichtsblockschaltbild eines Systems nach der Erfindung

Ein Trägerflugzeug mit eingezeichneten Meß- und Verarbeitungsbezugssystemen

Eine stark vereinfachte Darstellung der RoIlstabilisierungsvorrichtung des Radars

Ein Blockschaltbild der Steuerschaltung für die Rollstabilisierung

Ein Blockschaltbild der Antennennachführung Ein Blockschaltbild der Entfernungsmessung Ein Blockschaltbild der Winkelablagemessung

Ein Blockschaltbild eines Ausführungsbeispiels eines Flugbahnsimulators und

Fig. 9 : eine Schaltung für die Startphase (Suchphase).

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Pig. 1 zeigt ein Verfolgungsradarsysteni,* das an; Board, eines Plugzeugs Installiert 1st·. Durch das Radarsys-tem wertfen die Echos eines bestimmten Zieles (beispielsweise eines; anderen- Plug zeuges) aufgenommen« Das System umfaßt, eine bewegliche Morcapuilsantenne, mit der Winkelablagewerte zwischen? dier Kiehtung: des Zieles und seiner Projektionen auf zwei senkrecht, zneinanderliegende Symmetrieebenen·.ermittelt werden können. Das Radarsystem mißt gleichzeitig den Abstand zwischen dem Trägerflugzeug; und dem Ziel. Die auf dem Träger beweglich befestigte Antenne muß stets in Richtung des Zieles weisen, dessen Flugbahn durch den Simulator berechnet wird. Die Antenne soll dabei unabhängig von den Winkelbewegungen des Trägers sein. Zum Ausrichten der Antenne sind Nachführungen 2 vorgesehen. Die Steuerung dieser Nachführung erfolgt über eine Schleife, ausgehend von den vorgenannten Ablagemessungen. Diese Schleife muß einen ausreichend großen Verstärkungsfaktor aufweisen, damit die gemessenen Ablagewerte so klein wie möglich werden und eine Schmalbandigkeit erzielt wird, so daß das Meßrauschen weitgehend unterdrückt und der statistische Fehler verkleinert werden kann. Diese Genauigkeitssteigerung darf nicht zu Lasten des dynamischen Fehlers gehen. Aus diesem Grund enthält die Verarbeitungsschaltung einen Simulator 17, der permanent die geschätzten kinematischen Parameter des Zieles (Beschleunigung, Geschwindigkeit, Position) in bezug auf ein absolutes kartesisches Koordinatensystem liefert.

Diese Ergebnisse werden gemäß einem Merkmal der Erfindung mit Hilfe von Vorverarbeitungsschaltungen, .Koordinaten^tI>ansf°^rmationsrechnern und Rechnern zum Umrechnen des Bezugskoordinatensystems erhalten, wobei der Simulator 17 Parameter auswertet, die von einem Großteil des Rauschens befreit sind. Mit Hilfe dieser Schaltungen kann insbesondere das durch die Bewegungen des Trägers verursachte Rauschen unterdrückt werden. Die Unterdrückung dieses Rauschens durch Filterung ist ansonsten nicht möglich, da das Spektrum dieses Rauschens schmäler als dasjenige

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Ista das auf die Bewegungen des Zieles zurückzuführen ist. Diese Parameter sind unabhängig vom fteßrauschen des Radars schmalbandig, d.h.. sie entwickeln sich zeltlich relativ langsam, unabhängig von der Lage des Trägerflugzeugs und unabhängig von der Lage des Zieles.

In Fig. 2 sind die In dem System verwendeten Koordinatensysteme definiert. Das Trägerflugzeug besitzt ein in der Plugzeugnase bei R gelegenes Radarsystem.

Das Ziel befindet sich bei B, die Messungen sind jedoch mit Rauschfehlern behaftet, so daß eine Position C des Zieles angegeben wird. Nach der Auswertung ist die geschätzte Position des Zieles D. Die Richtung des Zieles wird durch einen Einheitsvektor η angedeutet.

Die Radarantanne weist in der Richtung des Vektors n". Die durch das Radarsystem vorgenommenen Messungen sind durch den Ablage-Vektor D^ = t definiert.

Die Messungen des Radarsystems erfolgen in dem Plugzeug-Koordinatensystem (R, xr, yr, zr). Diese Messungen erfolgen in sphärischen Koordinaten (Entfernung, Höhenwert und Seitenwert). Die Verwendung dieser Koordinaten zur Steuerung der Nachführungen ist mit zahlreichen Nachteilen verbunden. Diese Koordinaten sind nicht gegenseitig unabhängig. Die Berechnungen der Geschwindigkeit und der Lage sind kompliziert, und es ist schwierig, die Plugbahn, ausgehend von einem einfachen Modell zu simulieren. Wenn die Meßdaten in einem absoluten kartesischen Bezugssystem ausgewertet werden, geben sie die Kinematik des Zieles unabhängig von derjenigen des Trägerflugzeuges wider. Die Kinematik des Zieles in einem absoluten kartesischen Koordinatensystem ergibt sich aus der Bewegung des Zieles, gemessen in bezug auf ein mit dem Radarsystem verbundenes Bezugssystem, und der Bewegung des Bezugssystems in bezug auf das absolute kartesische

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Bezugssystem. Der Ursprung des mit dem Radar verbundenen Bezugssystems liegt in der Plugzeugspitze. Diese ist Vibrationen und Deformationen ausgesetzt, die auf die Flexibilität des Flugzeugrumpfes zurückzuführen sind. Die Flugzeugspitze ist vor allem jedoch den Eigenbewegungen des Flugzeugs, Rotationen, Translationen usw. unterworfen. Die in dem Radarkoordinatensystem durchgeführte Messungen sind folglich mit einem ersten Fehler behaftet, der aus einem bekannten Teil (parallaxen_fehler) besteht und der auf die Eigenbewegungen des Koordinatensystems in bezug auf ein kartesisches absolutes Bezugssystem zurückzuführen ist. Sie sind darüber hinaus mit einem zweiten Fehler behaftet, der auf das Positionsflimmern des Zieles zurückzuführen ist, (welches Phänomen auch im kartesischen Koordinatensystem auftritt). Einige der Aufgaben der Erfindung bestehen folglich darin, diese Fehler zu eliminieren und die gemessenen Daten auf ein bestimmtes kartesisches Bezugssystem zurückzuführen, dessen Richtung invariant und dessen Ursprung festliegend ist.

Dadurch, daß ein fest mit der Erde verbundenes kartesisches Bezugssystem gewählt wird, ist die Bewegung eines Körpers in dem Bezugssystem vollständig durch Angabe seiner absoluten Beschleunigung bekannt. Es ist folglich eine Angabe über die Absolutbewegung des Trägers erforderlich, da das Radarsystem nur die Relativmeßdaten liefert. Es ist folglich vonnöten, permanent die Position und die Lage des Trägerflugzeugs in bezug auf die Erde zu kennen.

Soll mit Hilfe der Daten ein Bordwaffensystem des Flugzeugs auf das Ziel ausgerichtet werden, so muß - ebenso wie zum Ausrichten der Radarantenne - in das mit dem Flugzeug verbundene Koordinatensystem zurückgerechnet werden.

Gemäß der Erfindung wird der durch das Radarsystem bestimmte Vektor ~£ einer Koordinaten-Transformation in dem Radarbezugssystem (R, xr, yr, zr) unterworfen, um die ursprünglichen sphärischen Koordinaten in kartesische umzurechnen. Danach werden die Koordinaten durch Änderung des Bezugssystems umgewandelt,

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wobei von dem Radarbezugssystem (R, xr, yr, zr) zu dem Bezugssystem (R, x, y, z) mit invarianter Orientierung und Ursprung R übergegangen wird. Danach wird auf ein Bezugssystem (G, x, y, z) übergegangen, das parallel zu dem Vorgenannten ist, dessen Ursprung G jedoch im wesentlichen im momentanen Rotationszentrum des Trägerflugzeuges liegt.

In dem gewählten Bezugssystem ist es möglich, die kinematischen Parameter des Zieles, ausgehend von durch das Radarsystem gelieferten Meßdaten, die in dieses Bezugssystem umgerechnet werden, zu ermitteln. Die Berechnung der Parameter ist mit Hilfe eines einfachen Modelles möglich.

Gemäß diesem Modell wird angenommen, daß die drei Komponenten der Beschleunigung unabhängig sind und statistisch durch einen Gauß-Markow-Prozeß repräsentiert sind, d.h. durch einen Prozeß, für den die Entwicklung nach einem Zeitpunkt t nur von diesem Zeitpunkt und nicht von den Daten vorausgegangener Zeitpunkte abhängt (Prozeß ohne Gedächtnis). Der Zustandsvektor besitzt 9 Komponenten, ersetzt sich aus drei unabhängigen Vektoren zusammen. Der Simulator, der nach diesem Modell arbeitet, wird weiter unten (Fig. B) beschrieben.

Am Ausgang des Simulators für den Zustandsvektor des Zieles wird ein Signal erhalten, das sich auf ein kartesisches absolutes Bezugssystem bezieht. Die drei Komponenten der Position werden sodann in das bewegte Bezugssystem (G, x, y, z) und dann in das Bezugssystem (R, x, y, z) durch eine Parallaxenkorrektur umgerechnet. Danach kann schließlich die geschätzte Richtung η und die geschätzte Entfernung R des Zieles in dem Radarbezugssystem bestimmt werden.

Die Gesamtheit der Schaltungen des Systems gemäß der Erfindung ist in Fig. 1 dargestellt. Diese Figur enthält eine bestimmte Anzahl Schaltblöcke, von denen jeder eine bestimmte Funktion ausübt. Die Details eines jeden Blockes sind in den folgenden

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Figuren dargestellt.

Die Antenne 1 wird durch Nachführungen 2 entsprechend den drei Koordinaten des Vektors rT, die durch den Simulator 17 als beste Schätzwerte für die Zielrichtung ermittelt werden, ausgerichtet. Eine Stabilisierung 7 für das Radarkoordinatensystem, das zur Stabilisierung um die Plugzeuglängsachse dient, das zu einer Trägheitsplatte P gehört, trägt die sich aus Antenne 1 und den Nachführungen 2 zusammensetzende Einheit. Der Block 7 symbolisiert eine mechanische Einheit, die in der Lage ist, den Antennenblock 1 um eine einzige Achse - etwa um die Flugzeuglängsachse τ zu stabilisieren. Dieser Mechanismus trägt zu einem zufriedenstellenden Betrieb des Systems dadurch bei, daß größere und schnelle Rollbewegungen des Flugzeugs (0 bis 360 Grad mit Winkelgeschwindigkeiten von 100 bis 200 Grad pro Sek.) verkleinert werden. Diese Vorrichtung ermittelt gleichermaßen ausgehend von dem Fehlerwert der automatischen Rollstabilisierung £0 und ausgehend von den Daten über die Fluglage θ und H·' (Längstrimm und Kurs) die von einer Trägheitsplattform 8 geliefert werden,

Λ Α.

drei Bestwerte ^θ , y und 50 die das Radarkoordinatensystem (verbunden mit der Achse der Servonachführung) in bezug zur Vertikalen und in bezug auf eine geographische Referenzlinie darstellen. Diese Daten werden dazu verwendet, in den Schaltungen 9, 11 und 12 die Bezugssysteme zu ändern.

