DE3642767B3

DE3642767B3 - Winkelverfolgungsradarsystem

Info

Publication number: DE3642767B3
Application number: DE3642767A
Authority: DE
Inventors: Peter Graham Harpenden Pawsey; Charles Harpenden Nicholls
Original assignee: Alenia Marconi Systems Ltd
Current assignee: BAE Systems Integrated System Technologies Ltd
Priority date: 1985-05-10
Filing date: 1986-05-12
Publication date: 2008-02-14
Anticipated expiration: 2006-05-13
Also published as: GB2439987B; GB8611501D0; GB8511950D0; SE8700532D0; GB2439987A; IT8767100A0; FR2907232A1

Abstract

Beschrieben ist ein Winkelverfolgungsradarsystem für einen gelenkten Flugkörper mit einer flugkörperfesten Antenne, d.h. einer Antenne, die mit dem Flugkörperrahmen mechanisch fest verbunden ist. Eine genaue Lenkung des Flugkörpers hängt von einer genauen Bestimmung der Visierlinie und/oder Visierliniengeschwindigkeit ab. Dies ist wiederum abhängig von einer genauen Kenntnis der Beziehung zwischen dem Zielwinkel und den Empfängerausgangssignalen. Die Antennencharakteristik wird abgeleitet als eine einfache Funktion der Richtungskosinusse der Ziellinie oder Sichtlinie und Konstanten der Antenne, und Schätzungen dieser Größen werden erhalten in einem Kalmanfilter, das Visierlinien- und Visierliniengeschwindigkeitsschätzungen bereitstellt.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Winkelverfolgungsradarsystem zur Verwendung bei der Lenkflugkörperzielverfolgung, d.h. auf ein Suchersystem. Die Erfindung befaßt sich insbesondere mit einem Radarsystem, das eine flugkörperfeste Antenne verwendet, d.h. eine Antenne, die am Flugkörperrahmen befestigt ist und keine mechanische Schwenkmöglichkeit hat. Die Strahllenkung kann in an sich bekannter Weise durch Differentialphasenverschiebung erreicht werden.
Die Antennenziellinie ist in üblicher Weise mit der Flugkörperlängsachse (Rollachse) ausgerichtet, und die Winkelverfolgung wird bezüglich des Winkels zwischen der Antennenziellinie und der Sicht- oder Visierlinie vom Flugkörper zum Ziel ausgeführt.
Der Einsatz der Erfindung erstreckt sich sowohl auf aktive als auch passive Systeme, d.h. auf Anwendungen, bei denen die empfangenen Signale Antworten von einem Freund-Sender sind (im allgemeinen ebenfalls an einem Flugkörper befestigt) und bei denen die empfangenen Signale vom Ziel herrühren.
Die Winkelverfolgung eines Ziels wird erreicht durch Kombination von Signalen, die von zwei Antennenelementen empfangen werden, die entweder voneinander getrennt sind und deshalb ein Phasenvergleichssystem vorsehen oder die von der Antennenziellinie aus symmetrisch auseinanderlaufen und deshalb ein Amplitudenvergleichssystem vorsehen oder den beiden genannten Systemen angehören. Im allgemeinen sind zwei Paare Antennenelemente vorgesehen sind, so daß sowohl im Azimut als auch in der Elevation ein Zielwinkel ermittelt werden kann.
Ein Winkelverfolgungsradarsystem gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1 ist aus der DE 19 11 442 B2 bekannt. Ein Ausführungsbeispiel dieses bekannten Systems hat zwei am vorderen Ende des Flugkörpers angebrachte Empfangsantennen, und im Inneren des Flugkörpers befindet sich eine raumstabile Bezugsebene in Form eines magnetischen Gyroskops. Signale, die die Lage des Gyroskops gegenüber dem Flugkörper darstellen, werden zur Einstellung der Phase von zwei Signalen verwendet, die von einem Empfangsoszillator stammen. Die beiden phasenmäßig eingestellten Empfangsoszillatorsignale werden dann jeweils für sich mit jeweils einem der beiden Antennenausgangssignale gemischt. Die beiden gemischten Signale werden summiert, und das sich ergebende Summensignal wird zur Bildung eines Fehlersignals herangezogen, das die Gyroskoplage nachstellt und die Lage des Flugkörpers korrigiert. Bei diesem bekannten System ist es aufgrund der beschriebenen Signalverarbeitung wesentlich, daß die beiden Empfangsantennen aufeinander abgestimmt sind.