Die Nachführungen 2 enthalten im wesentlichen einen Mechanismus mit zirei Freiheitsgraden, der die Antenne 1 trägt und die Bündelachse des Radarstrahles in Richtung des Einheitsvektors η ausrichtet, der in dem Radarkoordinatensystem definiert ist. Dieser Mechanismus muß in der Lage sein, die Antenne mit kleinstmöglichem Fehler in die vorgegebene Richtung η einzustellen.

Ein Impulsradarsystem (Blöcke 3, 4 und 5) ist an die Antenne 1 angekoppelt. Dieses liefert die Winkel und Entfernungsablagen. Bei der Antenne selbst handelt es sich um eine Monopuls-Antenne, die ein symmetrisches "Summen"-Diagramm und zwei antisymmetrische "Differenz"-Diagramme, jeweils in der Vertikalen und Horizontalen, aufweist. Der Block 3 veranschaulicht den Radarsender und -17-

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den Radarempfänger. 3än Sehaltungsfeloek H werden ausgehend von den durch den Empfänger gelieferten Videosignalen die Winkelablagesignale Δ S und A 0 ermittelt. Der Schaltungsblock 5 dient dazu, die Ent femungs Verfolgung des Zielechos, das durch einen Videoimpuls dargestellt ist₉ vorzunehmen. Die Laufzeitmessung für den Hin- und Rückgang des ausgesendeten und durch das Ziel reflektierten Radarimpulses gestattet die Entfernungsbestimmung. Eine Entfernungsmeßmarke, in Form eines Impulses, wird erzeugt, um den besten Entfernungsschätzwert zu repräsentieren. Der Abstand •Δ R zwischen der Lage des Echos und der Entfernungsmeßmarke wird durch das System ausgewertet, was weiter unten im Detail beschrieben wird.

Die durch das Radarsystem gelieferten Ablagemeßdaten Λ S,Δ G und Δ R beziehen sich auf ein sphärisches Koordinatensystem eines mit der Radaranlage verbundenen Bezugssystems.

In einem Rechner 6 werden die sphärischen Koordinaten in kartesische Koordinaten des Radarbezugssystems umgerechnet. Dieser liefert die drei kartesischen Koordinaten Cx, 'c'y und £'z des Vektors DC, bezogen auf das Radarkoordinatendystem (P, xr, yr, zr). Dabei ist D die durch das System geschätzte und C die durch die Antenne ermittelte Position (Fig. 2).

Der Rechner 12 errechnet danach die absoluten Komponenten(Lx, £y» Cz) des Vektors ßc in einem Bezugssystem (R, x, y, z) dessen Ursprung, im wesentlich das Schwerpunkts- oder momentane Rotationszentrum des Flugzeuges ist (Fig. 2). Hierzu werden die Daten ( γ, θ und fT0), also die Bestschätzwerte für die Winkelneigung des Radarkoordinatensystems, die von der Stabilisierung mit Hilfe der Trägheitsplattform 8 geliefert werden, benötigt.

Die durch den Pechner 12 ermittelten, Absolutkomponenten gelangen an den Simulator 17 über einen Umschalter I-,, der durch eine Schaltung 14 gesteuert wird, deren Funktion später beschrieben

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wird. Der Schalter I, ist normalerweise im leitenden Zustand, d.h. in der mit 1 bezeichneten Schaltposition. Der Zweck des Schalters I, besteht darin, in seiner Schaltstellung 2 die Meßdaten zu unterdrücken, wenn diese offensichtlich falsch sind. Die Anordnung des Schalters ist in der Figur lediglich zum Zwecke des besseren Verständnisses dargestellt. Es versteht sich von selbst, daß falsche IVeßdaten auch durch andere Fittel unterdrückt werden kennen.

In dem Simulator 17 werden die kinematischen Parameter des Zieles in einem absoluten Bezugssystem, das parallel zum Bezugssystem (G, x, y, z) ist, dessen Ursprung Jedoch ruht, berechnet. Der Simulator liefert u.a. die drei Koordinaten x, y und ζ des Punktes D, die Bestschätzwerte für den Zielpunkt D in diesem Bezugssystem darstellen.

Durch einen Pechner Ir werden die Koordinaten des Punktes D in das Koordinatensystem (G, x, y, z) umgerechnet. Ebenso werden die Werte der drei Komponenten in Abhängigkeit von der Parallaxe RG ausgehend von den durch die Trägheitsplattform P gelieferten Daten korrigiert. Die korrigierten Koordinaten gelangen an einen Rechner 19, der den Zielvektor, d.h. die Entfernung R zwischen dem Antennenzentrum und dem Punkt D und die drei Komponenten des Einheitsvektors n¹, der homolog dem Vektor n- ist,in dem Bezugssystem (R, x, y, z) bestimmt. Der Rechner 9 rechnet die Koordinaten von n¹ in die Koordinaten von ή* in dem Bezugssystem (R, χ , y , ζ ) für die Machführungen 2 um. Bei dieser Koordinaten-Umrechnung werden wie bei der Bezugs-Systemumrechnung im Rechner 12 die Werte ο 0, θ und f verwendet, die durch die Stabilisierung 7 geliefert werden. Die Umrechnung ist jedoch zur ersten Umrechnung invers.

Während der Anlaufphase des Systems wird der Antennenblock nicht durch den Simulator sondern durch eine Suchschaltung, die durch einen Block 20 symbolisiert ist, ausgerichtet. Zur Suchschaltung 20 gehört ein Umschalter I₁, der den Vektor n·, der durch den

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Pechner 19 nicht ermittelt werden kann, durch einen Vektor n" ersetzt, der einen gegebenen Raum abtastet. Die Anlaufphase (Suchen und Orten des Zieles) erfolgt nach bekannten Techniken, weswegen auf eine detaillierte Beschreibung verzichtet werden darf.

Eine Einheit, bestehend aus drei Beschleunigungsmessern. (BTock 10) mißt permanent die kinematischen Änderungen des Flugzeugs und liefert einen Beschleunigungsvektor Tc. Die Koordinaten des Vektors !Tc werden mit Hilfe eines Rechners 11, der gleich dem Rechner 12 ist, in das Koordinatensystem (G, x, y, z) umgerechnet und gelangen über einen Umschalter Ig, der durch die Schaltung I¹I synchron zum Umschalter I, gesteuert wird, an den Simulator 17. Wenn der Schalter I, im leitenden Zustand ist, ist der Schalter I₂ offen (Position 1). Wenn durch den Schalter I-, die an sich für den Simulator bestimmten Daten unterdrückt werden, ist der Schalter Ip geschlossen (Position 2) und die Beschleunigungskoordinaten des Verfolgungsflugzeuges gelangen an den Simulator. Folglich wird während einer Periode, in der das System nicht, gerastet ist, der Simulator durch die Beschleunigungswerte des Flugzeuges korrigiert. Diese Betriebsweise ist dank der Erfindung möglich. Mit ihr kann die Verfolgung des Zieles auch bei Verlust der Meßdaten infolge Schwundes, Naskeneffekts, Nebels oder im Laufe einer taktischen Operation des Verfolgers zum Zwecke seiner Lageänderung in bezug auf das Ziel, aufrechterhalten werden.

Vor einer detaillierten Beschreibung der verschiedenen Schaltblöcke wird im folgenden die Arbeitsweise des Systems als Ganzes erläutert.

Während einer ersten Phase wird durch die Suchschaltung 20 die Abtastung eines ausgedehnten Raumbereiches durch den Radarstrahl gesteuert. In dieser Phase wird ein Ziel detektiert.Wäh-

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rend einer zweiten Phase,der automatischen Verfolgungsphase, wird das Ziel kontinuierlich verfolgt.

Die Suchphase läuft mit Hilfe eines Suchpragrammes in dem stabilisierten Bezugssystem (F, x, j_% z) ab. Während, der Suchphase befindet sich der Umschalter I., in der Stellung- 1. Die Suchrichtung (Vektor n^rt) wird an die Nachführting-en des Blockes 2 über einen Pechner 9 zum Umrechnen der Koordinaten übertragen. Gesteuert durch das Programm wird das Antennendiagramm in einem i^ersiraumwinkeljder das vermutete Ziel,, geschwenkt. Diese Operation wird im allgemeinen durch den Pilot mit Hilfe eines Kathodenstrahlsichtgerätes, das eventuelle Echos anzeigt» überwacht.

Um das System auf die Verfolgung eines Zieles umzustellen (Rastung) wird wie folgt vorgegangen:

Durch ein bekanntes Mittel wird dem System die Entfernung und die Richtung ües zu verfolgenden Zieles angezeigt, wodurch die Antenne in der gewünschten Richtung stehen bleibt. Durch diesen Befehl wird eine automatische Entfernungsermittlung des Zielechos durch Verschieben einer Entfernungsmeßmarke um die vorgewählte Entfernung ausgelöst.

Wenn die EntfernungsVerfolgung gerastet hat, d.h. wenn die Entfernungsmeßmarke auf die Position des Echos eingestellt ist, gelangen die Winkelmeßwerte A S undA.G, die durch den Empfänger H geliefert werden,und die EntfernungsmeßwerteAR an den Simulator 17, nach Koordinaten- und Bezugssystemtransfonhation in den Rechnern 6 und 12. In dieser Phase bringen die Ablagesignale As, AG und A R den Simulator 17 zum "konvergieren", so daß seine Positionsdaten immer genauer den Zieldaten entsprechen. Dieder Zustand wird nach Ablauf einer vorbestimmten Zeit erreicht. Während dieser Phase ist der Schalter I₁ in die Stellung 2 zurückgekehrt. Die Entfernungsmeßmarke wird auf den Wert R, der durch den Rechner 19 ermittelt wird, eingestellt. Das Radar-

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system wirä entferiiimigs- und riehtungsmäSig {durch R und η) gesteuert. Die AfolageweiFibe tVelktoi* DB) zwischen den durch den Simulator gereelmeten und zur Einstellung der Radarantenne verwendeten Werte und der t alt sächlichen Position des Zieles (Punkt B) müssen so klein wie raffellch sein.

Die Vorteile der Erfindung beruhen darin, daß die Koordinaten- und BezHgssystemänderung-eii die Auswertung der Ahlagewerte in einem absoluten Xartesisehen Bezugssystem ermöglichen und daß in diesem Bezugssystem die Systembandbreite erheblich verkleinert werden kann, Hieraus folgt einerseits eine wesentlich bessere Filterung des Meßrauschens als in bekannten Systemen und andererseits eine einfache und wirksame Simulation der kinematischen Parameter des Zieles, wodurch der dynamische Fehler verkleinert wird. Da das System mit großer Genauigkeit die Bewegungen und die Position des Zieles vorausschätzen kann, können die Messungen besser gefiltert werden. Sie können insbesondere in einfacher Weise verworfen werden, wenn sie offensichtlich falsch sind. In der Tat können verschiedene Umstände die Verfolgung stören: Störrauschen, atmosphärische Störungen oder Störungen des Flugzeugs, durch das Ziel ausgestreute Ablenkattrappen, Bodenechos, Schwundeffekte (allgemein "fading" genannt) und Maskeneffekte, durch die das Signal während Zeitdauern von Sekunden verschwinden kann. Derartige Störungen werden durch die vom Radar gehörige Schaltung 14 detektiert.

In allen diesen oben genannten Fällen werden die Radarmeßdaten unterdrückt (Schalter Ip und I, in Stellung 2) und der Simulator trägt der Weiterbewegung des Verfolgungsflugzeugs Rechnung. Er hält die Flugbahn, bezogen auf das Ziel aufrecht, sofern diese sich nicht zeitlich ändert.

Die Untereinheiten, die in Fig. 1 in Form von Blöcken dargestellt sind, entsprechen elektronischen oder elektromechanischen Einrichtungen oder Rechnern. Diese Rechner können vom Fachmann ohne

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weiteres hergestellt werden, sofern er weiß, welche Gleichungen zu lösen sind. Die Rechnerschaltungen können in gleicher Anzahl wie die Rechnerblöcke vorhanden sein, was jedoch nicht die beste Lösung darstellt. Vorzugsweise nimmt ein einziger Rechher sämtliche durchzuführenden Rechnungen vor. Es kann gezeigt und bewiesen werden, daß die Zahl der durchzuführenden Rechenschritte und die Gesamtdauer dieser Rechenoperationen kompatibel mit der Systembandbreite bleiben, umso mehr als dieses Band schmal ist. Die Schrittgeschwindigkeit und der Genauigkeitsgrad der Rechnungen sind folglich für den Fachmann eine ausreichende Angabe.

Fig. 3 zeigt den Rollstabilisierungsblock des beweglichen, mit der Radaranlage verbundenen Bezugsystems. Verfolgungsradarsysteme sind im allgemeinen in der Nase des Verfolgungsflugzeugs angeordnet und durch ein Radom Ra geschützt. Der Antennenblock 1 und die Pichtungsnachführmechanismen 2 sind in Form eines schraffierten Zylinders angedeutet, dessen Zentrum der Punkt R,also der Ursprung des Radarkoordinatensystems, ist. Der Antennenblock und ein Großteil des Zubehörs sind in einem um die Achse Rxr drehbaren Gehäuse (nicht dargestellt) angeordnet. Diese Achse ist selten parallel zur entsprechenden Achse der Vorrichtung zur Neigungswinkelbestimmung des Flugzeugs (Trägheitsplattform B).

Eine perfekte Stabilisierung ist nicht notwendig, sofern der Stabilisierungsfehler gemessen werden kann. Der Stabilisierungsmechanismus umfaßt einen Nachführmotor M mit Tachogenerator, einen Winkellagefühler S und u.U. ein Kreiselsystem Gy, das drei Signale p, q, r liefert. Diese sind in der Figur durch drei Vektoren parallel zu den Achsen Rxr, Ryr und Rzr des stabilisierten Radarkoordinatensystems dargestellt. Die Achse Rzr des stabilisierten Koordinatensystems kann im Prinzip in einer Vertikalebene liegen.

In Wirklichkeit ist die Achse Rzr gegen die Vertikale um einen Winkel Sfl geneigt. Dieser Winkel wird durch den Fühler S und durch das Kreiselsystem Gy (Signal p) gemessen. Der Meßwert S0

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wird sodann durch die Stabilisierungsvorrichtung ausgewertet, um den Motor M in der in Fig. 4 gezeigten Art zu steuern. Der Winkel £0 liegt zwischen der Achse Ryr und der Horizontalen H, die durch den Punkt R geht.

Fig. k zeigt ein Blockschaltbild der Nachführungen, die die Informationen 0, θ and f der Trägheitsplattform 8 ausnützen und Schätzwerte 0 0, θ und Y für die Bezugssystemumrechnung liefern. Die Signale können analog oder digital sein. Die beschriebenen Schaltkreise sind folglich entweder analog oder digital.

Der Nachführfehlerίφ repräsentiert die restliche Rollneigung des Antennenträgerblockes und des Radarkoordinatensystems. Der Antennenblock 1 und die Nachführungen 2 sind um eine Achse Ax mit Hilfe eines Motors M mit Tachogenerator, mit Hilfe eines Lagefühlers S und mit Hilfe eines Kreiselsystems, das weiteren Aufschluß über den Wert £> 0 gibt, drehbar. Der Wert von 0, der durch die Trägheitsplattform 8 geliefert wird, wird mit dem durch den Fühler S ermittelten Wert mit Hilfe eines Vergleichers 70 verglichen. Das Differenzsignal für£ φ gelangt an einen Differenzverstärker 71,-der den Motor M steuert und der in Gegenkopplung das Signal des zugehörigen Tachogenerators erhält.

Aus verschiedenen Gründen (Meßrauschen der Trägheitsplattform, Elastizität des Flugzeugkörpers, lokale Vibrationen am Ursprungsort des Radarkoordinatensystems) kann es erforderlich sein, die Kenntnis über die Winkel ά0, θ und *f durch lokale Messung der Sbleitungen Sp₉ θ und ψ zu verbessern, was eine stärkere Filterung der empfangenen Daten durch Kompensation von dynamischen Fehlern ermöglicht. Die Ableitungenί 0, θ undf sind nicht direkt der Messung zugänglich. Diese Werte werden aus den Signalenp, q und r, die durch das Kreiselsystem Gy geliefert werden_s mit Hilfe eines Rechners 72 erhalten, der die folgende Rechnung ausführt, die in Matrix-Schreibweise sich wie folgt darstellt:

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	1
Θ	O
Ψ	sin θ

O Ο-

CQS

£ φ — s-in Sφ

cos <i0»cos θ sin cf 0.cos θ

Dabei wird von den Werten /0 und e_s die. am Ausgang des Vergleichers 70 und der Trägheitsplattform F erhalten; werden*ausgegangen.

Die Signale <f0 und 60 gelangen an eine Schaltung 73» die den besten Schätzwert &0 bestimmt« In gleicher Weise werden die Signale θ und θ der Schaltung 74 zugeführt die identisch der Schaltung 73 ist, um das Signal θ zu berechnen. Ebenso gelangen die Signale ψ und Y^an eine Schaltung 75» die identisch der Schaltung 73 ist, in der?berechnet wird. Nur die Schaltung 73 ist im Detail dargestellt, um eine überladung der Figur zu vermeiden. Diese enthält eine erste Subtraktionsschaltung 731, die das Signal ίφ des Rechners 72 einerseits und das Ausgangssignal eines Integrators 7¹JO andererseits erhält, der einen Best Schätzwert für 6$ liefert. Der Ausgang der Subtrahierschaltung 731 ist an drei Verstärker mit Verstärkungsfaktoren Cl, C2 und C3, die die Bezugszeichen 732, 737 und 74l tragen, angeschlossen. In gleicher Weise gelangen das Signal &φ des VergMchers 70 und 6φ am Ausgang der Schaltung 73 an eine Subtrahierschaltung 735, deren Ausgang an drei weitere Verstärker 73¹*, 739 und 7^3 mit Verstärkungsfaktoren C^, C5 und C6 angeschlossen ist.

An die Ausgänge der Verstärker 732 und 73^ ist ein Addierer angeschlossen. Ihm ist ein Integrator 736 nachgeschaltet. Ein zweiter Addierer 738 erhält die vom Integrator 736 und die von den Verstärkern 737 und 739 gelieferten Signale. Ihm ist ein zweiter.Integrator 7^0 nachgeschaltet. Schließlich erhält ein dritter (f^\2 die Ausgangssignale des Integrators 7^0 und die der Verstärker 7¹H und 743. Dem Addierer 743 ist ein Integrator 744 nachgeschaltet, der den Bestschätzwert £0 liefert.

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Die Schaltungen 7^ und 75 sind der Schaltung 73 identisch und liefern Bestschätzwerte θ und f.

Die Antenne und die Nachführungen sind in Fig. 5 dargestellt.

Die Antenne kann eine flache Schlitzantenne sein, deren Strahlungsrichtung durch den strahlenden Teil bestimmt wird.

Es kann sich auch um eine inverse Cassegrain-Antenne handeln, die einen beweglichen Spiegel zur Diagrammschwenkung verwendet.

Beide Arten von Antennen sind bekannt; mit beiden kann insbesondere der Monopuls-Betrieb durchgeführt werden.

Das ausgesandte Strahlenbündel ist im allgemeinen drehsymmetrisch und der Höchstfrequenzempfangsteil besitzt drei Kanäle:

- Einen sog. Summenkanal, der dem Sendediagramm entspricht,

- einen Differenzkanal für Horizontalabtastung, mit dem die Winkelablage des Zieles in einer horizontalen Ebene ermittelt wird,

- einen Differenzkanal für Vertikalabtastung, mit dem ein Winkelablagesignal in der Vertikalebene ermittelt wird.

In den beiden Fällen sind zwei Achsen notwendig, um den als drftfesymmetrlsch vorausgesetzten Radarstrahl auszurichten. Für eine Cassegrain-Antenne gilt, daß eine Ablenkung um einen Winkel 77 des Strahles durch Drehung des Spiegels um einen Winkel T)/2 erhalten wird.

Eine kardanische Aufhängung ist lediglich beispielshalber in der Figur gezeigt.

Der Punkt R im Zentrum der Antenne stellt den Ursprung des Radarkoordinatensystems dar. Die Antenne kann um die Achse Rzr um einen Winkel A unter der Wirkung eines Motors 204, der mit einem Tachogenerator 202 und einem Lagefühler 206 verbunden ist, geschwenkt werden. A ist der Wert des Azimutwinkels.

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Die Antenne dreht sich um eine Achse senkrecht zur Achse Rzr mit Hilfe eines Motors 205 und eines Tachogenerators 203, wobei ein Fühler 207 den Elevationswert E liefert.