Es wurden bereits Überlegungen dahingehend angestellt, die Genauigkeit der Winkelverfolgung dadurch zu verbessern, daß Daten herangezogen werden, die die tatsächliche Charakteristik der Antennen darstellen. Die Charakteristik einer Antenne ist nominell vorbestimmt und könnte so gespeichert werden, daß für jeden Wert eines Bereiches gemessener Differenzsignale ein Wert des Zielwinkels (in jeder der beiden Ebenen) bereitgestellt wird. Eine derartige gespeicherte Nachschlagetabelle wäre allerdings in Abhängigkeit von der erforderlichen Auflösung außerordentlich groß, insbesondere im Hinblick auf Sonderabweichungen, die sich ergeben durch unterschiedliche Betriebsfrequenzen, unterschiedliche Polarisationen und Kombinationen dieser Umstände. Die erzielbare Genauigkeit wäre daher begrenzt.
Dazu wird ergänzend die U.S. 4 368 468 genannt. Darin ist ein Monopuls-Radargerät beschrieben, welches eine Einrichtung zur Korrektur von Winkelfehlern aufweist, die durch unterschiedliche elektrische Eigenschaften der einzelnen Verarbeitungskanäle hervorgerufen werden. Die Korrekturwerte werden dabei auch in Abhängigkeit der Frequenz in einer speziellen Speichereinrichtung gespeichert.
Aufgabe der Erfindung ist es, die Genauigkeit der Winkelverfolgung unter Heranziehung der tatsächlichen Charakteristik der Antenne zu verbessern, ohne daß es dazu einer Nachschlagetabelle der oben beschriebenen Art bzw. einer speziellen Speichereinrichtung bedarf.
Ausgehend von einem Winkelverfolgungsradarsystem für einen zielsuchenden rollenden Flugkörper mit einer Antenne, die am Flugkörperrahmen befestigt ist, welches System einen Empfänger enthält, der ansprechend auf von der Antenne empfangene Zielsignale Empfängerausgangssignale liefert, die die Zielrichtung angeben, wird diese Aufgabe durch die kennzeichnenden Merkmale des Anspruchs 1 gelöst.
Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung sind in Unteransprüchen gekennzeichnet. Dazu sei folgendes ergänzt.
Wird zur Zielortung ein Amplitudenvergleichssystem (Amplituden-Monopuls-Radargerät) verwendet, kann die rekursive Schätzeinrichtung derart ausgelegt sein, daß Schätzungen der Antennenkonstanten und Signale, die den Fehler zwischen gemessenen und geschätzten Zieldifferenzsignalen angeben, dadurch bereitgestellt werden, daß die Zielvisierlinienschätzung von diesen Fehlersignalen abgeleitet wird.
Wird zur Zielortung ein Phasenvergleichssystem (Phasen-Monopuls-Radargerät) verwendet, kann dieses System enthalten einen auf die Differenz zwischen gemessenen und geschätzten Zieldifferenzsignalkomponenten und ferner auf Schätzungen der Zielvisierlinie- und Flugkörperwinkelgeschwindigkeiten ansprechenden rekursiven Schätzer zur Erzeugung der geschätzten Zieldifferenzsignalvektorkomponenten, einen auf die Differenz zwischen gemessenen und geschätzten Zieldifferenzsignalvektorkomponenten und ferner auf eine Schätzung der Flugkörperrahmenwinkelgeschwindigkeit ansprechenden weiteren rekursiven Schätzer zum Erzeugen der Zielvisierlinienschätzung sowie eine auf die Differenz zwischen gemessenen und geschätzten Zieldifferenzsignalvektorkomponenten und auf die die Winkelgeschwindigkeit des Flugkörpers darstellenden Signale ansprechende Einrichtung zum Bestimmen der Schätzung der Flugkörperwinkelgeschwindigkeit.