Mit Hilfe der Tachogeneratoren erfolgt die Nachführung in kurzen Ansprechzeiten und mit großer statischer Verstärkung, wodurch Fehler infolge von Stördrehmomenten vermieden werden. Die Nachführungen müssen insbesondere sich durch äußerst geringes Spiel auszeichnen.

Die drei Koordinaten X, Y, Z des Einheitsvektors n_t die den Nachführungen zugeführt werden, gelangen zu einem Rechner 220, der die Steuerungssignale feA und &E, ausgehend von den Elevationswerten E und den Azimutwerten A ermittelt.

Die Werte tA und 6E werden, ausgehend von folgenden Gleichungen bestimmt:

- Für den Fall einer Flachantenne:

- Azimutachse:

c . -X sin A +Y cos A
^CA cos E

- Elevationsachse:

SE = - (X cos A + Y sin A) sin E + Z cos E

- Für den Fall einer Cassegrain-Antenne mit beweglichem Spiegel:

- Azimutachse:

SA = -^¹ * ^χ) ^{sln A} * ^{Y cos A}

£E -

SA

V2 (1 + X) cos E

- Elevationsachse:
C¹ "*· ^χ) ^cos A + Y sin S Bin Er-* E cos E

V 2 (1 + X)
wobei A und E sich auf den Spiegel beziehen.

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Zur Steuerung des Motors 204 wird vom Signal tA das durch den Tachogenerator 202 gelieferte Signal in einem Subtrahierer 210 abgezogen. Das Differenzsignal wird durch einen Verstärker 208 verstärkt und dann dem Steuerungsmotor zugeführt.

In gleicher Weise wird der Motor 205 durch das Differenzsignal eines Subtrahierers 211, der die Differenz zwischen £e (ermittelt durch den Rechner 220) und dem durch den Tachogenerator 203 gelieferten Signal gesteuert, welches Differenzsignal anschliessend im Verstärker 209 verstärkt wird.

Von der Radaranlage sind nur die Schaltungen zur Bestimmung des Entfernungssignals (Fig. 6) und zur Bestimmung des Winkelablagesignals (Fig. 7) dargestellt.

Es wird daran erinnert, daß der Radarsender ein Magnetron-Sender ist und über eine Antenne Mikrowellenimpulse von bestimmter Dauer aussendet. Der Empfänger ist mit Schaltungen zur automatischen Frequenzsteuerung ausgerüstet, durch die der Mischoskilator auf eine Frequenz eingestellt wird, die gleich der Sendefrequenz verschoben um die Zwischenfrequenz FI ist.Be'im Empfang werden die Signale der drei Kanäle Zl,Δ S und A G nach Frequenzmischung durch Verstärker auf einen geeigneten Pegel gebracht. Automatische Verstärkungssteuerungen, die über den Summenkanal gesteuert werden, ermöglichen die Regelung der Differenzkanäle.

Nach seiner Detektierung gelangt das Summensignal Elan ein Filter, das ein Echosignal liefert, das · eur Entfernungsmessung herangezogen wird. Dieses Signal ist in Fig. 6 am Ausgang des Sender/ Empfängerblockes 3 dargestellt.

Der Sender/Empfängerblock 3 ist einerseits mit den Winkelmeßschaltungen ¹I, die im folgenden vor allem anhand von Fig. 7 detaillierter beschrieben werden und andererseits mit den Entfernungsmeßschaltungen verbunden.

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Die Entfernung eines Punktzieles vom Brennpunkt der Antenne wird durch Messung der Laufzeit für den Hin- und Rückweg der von der Radaranlage ausgesandten Welle bestimmt. Danach ermittelt ein Vergleicher 501 einen hinsichtlich seiner Dauer kalibrierten Impuls zum Zeitpunkt der Überschneidung zwischen einem S£gezahnsignal, das von einem Generator 500 geliefert wird, und einem Sieichsignal, das von einem Integrator 5OP erzeugt wird. Es wirdangenommen, daß das Echosignal (Dreieckssignal fZ am Ausgang des Verstärkers 3) zu diesem Zeitpunkt auftritt.. Eine Entfernungsmarkierschaltung 502 erhält den kalibrierten Impuls vom Vergleicher 501 und erzeugt zwei Peinabtastimpulse Pl und P2, die mit der Anstiegsflanke und der abfallenden Planke des kalibrierten Impulses beispielsweise zusammenfallen. Einer der Impulse Pl und P2 gelangt an eine erste Abtast- und Sperrschaltung 503 und der andere .an eine zweite Abtast- und Sperrschaltung 504, die beide zusätzlich das Signal 21 erhalten. Durch diese Schaltungen können während der Impulse Pl und P2 zwei Amplitudenwerte des Echosignales in Porm zweier Gleichspannungen ermittelt werden, wie dies in der Graphik der Pig. 6 gezeigt ist. Die beiden Spannungen gelangen an einen Vergleicher 505, der daraus den Fehler der Lage der Entfernungsmeßmarken in bezug auf das Zentrum des Echosignales bestimmt.

Die Phase der Rastung einer solchen Schaltung ist nicht dargestellt. Sie besteht darin, daß entsprechend langsam die Entfernungsmeßmarken im Entfernungsmeßbereich des Radars verschoben werden. Einfache logische Schaltungen bewirken die Rastung in dem Moment, in dem die Entfernungsmarken mit dem Echosignal zusammenfallen.

Durch zwei Umschalter I^ und I₅ und zwei Subtrahierer 506 und 507 kann die in Fig. 6 dargestellte Schaltung entweder die geschätzte Entfernung R, die von dem Simulator errechnet wird, auf die Entfernungsmeßmarken oder die Entfernungsmeßmarken auf die geschätzte Entfernung R nachführen. Die zuletzt genannte Phase entspricht dem normalen Verfolgungsbetrieb.

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Die !beiden Subtrahier er 5Ό'β -und 507 erhalten einerseits die Entfernung R_ vom Aaasigang des Xnte.pp?at ors 50? und aiffererseits die Entfernimig ]R vom Simulator 13, Der Siibtrabierer 506 liefert die Differenz R-, - Έ₃ die über den sich in Position 1 befindlichen Umschalter T_x- an den Kooräinaten-Transformationsreehner 6 weitergeleiifcet wird. In der Sehaltposition 2 überträfet der Schalter das felhlersi-gnalAB, das dureih den Tergleicher 505 geliefert wird« Der Subtraliierer liefert die Differenz 5 - ί^ an den Integrator 508, wenn der Umschalter I^ sich in der Sehaltposition 2 befindet. In der Schaltposition 1 gelangt das FehlersIgnal-Δ R an den Integrator.

Während der Konvergenzphase des Simulators werden die Entfernungsmeßmarken vorab auf das Echosignal gestellt (Schalter Iu in Schalt st ellung 1), wobei die Schalter Ih und T₁- in der Schaltstellung 1 verbleiben. Die Schaltung liefert die Differenz R™ R, wobei R^ die reale Entfernung zum Ziel ist. Die Differenz strebt gegen Null. Die geschätzte Entfernung R gibt die tatsächliche Entfernung Rm wider. Während dieser Phase sind die Entfernungsmeßschaltungen autonom und beschränken sich darauf, die Entfernung R_m zu messen.

Während der automatischen Verfolgungsphase, in der der Simulator konvergiert, gehen die Umschalter in ihre jeweilige Schaltstellung 2 über. Die Entfernung Pm entspricht der geschätzten Entfernung R. Die Entfernungsmeßmarken werden auf die Schätzentfernung R nachgeführt . Das am Ausgang des vergleichers 505 auftretende PehlersignalAR wird über den Koordinaten-Transformationsrechner 6 an den Simulator übertragen.

Fig. 7 zeigt ein Blockschaltbild der Schaltung zur Bestimmung der WinkelablageniiS und Δα des Radarstrahles. Die Figur zeigt die Endstufen des Empfängers 3 und die zum Block ¹I gehörenden SchaltungenJh.'äLesen Stufen kommen die Signale El, Λ S und AG an. Es handelt sich um Zwischenfrequenzsignale, deren Amplitude nicht normalisiert ist.

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Vereinfacht ausgedrückt führen alle die Schaltkreise zu einer Näherungsbeziehung

#-= k ^Δ

wobei Δ eines der Signale der Differenzkanäle (ÄS oderA G) ist, das positiv oder negativ sein kann, und l£.|der Betrag des Summensignals, R eine Konstante und ßr der entsprechende Winkelmeftwert ist.

Ein Zwischenfrequenzverstärker 303 liefert das Signal H an eine automatische Verstärkungssteuerung 304 in dem Empfänger 3. Ebenso werden die Zwischenfrequenzsignale«lS undAG durch die Verstärker 301 und 302 mit variablen Verstärkungsfaktoren übertragen. Die Verstärkungsfaktoren werden durch eine automatische Verstärkungssteuerung 30*J gesteuert. Der Verstärkungsfaktor des Verstärkers 303 wird ebenfalls durch die VerstSrkungssteuerschaltung 30¹I gesteuert. Die Differenzsignale werden dann durch das Summensignal in den entsprechenden Amplituden-Phasendetektoren 305 und 306 demoduliert. Die Detektoren 305 und 306 liefern die Meßwerte ^ in Videofrequenz, die den Wert-dS undAG entsprechen.

Diese Messungen sind exakt, wenn das Ziel punktförmig ist und wenn die Pegel von Λ und H ausreichend sind, um jegliches Störsignal, insbesondere das Empfängerrauschen, zu übertönen. Dies gilt insbesondere für kurze Entfernungen (unterhalb 1 km beispielsweise), für die das Signal/Rausch-Verhältnis einer Radaranlage groß ist.

In Wirklichkeit ist jedoch das Ziel selten punktförmig und sein Flimmern muß berücksichtigt werden. Dieses Flimmern ist auf die Interferenz mehrerer an verschiedenen Reflektorpunkten des Zieles reflektierten Wellen zurückzuführen und führt vor allem zu einer Richtungsänderung der durch die Anlage empfangenen Welle. Diese Welle scheint von einer einzigen Punktquelle, genannt Reflexpunkt, zu kommfen, die in einem mehr oder weniger nahen Bereich

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rings um das tatsächliche Ziel liegt. Diese Erscheinung hängt nur von den geometrischen Eigenschaften des Zieles ab. Die Winkelfehler werden umso größer, je kleiner die Entfernung zwischen Ziel und Radaranlage ist.

Mit der in Fig. 7 dargestellten Schaltung kann der Flimmereffekt des Zieles verkleinert werden. Hierzu wird die Tatsache ausgenützt, daß jede Abschwächung an einem Punkt des Empfangsfeldes (im Summenkanal) von einer lokalen Deformation der Wellenebene begleitet ist, die zu einer mehr oder weniger großen Abweichung^ führt. Die Abweichung ist insbesondere an dem Punkt am größten, an dem das Feld iniminimal ist. Wenn das Meßsystem von den Winkelmeßdaten Gebrauch macht, können diese mit beträchtlichen Rausphfehlern behaftet sein. Durch die Schaltung wird folglich die empfangene Leistung gemessen:

Pr =i£l²

Diese Leistung wird mit einer konstanten Schwelle So verglifehen. Wenn Pr kleiner als So wird, werden die abweichenden Meßwerte unterdrückt und es wird ihnen der Wert Null zugeordnet, der der wahrscheinlichste Wert ist, wenn die Verteilung zentriert angenommen wird.

Die Schaltung gemäß Fig. 7 enthält folglich einen Leistungsmesser 403,der in einfacher Weise das Signal/Rausch-Verhältnis bestimmt, was ausreichend 1st und wozu der Meßwert für Pr nur während einer kurzen Zeit geliefert-werden muß.

Das Signal Pr gelangt an eine Abtastsperrschaltung Ίθ4, die den kalibrierten Impuls der Schaltung 5, der zur Erzeugung der beiden Entfernungsmeßmarken dient, aufnimmt. Der abgetastete Spannungswert gelangt sodann an einen Schwellwertvergleicher ^05, der eine Referenzspannung So aufnimmt, durch die zwei Umschalter und 407 synchron gesteuert werden. In der Stellung 1, wenn

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die Leistung Fr größer als der Schwellwert So ist, übertragen: die beiden Umschalter die Videosignale zur Messung der Winfcelablagen Δ E und AS an die beiden Äbtast-Sp-errschaltungen 401 und 402. Diese Schaltungen werden durch den gleichen Impuls gesteuert, der die Entfernungsmeßmarkerc erzeugt und aus der Schaltung 5 kommt. In der Schaltstellung 2, d.h..,. wenn die Schwelle So nicht übertroffen wird, liegen die Schalter 40(J und 407 auf Masse, d.h. auf Null-Referenzpotential, wie dies bereits angedeutet wurde. Die an die Schaltung 6 gelangenden SignaleA S und A G sind folglich Sägezahnspannungssignale, die von Null abweichen, wenn die Schalter 4O6 und 4O7 in ihrer Sehaltstellung 1 sind und äen Wert Null annehmen, wenn diese ihre Schaltstellung 2 einnehmen. Diese Signale weisen dieselbe Periode wie die Entfernungsmeßimpulse, d.h. die Wiederholperiode des Radars auf.

Aus Fig. 7 ist weiter ersichtlich, daß das Zwischenfrequenzsignal S innerhalb des Schaltblockes 3 an einen Detektor 307 und von dort an ein Filter 308 gelangt, das ein dreieckförmiges für die Schaltung 5 bestimmtes Signal zur Entfernungsmessung liefert«

Im Rahmen von Untersuchungen wurde die Varianz «yder Abweichung in Abhängigkeit von So bestimmt. Es konnte nachgewiesen werden, daß ein Schwellwert, mit dem 50 % der durch die Radaranlage empfangenen Informationsdaten verworfen wurden, zu einer Verringerung der σ"-Varianz um einen Faktor von 3,5 gegenüber der Verwendung sämtlicher Meßdaten führte. Die drei Meßwerte, von denen Δ S und Δ G durch die Schaltung 4 undid R durch die Schaltung 5 geliefert werden, gelangen nach Koordinatentransformation (Schaltung 6) und Bezugssystemtransformation (Schaltung 12) an den Simulator 17.

Die Schaltung 6 ist ein Rechner, der den sphärischen Koordinaten Δ S₉AG und Δ R drei Ablagekoordinaten £^fx, S'y und £.'z zuordnet. Dabei handelt es sich um eine Matrix-Transformation, d.h.um die Lösung von drei Gleichungen in bekannter Weise, durch eine zu diesem Zweck programmierte Schaltung:

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Für eine inverse Cassegrain-Antenne gilt:

ε	ν *Χ	=	:
t
ί

X Y χ

^m V -

YZ "T 1 +

ZR.

Rr

YZ + X

	Δ	ν R
X	σ
	S

Für den Fall einer klassischen Antenne (Quelle und strahlender Teil bilden eine starre Einheit) gilt:

¹X

-ΥΕ_Φ(Χ^{2 +}

Y XR_T(X²

_{+ γ}2_} -1/2

-1/2

Y²)

Der Rechner 12 erhält die drei Komponenten £^lx, f'y und £'z und führt die Bezugssystemumrechnung auf das absolute Koordinatensystem durch und liefert drei Fehlerkoordinaten £x_t £y_y Cz durch eine Matrix-Rechnung.

C χ

by

ε_ζ

¹Il

^ι21

l^a31

32

1 13	χ
23
33

wobei gilt:

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11

⁴12

33

Λ ^

COS θ. COS T

.a. ^A ,^Λ

- cos o0. sin τ + sin όβ. sin e.cos sin 00. sin Ψ- cos ojzf. sin Θ. cos ψ

A ,j.

cos θ. sin τ

cos ο φ. cos f- sin οφ. sin θ. sin τ

( ^{Λ Λ} ( ^Λ Λ. ^Λ

-(sin ό0. cos Ψ+ cos ο0. sin θ. sin V

sin θ

(Z cos θ. sin o0

COS θ. COS 00

Der Rechner 11 führt die gleiche Matrix-Rechnung für die Koordinaten des Beschleunigungsvektors g durch.

In Wirklichkeit können die Koordinaten des Vektors Y und des -> c

Vektors t in ein-und derselben Rechnerschaltung, jedoch zu verschiedenen Zeitpunkten umgerechnet werden.

Die Schaltung 9 ist ebenfalls ein Matrix-Rechner, der die inverse Koordinatenumrechnung, ausgehend von dem Einheitsvektor n', der durch die Schaltung 19 geliefert wird, durchführt. Der Einheitsvektor η (X, Y, Z) ist für die Nachführung der Antenne und zur Änderung der Koordinaten bei 6 bestimmt.

11
⁵21

^b12^b13

^b21 ^b22^b23

L^b31 ^b32^b33j

^J12

^J22

'13

'23

^U32 transponiert zu

^a21 ^a22

^a31 ^a32

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Y¹

23 33

In dem Bezugssystem (G, χ, y, ζ) mit invarianter Orientierung das mit dem Schwerpunkt, oder dem momentanen Rotationszentrum des Verfolgungsflugzeuges verbunden ist oder in der Nähe eines dieser Zentren liegt, dient der Zielflugbahnsimulator (Position, Geschwindigkeit, Beschleunigung) der durch die Ablagewerte des Verfolgungsradars korrigiert wird, zur Ausrichtung der Radarantenne und der Entfernungsmeßmarken.

Dieses Verfolgungssystem, in dessen Schleife sich ein Simulator befindet, ist in der Lage, Bestschätzwerte von kinematischen Parametern des Zieles gemäß einem gewählten Modell zu bestimmen.

Die Hauptkriterien bei der Wahl des kinematischen Modelles stützen sich auf wesentliche Vereinfachungen.

Es wird angenommen, daß in dem Bezugssystem (G, x, y, z) die drei Koordinaten x, y und ζ des Zieles und ihre Ableitungen unabhängig sind.

Zur Ermittlung der Zielbeschleunigung dient für jede Koordinate ein Gauss-Markow-Prozeß (bei diesem Rechenprozeß gilt die Entwicklung nach einem Zeitpunkt t nur von diesem Zeitpunkt und nicht von den vorangegangenen Werten abhängig, dieser Prozeß wird als Prozeß "ohne Gedächtnis" bezeichnetX

Die £5^ -Varianz der Beschleunigung a und die Zeitkonstante T⁷ charakterisieren die Beweglichkeit und die Manövrierfähigkeit

ρ
des Zieles. Die spektrale Dichte a für jede Koordinate ist mit ~ζ> undo-^durch folgende Beziehung verbunden:

a² = 2«1²/S

Die Geschwindigkeit und die Position werden jeweils durch eine bzw. zwei Integrationsschritte erhalten.

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Gemäß dem gewählten Modell ist die Beschleunigung des Zieles statistisch isotrop und durch einen Gauss-Markow-Prozeß repräsentiert .

Die 9 Komponenten des Zustandsvektors setzen sich aus drei unabhängigen Gruppen zusammen:

( x, x, x)

( y, y, y)
( z, z, z)

wodurch die Rechnungen wesentlich vereinfacht werden.

Der Simulator ist in Fig. 8 dargestellt. Es wird folgende Vektorschreibweise verwendet:

P = ( x, y, z)

V*= ( x, y, z)

Γ = ( x, y, z)

Der Simulator umfaßt 3 unabhängige Untereinheiten 1700, 1710 und 1720, die jeweils die Fehlersignale £x, £y und fcz aufnehmen und jeweils die drei Gruppen der oben beschriebenen Zustandskomponenten liefern.

Es ist nur die Untereinheit 1700 dargestellt, da die anderen identisch sind.

Die Untereinheit enthält in Serie geschaltet: Einen Verstärker 1701 mit Verstärkungsfaktor K3, einen ersten Integrator 1702, genauer gesagt eine Schaltung, deren übertragungsfunktion die Form l/(p + -) aufweist, wobei ρ der Laplace-Operator ist, einen

ersten algebraischen Addierer 1703, einen zweiten Integrator 1704, einen zweiten algebraischen Addierer 1705 und einen dritten Integrator 1706. Sie enthält desweiteren einen zweiten Ver-

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³⁷ " 2945783

stärker 1707 mit Verstärkungsfaktor K2₃ der zwischen den Eingang der Untereinheit uinä einen nlehtinvertierenden Eingang des Addierers 17133 igeselhaltet ISt₉ sowie einen dritten Verstärker
mit Verstärkungsfaktor Kl₃ der zwischen den Eingang der Untereinheit land einen nichtinvertierenden Eingang des Addierers 1705 geschaltet 1st*

Der Addierer 1703 weist darüber hinaus einen Invertierenden
Eingang auf ₃ der die Komponente Y ex aufnimmt ₃ die Null ist,
sofern sieh der Umschalter Ip in seiner Schaltstellung 1 befindet.

Die Verstärkungskoeffizienten Kl, K2 und K3 sind reell. Sie sind für die drei Untereinheiten des Simulators 17 verschieden. Diese Werte werden durch eine Schaltung 1750 ermittelt, die später
anhand von Fig. 9 erläutert wird.

Die Verstärker 1708, 1707 und 1701 sowie die Verstärker der anderen Untereinheiten können Verstärker mit variabler Verstärkung sein, deren Verstärkungsfaktor durch Rechner 1730, 17^0 und
1750 entsprechend der Stellung eines Umschalters Ig gesteuert
werden.

Die Komponenten χ und χ stehen an den Integratorausgängen
1702 und 1704 zur Verfügung.