Die Verarbeitungseinrichtung kann geeignet sein zur Bereitstellung einer Schätzung eines Maßstabsfaktorfehlers bezüglich wenigstens eines Flugkörperrahmenwendekreisels, wobei die Schätzung des Maßstabsfaktorfehlers einbezogen wird in die gemessene entsprechende Komponente der Flugkörperrahmenwinkelgeschwindigkeit zum Erhalten der Zielvisierlinienschätzung.
Das System kann eine Einrichtung enthalten, die ansprechend auf die Zielvisierlinienschätzung den Antennenstrahl elektronisch lenkt. Der Strahl kann aber auch fest vorgesehen sein.
Somit können die Antenne und die Empfängerausgänge dadurch charakterisiert werden, daß sie durch Richtungskosinusse der Zielvisierlinie im Verein mit einigen Konstanten ausgedrückt werden und daß die Identifikation dieser Konstanten gleichbedeutend ist mit der Identifikation der besonderen Antennencharakteristiken selbst.
Die Erfindung liefert eine automatische Identifikation der Antenneneigenschaften oder Antennencharakteristiken während des Fluges, und die Leistung des Suchersystems ist daher gegenüber Antennenherstellungstoleranzen relativ unempfindlich.
Die Erfindung kann sehr leicht mit bereits bestehenden technischen Mitteln vereint werden, die Unzulänglichkeiten bei der Winkelgeschwindigkeitsmessung korrigieren.
Zwei Ausführungsbeispiele des erfindungsgemäßen Winkelverfolgungsradarsystems werden im folgenden an Hand von Zeichnungen beispielshalber beschrieben. Es zeigt:
1 eine Darstellung des Umrisses eines Flugkörpers mit den grundsätzlichen Suchersystemelementen in Blockschaltbildform,
2 ein Diagramm der Flugkörperachsen und der Richtungskosinusbeziehung mit der Zielvisierlinie,
3 eine Darstellung eines typischen Antennendifferenzsignaldiagramms in einer Ebene,
4 ein Blockschaltbild eines rekursiven Schätzungsablaufes, wie er in einem Amplitudenvergleichssuchersystem benutzt wird, und
5 ein ähnliches Blockschaltbild bezüglich eines Phasenvergleichssuchersystems.
Die grundsätzlichen Elemente des Suchersystems sind in 1 dargestellt. Eine Antenne 1 ist fest am vorderen Ende eines Flugkörpers befestigt, und die Antenne ist durch ein Radom 3 geschützt. Die Ziellinie der Antenne ist ausgerichtet mit der Längsachse des Flugkörpers, d.h. mit der Rollachse. Die Antenne kann zum Amplitudenvergleich ausgelegt sein. In diesem Fall kann sie vier Hornstrahler haben, die ausgehend von der Ziellinie auseinanderlaufen. Ferner ist vorgesehen eine Einrichtung zum Liefern von Summen- und Differenzsignalen, und zwar entweder bei der Antenne oder nachfolgend bei der ZF-Stufe. Diese Summen- und Differenzsignale werden in einem EAT-Empfänger 5 (EAT = electronic angle tracking = elektronische Winkelverfolgung) verarbeitet, der das System wirksam in an sich bekannter Weise in einen Nullsensor überführt. Die Arbeitsweise der EAT-Ausrüstung ist beispielsweise in der deutschen Patentanmeldung P 34 46 236.8 beschrieben. Die auszuführende Funktion besteht darin, einen Ausgang bereitzustellen, der im Idealfall null ist, jedoch in der Praxis von null abweicht, und zwar in Abhängigkeit von dem Fehler zwischen der tatsächlichen und geschätzten Position der Zielvisierlinie (Sichtlinie Flugkörper-Ziel). Die elektronische Winkelverfolgung hat viele praktische Vorteile, ist jedoch für die Erfindung nicht wesentlich. Bei Nichtvorhandensein wird das gemessene Differenzsignal, das die Zielvisierlinie darstellt, verarbeitet, anstelle lediglich des Fehlersignals δ.
Ein Zielwinkelverfolgungsfilter 7 verkörpert das Wesen der Erfindung und wird nachfolgend im einzelnen beschrieben. Die Hauptfunktionen dieses Filters sind:

1. Verfolgung der Zielrichtung gegenüber dem Flugkörper,
2. Verfolgung der Flugkörper-Zu-Ziel-Visierliniengeschwindigkeit,
3. Identifikation von Antennen/Empfänger-Charakteristiken zur EAT-Rückführung,
4. Identifikation von Trägheitsreferenzsensorcharakteristiken.

Das Zielwinkelverfolgungsfilter empfängt das Fehlersignal von dem EAT-Empfänger und auch die Flugkörperrahmengeschwindigkeiten, d.h. die Winkelgeschwindigkeitskomponenten der Rahmenbewegung um die Roll-, Nick- und Gierachse. Aus diesen Eingängen liefert es einen Schätzwert für die Zielvisierlinienrichtung und die Visierliniengeschwindigkeit ω_s, d.h. die Winkelgeschwindigkeit der Zielvisierlinie im Raum, welche in einer Lenkeinheit 9 zur Lenkung des Flugkörpers mit Hilfe von Flügeln 11 zur Erzeugung von Autopilotbefehlen benutzt werden und welche auch zur Phasensteuerlenkung des Antennenstrahls benutzt werden können. Ein weiterer Ausgang ist über eine Rückführung zum EAT-Empfänger vorgesehen. Dieser Ausgang ist eine Schätzung der Zielvisierlinie oder eine Schätzung des Differenzsignaleingangs zum Empfänger gemäß dem besonderen System.
Eine Trägheitsreferenzeinheit (IRU) enthält im wesentlichen Gyroskope, die zum Messen der Winkelgeschwindigkeit jeweils um die Roll-, Nick- und Gierachse am Rahmen des Flugkörpers befestigt sind. Da der Flugkörper mit einer relativ hohen Geschwindigkeit rollen kann, ist vorzugsweise eine rollstabilisierte Plattform vorgesehen, so daß die an das Rollgyroskop zu stellenden Anforderungen geringer sind. Diese Komponente ist dann an der stabilisierten Plattform angebracht und hat lediglich die Plattformstabilität zu messen und zu steuern.
Zusätzlich zu den Gyroskopen, die die Winkelgeschwindigkeit messen, sind vorzugsweise Beschleunigungsmesser vorgesehen, die die Genauigkeit der Steuerung bei der Hochgeschwindigkeitsendphase des Zugkörpereinsatzes verbessern.
Die Hauptfunktionen der Winkelverfolgungssystemauslegung sind folgende:

(a) Identifikation von Wendekreiselcharakteristiken,
(b) Zielrichtungsschätzung,
(c) Sicht- oder Visierliniengeschwindigkeitsschätzung,
(d) Identifikation von Antennencharakteristiken.