Das gMche gilt für die Untereinheiten 1710 für die Komponenten

ο .λ

y und y sowie für die Untereinheiten 1720, die die Komponenten

ζ und ζ liefern.

Die Positionskomponenten χ, y und z, die durch die Untereinheiten 1700, 1710 und 1720 des Simulators 17 geliefert werden, beziehen sich auf ein absolutes Bezugssystem, d.h. auf ein Bezugssystem mit ruhendem Ursprung. Bevor diese Daten in der Nachführ-

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schleife ausgewertet oder zur Steuerung der Abfeuerung 21 herangezogen werden, müssen diese Positionskomponenten einer Bezugssystemverschiebung unterworfen werden, um diese in das bewegte Bezugssystem (G x, y, z),das in Fig. 2 definiert ist, umgerechnet werden. Hierzu werden die Geschwindigkeitskomponenten Vc des Verfolgungsflugzeuges von der Trägheitsplattform 8 geliefert und in einem Integrator 1801 integriert, der die drei Komponenten des Koordinatenursprungs G,bezogen auf das absolute Simulationskoordinatensystem liefert. Die Komponenten des Punktes G werden von den absoluten Positionskomponenten durch Subtrahierer l8O2, 1803 und 18O4 abgezogen. Diese Subtrahierer liefern die Schätzposition P. Die Komponenten von P, nämlich x, y und ζ gelangen an eine Schaltung I805, die die Parallaxenkorrektur GR, ausgehend von den Zustandskomponenten φ, θ und ψ, die durch die Trägheit splatt form 8 geliefert werden, durchführt, wie dies in Pig.l angedeutet ist. Die Ausgangssignale der Schaltung l8O5 gelangen danach an die Schaltung 19 der Nachführschleife. Die neun Zustandskomponenten gelangen danach zur Abfeuerungseinrichtung 21, ebenso wie eine Geschoßflugzeitangabe T. Diese Daten gelangen auch an Zielhilfsschaltungen, die in Fig. 8 nicht dargestellt sind. Der Simulator 17 (siehe Fig. 1),der mit den Schaltungen 1805, 19, 9, 2, 3 (4 und 5), 6 und 12 in einer Schleife liegt, welche Schaltungen wegen ihres Übertragungsfaktors Eins eine vernachlässigbare Rolle spielen, stellt das Filter dar, das eine bestmögliche Schätzung der Position, der Geschwindigkeit und der Beschleunigung des Zieles ermöglicht, da die Koeffizienten Kl, K2, K3 an die Kinematik des Zieles und an das Meßrauschen des Radars angepaßt sind.

Die Schaltungen, aus denen sich der Block 1750 zusammensetzt, dienen dazu, die Verstärkungskoeffizienten Kl, K2 und K3 für die drei Untereinheiten des Simulators zu bestimmen. Diese Schaltungen sind in Fig. 9 dargestellt. Die Koeffizienten hängen lediglich von dem Wert a und k ab. a ist die Quadratwurzel der Spektraldichte des Meßrauschens. Es gilt:

a² = IeX²K

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Der Parameter a kann durch den.Pilot in Abhängigkeit der Kinematik des Zieles, d.h. in Abhängigkeit der Zielart gewählt werden.

2 Das zusammengesetzte und variable Rauschen k wird gemessen und ermöglicht über die Schaltung 17¹IO die Berechnung der Koeffizienten Kl, K2 und K3 für jede Untereinheit des Simulators. Die Messung des Koeffizienten k kann für jede Koordinate erfolgen, wodurch die übertragungsfunktion der Untereinheiten des Simulators an jede Koordinate gesondert angepaßt werden kann.

Zur Vereinfachung der Figuren 8 und 9 ist angenommen, daß die Messungen von k zu drei Werten Kl, K2 und K3 führen, die für die drei Untereinheiten 1700, 1710 und 1720 identisch sind. '

ρ Die spektrale Dichte des Meßrauschens k ist eine Punktion der Frequenz folgender Form:

k² = ko²/fl + (f/B)²]

Für den Fall, daß B|> fο gilt, wobei fo diejenige Frequenz ist, bei der das Signal kleiner als das Rauschen wird, kann das Rauschen als weißes Rauschen betrachtet werden.

Es reicht folglich aus, dieses Rauschen innerhalb eines Frequenzfensters der Breite Af, das in der Nähe der Frequenz B liegt, zu messen.

Die Meßschaltungen, die in Fig.'9 dargestellt sind, umfafcsen Frequenzfenster 17¹U, 17^2 und 17¹O, d.h. Bandfilter mit einer Durchlaßbandbreite, für die häherungsweise gilt: Af = 2hz. Diese nehmen jeweils die Signale £x, £y und 6z auf. Diesen Filtern sind quadratische Detektoren 17¹^, 17^5 und 17^6 nachgeschaltet, die jeweils an den Rechner 17¹JO angeschlossen sind.

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Der Rechner 1740 ermittelt für Jede der drei Koordinaten die Berechnung der Koeffizienten Kl, K2 und K3, wodurch automatisch die Verfolgungsbandbreite des Simulators für die entsprechenden Koordinaten geregelt wird. Der Rechner 1740 weist folglich 9 Ausgänge

auf. Wenn das Rauschen k zu stark wird, werden durch den Detektor 14, der ein Schwellensignal Sl erhält und dieses mit dem

Rauschen k vergleicht, die Schalter I„ und I^ aus ihrer Schaltstellung 1 in ihre Sehaltstellung 2 gebracht, sofern der Rauschpegel die Schwelle übertrifft. Der Simulator speichert dann die entsprechenden Koordinaten, u.U. korrigiert durch die Beschleunigung des Verfolgungsflugzeugs.

Beispielsweise kann die Ansprechzeit für die Messung von k und die Berechnung der Koeffizienten Kl, K2 und KJ etwa 0,5 Sekunden betragen.

Während der normalen Verfolgungsphase, während der der Simulator gewöhnlich die Ablagemeßwerte von der Radaranlage erhält, ist der Umschalter Ig .in seiner Schaltstellung 2 und die Koeffizienten Kl, K2, K3 werden durch den Rechner 1740 ermittelt.

Während der Anlaufphasen geht der Umschalter Ig in seine Schaltposition 1 über, wodurch ein rasches Anlaufen des Simulators möglich wird.

Während dieser Phase ist der Umschalter I₁ in seiner Schaltstellung 1. Die Antenne ist in einer Näherungsrichtung stabilisiert, die durch die Suchschaltung 20 festgelegt wird. Die Umschalter Ijj und I₅ (Fig. 6) befinden sich in ihrer Schalt stellung 1, die Entfernungsmeßmarke wird selbsttätig auf die tatsächliche Zielentfernung nachgeführt. Der Wert AR, der an den Eingang des Rechners 6 gelangt, stellt die Differenz R™ - R dar, d.h. die Differenz R_n,, da der Simulator, der noch nicht in Betrieb ist, über die Schaltung 19R=O liefert. Die drei Komponenten von R₁J₁,gemessen im absoluten Bezugssystem, gelangen an den Simulator.

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Der Umschalter I,g befindet sich In der S ehalt stellung 1- Die Werte von Kl., 3L2 und K3 werden durch die Schaltung 1730 geliefert. Diese Schaltung ist ein Speieher oder eine Einlesevorrichtung für DateB: M2 = K3 - Q rand Kl Φ 'O₃ zur Einstellung der Koeffizienten auf einem fcesifclmnrteaa Wert» Tiber die Schleife, die die Schaltungen 17 3 1605a IS₃ 5a 63 12 entMQt3 ziehen die letztgenannten Integratoren der Untereinheiten des Simulators die drei Äusgangswerte (xo, yo und zo) zusammen ₃ so daß gilt:

"2 2 2 2 ?

Eo = xo ♦ yo + zo = RT-

Der Wert des ¥erstärkungⁱsfaktors Kl ist ausreichend hoch, um die Konvergenzzeit der Schleife vernaehlässigbar klein zu halten.

Am Ende dieser Startphase gilt für die Schaltstellungen der Umschalter folgendes:

Iu und I,- sind in Schaltstellung 2, der Entfernungsmeßwert RT wird durch den Entfernungswert Ro des Simulators überschrieben.

Der Umschalter I. ist in Schaltstellung -i die Ablagen ΔΕ,Δα und As gelangen nach Koordinatentransformation in 6 und Bezugssystemtransformation in 12 an den Simulator 17 und die Schleife ist durch Steuerung der Antennenausrichtung und der Entfernungsmeßmarke geschlossen, um die Ablagewerte zu verkleinern oder zum Verschwinden zu bringen.

Der Umschalter Ig befindet sich in Schaltstellung 2: die Koeffizienten Kl, K2 und K3 werden durch den Rechner 17^0 ausgehend von einem Modell ermittelt, das zu jedem Zeitpunkt bestmögliche Schätzwerte der kinematischen Parameter des Zieles liefert.

Der reelle Rauschpegel k ist nur nach einem gewissen, jedoch relativ kurzen Zeitintervall bekannt. Es besteht folglich eine gewisse Zeitdauer, in der die Koeffizienten Kl, K2 und K3 auf ihre Optimalwerte konvergieren.

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Die Schaltung 18 in Figur 8 hat den Zweck, die Parallaxenkorrektur der Daten, die in Bezug auf den Punkt G anstatt in Bezug auf den Punkt R simuliert werden, durchzuführen. Diese Schaltung ermittelt den Vektor:

RD = GD- GR,

der die geschätzte Position D des Zieles in dem stabilisierten, mit dem Brennpunkt der Antenne verbundenen Bezugssystem beschreibt,

Diese Korrektur ist nicht stets notwendig. Sie hängt von der Größe

—>
des Vektors GR und von der Geschwindigkeit der Winkelbewegungen

des Verfolgungsflugzeuges Je nach Einsatzfall· ab.

Die durchzuführenden Rechnungen sind durch folgende Matrixgleichung gegeben:

y'

'21

^C12 - ^C13

'22

'23

^C31 ^C32 ^C33

wobei Rx, Ry und Rz die Koordinaten von R in dem Koordinatensystem (G, x, y, z) sind und wobei gilt:

'11

22

33

cos Θ. cos «f

-(cos 0.sinvp+ sin 0. sin Q.cos^f) sin 0. siny- cos 0. sin 9.cos ψ

cos Θ. sin ψ

cos 0. cosy- sin 0. sin G.sin ψ -(sin Q.cosif + cos 0. sin Q.siny)

sin θ

cos θ sin 0

cos 0, cos θ

9098 19/0642

Dabei sind θ,0 und ψ die durch die Trägheitsplattform 8 gelieferten Daten.

Die Schaltung 19 (Figur 1) ermittelt ausgehend von den geschätzten, parallaxekorrigierten Positionskoordinaten des Zieles (x¹, y^f, z') die geschätzte Entfernung R und die Koordinaten der Ziel-•\ /» .Λ

richtung (X¹, Y¹, Z^!) in dem Bezugssystem (R, x, y, z).

Diese Daten werden durch folgende Rechnungen erhalten: Entfernung R = (χ·² + y'² + z^|2)^1/2 Richtung X¹= x'/R (Vektor n^f)

Y'= yt/R

Ζ·= z'/R.

Die Schaltung (Pigur 1) liefert die Koordinaten eines Vektors Ή¹¹, der einen bestimmten Winkelbereich, dessen Mittenrichtung beispielsweise durch den Pilot bestimmt wird, abtastet. Diese Richtung wird durch die Antennennachführmechanismen während der Suchphase (Umschalter I. in Stellung 1) übernommen.

Das Absuchen kann auch in einem Bereich stattfinden, in dessen Zentrum die Plugzeugachse liegt.

Die Berechnungen des Suchprogramms hängen von dem Abtastgesetz ab. Der Block 10, der die Beschleunigung j"c des Suchflugzeuges ermittelt, besteht beispielsweise aus einer Einheit von Beschleunigungsmessern. Die Beschleunigung des Verfolgungsflugzeuges kann durch Ableitung der Geschwindigkeit Vc, die durch die Trägheitsplattform ermittelt wird, berechnet werden. Eine bessere Information kann falls erforderlich durch eine Kupplung zwischen der Trägheit splattform und drei Beschleunigungsmessern, die am Schwerpunkt G des Verfolgungsflugzeuges angeordnet sind, gewonnen werden. Eine solche Vorrichtung erfordert keine Bezugssystemumrechnung (Block 11) und drei Integrationen und weist den Vorteil auf, daß die Schräglagefuhler der Beschleunigungsmesser korrigiert werden.

Die meisten der in dem System durchgeführten Berechnungen sind arithmetisch oder trigonometrisch und nur in Ausnahmefällen Wurzel-

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Uli.

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funktionen. Die Verstärkungskaeffizienten der- Filter (Plugbahnsimu lator 17 beispielsweise\ beziehen sieh auf eine bekannte Filterung. Die beschriebenen Analogelemente können ohne weiteres durch Digitalelemente ersetzt werden. Die Rechner* (Ko-ardlnateriumrechnung, Bezugssystemumrechnung, Simulator usw..c.) erhalten kodierte Digitalsignale.

Beispielsweise erfolgt in dem Simulator die Berechnung der kinematischen Parameter für Jede der drei Koordinaten nach folgenden Beziehungen:

Beschleunigung: f $ - J^J - l ^Te (2E3 -Geschwindigkeit :VJ - YJ - 1 ΦΦ Te(K2|+# - l}+±|-(gK3-*}£f - 1)

Position: PJ - PJ-I ti Te VJ-I + ^§-(K2 £

wobei J^J, VJ und PJ Beschleunigungswerte, Geschwindigkeitswerte und Positionswerte zum Zeitpunkt tj der Berechnung sind.

^J-I, VJ-I und PJ-I sind die Werte der gleichen Parameter zum vor ausgehenden Zeitpunkt tj-l,
Te ist die Digitalisierdauer,

£. ist der Abstand zwischen der Meßposition und der Schätzposition zu den Zeitpunkten tj-l und tj,

<λ- hängt mit der Zeit konstante -f zusammen, die die Beweglichkeit des Flugzeuges charakterisiert. Es gilt: cL =

Je nach Größe des Wertes Te kann eine lineare Interpolation erforderlich sein.

Die Berechnung der drei Koeffizienten Kl, K2 und K3 für die drei Koordinaten wird durch den Rechner 17^0 durchgeführt. Diese Koeffizienten beziehen sich auf ein stationäres System oder auf ein System, dessen statistische Eigenschaften sich langsam ändern (beispielsweise die Nachstellung aur den Rauschpegel k ). Diese Koeffizienten ändern sich im Laufe der Zeit während der Anlaufoder Suchphase des Zieles nach Gesetzen, die sich aus den Lösungen eines Systems von RICATTI-Differentialgleichungen ergibt. Die Lösungen hängen von k und a und von den Anfangsbedingungen des Filters (Simulators) der Position, der Geschwindigkeit und der

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Anfangsbesenleunigung sowie ihrer Genauigkeit ab. Diese Daten werden in dem Simulator "geglättet¹¹. Bei der Berechnung werden vorbekannte FaramEtea? gemittelt;. "unter der Bedingung der Stationärität oder Pseudostationärität sind die asymptotischen Werte für Kl₃ K2 und K3 inaela Ablauf einer theoretisch unendlich langen Zeit):

Kl = {a/k)^1/3
K2 = (a/k)^2/3
K3 = a/k.

Der Rechner 17^0 kann'folglieh wie folgt realisiert sein: die Werte Kl, K2 und K3 werden während der Anlaufphase des Systems berechnet, wobei mit Hilfe eines Rechners die vorgenannten Gleichungen für verschiedene Werte von k, d.h. für verschiedene von den Detektoren 17¹»¹», 17^5 und 1746 gelieferten Werte, gelöst werden. Diese Vierte werden anschließend in einen Konstantspeicher eingeschrieben. Die Adresse jedes Speicherwertes stimmt mit dem digitalen Signal überein, das aus der Kodierung der Ausgangssignale der

Detektoren folgt. Auf diese Weise entspricht jedem Wert von k , der von dem Detektor,und jedem Wert a, der durch den Piloten (beispielsweise durch manuelle Eingabe) geliefert wird, bei entsprechendem Auslesen des Speichers drei WerteX von Kl, K2 und K3, die für die entsprechende Untereinheit des Simulators bestimmt

Die Erfindung kann bei Verfolgungsradarsystemen, die sich an Bord von Flugzeugen befinden, eingesetzt werden. Es werden als Meßeinrichtung ein Radarsystem mit einer "Monopuls"-Antenne, elektromechanische Nachführungen und Rechner verwendet. Die beschriebenen Rechenfunktionen können in einem einzigen Rechner ausgeführt werden, sofern alle Informationen in digitaler Form verarbeitet werden. Die geringe Systembandbreite, die auf die relativ langsame Parameterentwicklung in dem kartesischen Koordinatensystem mit invarianter Orientierung zurückzuführen ist, ermöglicht eine Ausführung der Rechenfunktionen in einem einzigen Rechner in

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"Time-Sharing-Betrieb'l Je nach Rechengeschwindigkeit und gewünschter Genauigkeit kann es auch vorteilhaft sein, mehrere Rechner zu verwenden, die gegenseitig gekoppelt sind, so daß ihre Eigenschaften individuell an die Anforderungen angepaßt werden können. Es können Platz sparende Mikroprozessoren zur Durchführung der verschiedenen Funktionen eingesetzt werden. Bei den Verarbeitungsschaltungen (Koordinatentransformation, Bezugssystemtransformation, Rauschdetektion, Pegeldetektion, Simulation) werden weitgehend arithmetische Rechnungen mit Hilfe von programmierbaren Speichern, wiederprogrammierbaren Speichern oder Rechenspeichern durchgeführt, die derzeit handelsüblich sind.

Die Erfindung kann auch auf dem Gebiet von Lichtverfolgungssystemen, wie etwa Laser-Systemen oder "Lidar-Systemen",eingesetzt werden. Wie im Falle des Radarsystems wird der Lichtstrahl in eine durch den Simulator festgelegte Richtung ausgesandt. Die Positionsdaten des Systems werden auf übliche Weise erhalten. Die Verarbeitung der Daten erfolgt in der gleichen V/eise wie für ein Radarsystem.

Die Erfindung kann auch auf dem Gebiet der Schallwellenortung, insbesondere bei Unterwasseranwendungen, eingesetzt werden.

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Claims (1)

1. DIETRICH LEWINSKY

   HEINZ-JOACHIM HUBER _{pn fi}

   REINER PRiETSCH 20.Okt.1978

   MÖNCHEN 21 10.601-v/Ni GOTTHARDSTR.81

   Thomson-CSP, 173 Bl. Haussmann, P-75OO8 Paris (Prankreich)

   Pat entansprüche:

   1. Verfolgungssystem für ein bewegliches Ziel mit einer an Bord eines beweglichen Trägers angeordneten Meßvorrichtung zur Bestimmung der Ablagekoordinaten des Zieles in einem ersten mit der Meßvorrichtung verbundenen Bezugssystem, mit Nachführungen zum Ausrichten der Meßvorrichtung und mit einer Steuerschaltung zum Steuern dieser Ausrichtung ausgehend von Ablagemeßdaten, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerschaltung Rechner (6,12) enthält zum Umrechnen der Ablagekoordinaten in ein zweites, im wesentlichen richtungsinvariantes Bezugssystem, dessen Ursprung auf der Erde ruht, daß ein Simulator (17) zur Simulation der Zielflugbahn vorgesehen ist, der insbesondere die geschätzte Position des Zieles in dem zweiten Bezugssystem liefert und daß Rechner (18, 19, 9) die inverse Umrechnung, zurück in das erste Bezugssystem zur Steuerung, der Nachführung (2) vornehmen.

   2. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerschaltung folgendes enthält:

   einen Rechner (6) zum Transformieren der Ablagemeßdaten in kartesische Koordinaten, bezogen auf ein mit der Meßvorrichtung (1) verbundenes Bezugssystem, einen Rechner (12) zum Umrechnen der Ablagekoordinaten in ein mitbewegtes Bezugssystem mit invarianter Orientierung, dessen Ursprung im wesentlichen im momentanen Drehzentrum des Verfolgungsfahrzeuges liegt,

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   ORIGINAL INSPECTED

   einen Simulator (17) zur Simulation der Flugbahn des Zieles in einem absoluten kartesischen Koordinatensystem, ausgehend von den Ablagekoordinaten, welcher Simulator (17) sämtliche drei Koordinaten des Zieles in dem absolu- ten kartesischen Bezugssystem liefert, Rechner (18, 9) zum Durchführen der inversen Koordinatentransformation der Zielkoordinaten, durch die diese in das mit der Meßeinrichtung verbundene Bezugssystem zurückgerechnet werden und

   einen Rechner (19) zum Umwandeln der Positionskoordinatensignale in Entfernungs- und Richtungssignale zur Steuerung der Nachführungen (2).

   3. System nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß dem Simulator (17) ein durch einen Störungsdetektor (I²O gesteuerter erster Umschalter (I?) vorgeschaltet ist, um offensichtlich unrichtige Ablagemeßdaten zu unterdrücken,

   4. System nach Anspruch 2 und 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuervorrichtung zusätzlich folgendes enthält: einen Beschleunigungsmesser (10) für das Verfolgungsfahrzeug, einen zweiten Umschalter (I₂) einschließlich einer dafür vorgesehenen Steuervorrichtung (14),durch den die ermittelten Beschleunigungswerte zu bestimmten Zeitpunkten dem Simulator (17) zugeführt werden.

   5. System nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuervorrichtungoil^) für den ersten und zweiten Umschalter (Ip,I-,) gekoppelt sind, so daß die Beschleunigungswerte zu denjenigen Zeiten an den Simulator (17) gelangen, in denen die Meßwerte unterdrückt werden.

   6. System nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Beschleunigungsmesser (10) eine Trägheitsplattform (8), die die drei Komponenten der Beschleunigung des Verfolgungsfahrzeugs ermittelt, sowie Filter- und Addierschaltungen für die Komponenten umfaßt.

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   7. System nach einem der Ansprüche 1 bis 6, Bei dem die Ablagemeßvorrichtung eine Monopuls-Antenne (l), eine Sende-Empfangseinheit (3), eine Winkelmeßeinheit (²O, eine Entfernungsmeßschaltung (5) zur Bestimmung der Zielkoordinaten in einem ersten mit der Antenne (1) verbundenen Bezugssystem und eine Nachführung zum Ausrichten der Antenne (1) in eine bestimmte Richtung umfaßt, dadurch gekennzeichnet, daß es folgendes aufweist: eine Meßvorrichtung (7, B) zur Bestimmung der Antennenrichtungsparameter (SO, Q,Ψ ), einen Rechner (6, 12) zur Ermittlung der Winkelablage und der Entfernung in kartesischen Koordinaten, bezogen auf ein zweites, im wesentlichen richtungsinvariantes Bezugssystem, dessen Ursprung im wesentlichen im momentanen Rotationszentrum des Verfolgungsfahrzeuges liegt, einen Simulator (17) zur Simulation der Plugbahn des Zieles in einem dritten Bezugssystem, dessen Achsrichtungen denjenigen des zweiten Bezugssystems gleich sind und dessen Ursprung auf der Erde ruht, einen Rechner (18) zur Ermittlung der Zielkoordinaten in dem zweiten Bezugssystem ausgehend von den durch den Simulator (17) gelieferten Koordinaten, einen Rechner (19) zur Bestimmung eines EntfernungsSchätzwertes (R) und Richtungsschätzwertes (ή¹) des Ziels, bezogen auf das zweite Bezugssystem, und einen Rechner (9) zur Bestimmung der Richtung (n) des Zieles im ersten, mit der Antenne (1) verbundenen Bezugssystems, ausgehend von der Richtung (η'), um die Nachführungen (2) zu steuern.

   8. System nach Anspruch 7_S dadurch gekennzeichnet, daß es einen Rechner (5) zur Ermittlung des Unterschiedes (^R) zwischen der Zielentfernung (RT) und dem durch den Rechner (19) bestimmten Entfernungsschätzwert (R) aufweist.

   9. System nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, daß es eine Suchschaltung (20), die nach einem vorgegebenen Programm eine Suchrichtung (n^{f f}) liefert, und einen Umschalter (I₁) enthält, durch die Winkelwerte der Suchrichtung (n¹¹) während der Suchphase und die Schätzwinkelwerte (n¹) während der Verfolgungsphase an den Rechner (9) zur Koordinatenumrechnung

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   gelangen. __i}_

   10. System nach, einem der Ansprüche: 7 bis S?_r dadurch ge kenn z:ei ahnet, daß es. einen Beschleunigurrgsnres'seT (IQ) zwc Bestimmung der Beschleunigung des Verfolgungsfahrzeuges, einen Rechner (11) zur EezugssystemumrechnurTg und einen Umschalter Cig)- enthält, durch den die Bescfeleunlg^nirskoöEd/insfceiT. des Verfolgungsfahrzeuges,, bezogen auf das zweite Bezugssystem,, an¹ den Simulator (17) gelangen.

   11. System nach einem der Ansprüche. 7 bis IQv eüactareii gekennzeichnet, daß es MIttel zur unterstutzenden Steuerung des Verfolgungsfahrzieuges und/oder eine AfcfeueruKgseinricfrtung¹ (21) umfaßt» die durch die Plugbahnparameter dies S imu-lafcar s (171 gesteuert werden.

   12. System nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Rechner (5) zur Bestimmung der Ent fermingsab lage (£R) folgendes enthält: zwei Abtastsperrschaltungen (503,504), die einerseits die Videoempfangssignale (2) des Empfängers (3) und andererseits einen Steuerimpuls (P₁» P₂) erhalten, einen ersten Vergleicher (505), der die Differenz (AR) zwischen den Amplituden der abgetasteten Signale liefert, eine Subtraktionsschaltung (506), die einerseits den Entfernungs-Schätzwert (R) und andererseits den Zielentfernungswert (RT) erhält, wobei das Differenzsignal (R-RT) an den Eingang eines Integrators (508) gelangt, einen zweiten Vergleicher (501), der einerseits den Zielentfernungswert (RT) und andererseits ein von einem Sägezahngenerator (500) geliefertes Sägezahnspannungssignal erhält und der in Koinzidenz mit seinen Eingangssignalen einen hinsichtlich seiner Dauer kalibrierten Impuls liefert, und einen Entfernungsmeßmarkengenerator (502), dessen Impulse mit den Anstiegsflanken und den abfallenden Flanken der kalibrierten Impulse des zweiten Vergleichers (501) zusammenfallen, die jeweils die Abtast-Sperrschaltungen (503, 504) steuern.

   13. System nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß der Rechner (5) zur Bestimmung der Ablage (AR) zusätzliche Umschalter (I₁₁₉I₁-) enthält, die ein Signal (AR=RT-R) liefern und durch

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   die das Ausgainiigssiigoal des ersten Vergrlelehers (505) an den Integrator C50S) mährenü elner Anlaufphase des Systems gelangt.

   1*1. System iaaeh einem der Ansprüche 7 bis 13 ₃ dadurch gekennzeichnet;, daß es Folgendes enthält: Abtastsehaltungen (406,407, FipruF ?} end Speicnerschaltung-en (401,402) für die Winkelablagesigjiale {/-S,^G}, einen Leistungsmesser (403) für das Videosignal und Steuerungen (HoH₃ 405) zur Betätigung der Abtastsehaltungen {4O6₃4O7) synchron zu den Entfernungsmeßmarken, derart, daß die Winkelablagesignale CdS₅ZiG) abgefragt und gespeichert werden, sofern die Energie der Signale (£) über einer Schwelle (So) liegt und die Ablagesignale unterdrückt werden, sofern die Energie unterhalb der Schwelle (S ) liegt.

   15· System nach einem der Ansprüche 1 bis 14, dadurch gekennzeichnet, daß der Simulator (17) drei unabhängige Baugruppen (1700, 1710,1720) gleichen Aufbaus aufweist, von denen jede folgendes enthält: einen Eingang, der ein Signal aufnimmt, das einer Koordinate in dem zweiten Bezugssystem entspricht, drei Verstärker (1701,1707,1708) mit den jeweiligen Verstärkungsfaktoren (K₁,K„,K,), einen ersten Integrator (1702), der an den Ausgang des ersten Verstärkers (1701) angeschlossen ist, einen ersten Addierer (1703), der an die Ausgänge des ersten Integrators (1702) und des zweiten Verstärkers (1707) angeschlossen ist, einen zweiten, an den Ausgang des ersten Addierers (1703) angeschlossenen Integrator (1704), einen zweiten an den Eingang des zweiten Integrators (1706) angeschlossenen Addierer (1705) und daß der zweite Integrator (1706) an den Ausgang des zweiten Addierers (1705) angeschlossen ist, um die entsprechende Komponente der geschätzten Position des Zieles zu liefern.

   16. System nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Integrator (1702) eine Übertragungsfunktion der Form aufweist, wobei ρ der Laplace-Operator und t eine Zeitkonstante ist. _

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   17· System nach Anspruch 15 oder 16, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Addierer (1703) einen zusätzlichen invertierenden Eingang aufweist, der die entsprechende Koordinate der Beschleunigung ( ^c) des Verfolgungsfahrzeuges aufnimmt.

   18. System nach einem der Ansprüche 15 bis 17» dadurch gekennzeichnet, daß für jede dem Simulator (17) zugeführte Ablagekoordinate folgendes vorgesehen ist: eine Schaltung zur Be-Stimmung des Meßrauschens (k ), eine Anzeigeeinrichtung für einen für die Kinematik des Zieles repräsentativen Parameter (a), Rechner- und Steuerschaltungen (17^0) für die Verstärkungsfaktoren (Ki₅K₂,K) der Verstärker (1701,1707,1708) des Simulators (17)·

   19. System nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, daß die Schaltung zur Bestimmung des Rauschpegels (k^) für jede Koordinate in Serienschaltung ein Frequenzfenster (17^1, oder 17^3) und einen quadratischen Detektor (17^¹I oder oder 17^6) aufweist.

   20. System nach einem der Ansprüche 15 bis 19, dadurch gekennzeichnet, daß es eine Steuerschaltung (1730), die während der Startphase die Verstärkungsfaktoren (K^O, K₂=K₃ = O) fest legt und einen Umschalter (Io) enthält, der die Verstärker (1701,1707,1708) des Simulators (17) auf diese Werte einstellt.

   21. System nach einem der Ansprüche l8 bis 20, dadurch gekennzeichnet, daß es zusätzlich folgendes enthält: je einen Vergleicher (14) für die drei Koordinatenkanäle, durch den jeweils der gemessene Rauschpegel mit einem Schwellwert (S.) verglichen wird, und einen Umschalter (I-z), durch den die Ablagemeßwerte unterdrückt und dem Simulator (17) die Komponenten der Beschleunigungsmeßwerte zugeführt werden, sobald der Rauschpegel über der Schwelle (S.)liegt.

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   22. System nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Meßvorrichtung (7j8) zur Bestimmung der Antennenrichtungsparameter ( b 0, Θ, r) folgendes aufweist: einen Servomechanismus (M,71,5) zur Stabilisierung des mechanischen Radarantennenträgers (Ax) um eine Rollachse, drei mit dem Antennenträger verbundene Kreisel (Gy) zur Bestimmung dreier orthogonaler Vektorkomponenten der momentanen Drehung des Antennenaufbaus und Rechner (72,73,7^,75), in die Winkelwerte (^lt,9) der Gier- und Stampfbewegung des Verfolgungsfahrzeuges und der Winkelwert (<) 0) für den Fehler der durch den Servomechanismus (70) erzeugten Rollstabilisierung eingelesen werden, und die eine bessere Abschätzung für'die drei Winkel (+, θ und 0) liefern, die die absolute Winkelausrichtung des Antennenaufbaus beschreiben.

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