Die Idee der Antennencharakteristikidentifikation und ihre Einbeziehung in die anderen oben genannten Merkmale wird als neues Konzept betrachtet.
Das Ausgangssignal der Antenne hängt selbstverständlich ab von dem Abweichungswinkel der Antennenziellinie gegenüber der Zielsichtlinie oder Zielvisierlinie. Es ist daher abhängig von den jeweiligen Richtungskosinussen der Zielvisierlinie. Die Beziehung zwischen den Antennen/Empfänger-Ausgängen und diesen Richtungskosinussen ist abhängig von identifizierbaren Parametern der Antenne, und die Empfängerausgänge sind in der Tat einfache Funktionen der Richtungskosinusse, wobei diese Funktionen die Antennenparameter beinhalten.
Die Wendekreisel sind gekennzeichnet durch ihre Unzulänglichkeiten. Bei dem nachfolgend erläuterten Phasenvergleichsausführungsbeispiel ist diese Unzulänglichkeit beschrieben durch den relativen Maßstabsfaktor zwischen den verschiedenen Wendekreiseln. Die Maßstabsfaktorunzulänglichkeit für das Rollgeschwindigkeitsgyroskop oder den Rollwendekreisel kann man bei der Filterkonstruktion ausschließen, und zwar durch Verwendung einer rollstabilisierten Plattform, wie oben erläutert. Es ist bequem, die Sichtlinie oder Visierlinie vom Flugkörper zum Ziel durch drei Richtungskosinusse auszudrücken. Es ist auch bequem, einen dieser Parameter, der das Antennendiagramm oder Antennenmuster (antenna pattern) charakterisiert, in diesen Richtungsvektor einzubeziehen, so daß seine Größe gleich diesem Parameterwert ist. Dies tendiert zu einer Vereinfachung der Algorithmen und wird nachfolgend erläutert.
Drei Komponenten von ω_s, der Visierliniengeschwindigkeit, werden geschätzt, und zwar erstens zum Verbessern der Zielrichtungsschätzung und zweitens zum Eingeben in die Lenkeinheit. Bei der Schätzung des Visierliniengeschwindigkeitsvektors sind Messungen von Entfernung, Entfernungsgeschwindigkeit (gewonnen in an sich bekannter Weise von einer Entfernungsverfolgungsschleife) und Flugkörperbeschleunigung vorteilhafte Angaben zur Verbesserung der Betriebsweise insbesondere bei kurzer Entfernung und hohen Flugkörperbeschleunigungen sowie bei hohem Umgebungsrauschen. Falls hohe Flugkörperbeschleunigungen erwartet werden, kann es vorteilhaft sein, die Schätzfunktion mit drei Komponenten von Zielbeschleunigung zu erweitern.
Die folgende Beschreibung erläutert, wie die oben erwähnten Hauptmaßnahmen des Verfolgungsfilters in besonderen Konstruktionen realisiert werden.
Vor einer näheren Beschreibung der besonderen Ausführungsbeispiele wird auf 3 Bezug genommen, die eine typische Antennen/Empfänger-Charakteristik für eine einzige Ebene (Azimut oder Elevation) zeigt. Der gegenüber der Antennenziellinie gemessene Zielwinkel der vom Flugkörper zum Ziel führenden Zielsicht← oder Zielvisierlinie wird in an sich bekannter Weise angegeben durch den Betrag und das Vorzeichen des Differenzsignals in bezug auf das als Referenz benutzte Summensignal. Die genaue Form der Charakteristik bei diesen besonderen Betriebsbedingungen wird bestimmt durch die oben erwähnten Antennenparameter. Eine genaue Kenntnis dieser Parameter ist daher erforderlich, wenn der Empfängerausgang genau in einen Zielwinkel überführt werden soll.
Die Prinzipien des Amplitudenvergleichsausführungsbeispiels der Erfindung sollen im folgenden insbesondere an Hand von 4 erläutert werden.
Es sei bemerkt, daß die meisten Bestandteile der 4 (und gleichermaßen auch diejenigen der 5) durch Software in einem Prozessor realisiert sind, der in 1 in dem Zielwinkelverfolgungsfilter 7 enthalten ist.
Das besondere Ausführungsbeispiel des Amplitudenvergleichssuchers ist derart ausgelegt, daß die folgenden Hauptkomponenten vorgesehen sind:

(a) Vier-Horn-Spiralantenne,
(b) Log.-Amplitudenvergleichsempfänger,
(c) Elektronische Winkelverfolgung (EAT),
(d) Qualitäts-Trägheitswendekreisel.

Die Wendekreisel, die von hoher Qualität sind, erfordern bei diesem Beispiel keine Korrektur. Sie werden benutzt als Grundwinkelreferenz des Systems.
Bei diesem besonderen Fall hat jedes Horn oder jeder Hornstrahler seine eigene Hauptachse, die unter einem geeigneten Winkel gegenüber der Flugkörperlängsachse festgelegt ist, und die Anordnung ist derart getroffen, daß der Amplitudenvergleich in zwei Ebenen verwirklicht werden kann. Es wird vorausgesetzt, daß das Grundantennenmuster oder -diagramm jedes Hornstrahlers die folgende Log.-Leistungscharakteristik hat:
Dabei ist θ der Winkel zwischen der Achse der einzelnen Antenne und der Visierlinie zum Ziel und "a" und "b" sind Konstanten, die das Antennendiagramm charakterisieren. Ferner wird dabei zylindrische Symmetrie vorausgesetzt.
Man kann zeigen, daß mit der obigen Darstellung die folgenden Ausgänge auftreten, bevor die EAT-Rückführung eingeführt wird: Δaz = (a + bl)m + baz Δel = (a + bl)n – bel 3.2
Dabei ist I _s = [l, m, n]^T ein Einheitsvektor in der Richtung der Visierlinie zum Ziel, und b_az und b_el sind der Antennen/Empfänger-Charakteristik eigene Grundwerte.
Es sei bemerkt, daß es sich hier um eine 2-Parameter-(a und b)-Erweiterung der Antennencharakteristik sowie ihre Beziehung mit den Visierlinienrichtungskosinussen handelt. Erweiterungen hoher Ordnung kann man für andere Antennen und Empfänger als erwünscht in Betracht ziehen.
Das Ziel der Antennencharakterisierung reduziert sich auf ein solches der Schätzung der vier Größen a, b, b_az und b_el der Gleichungen 3.2. Im Idealfall sind diese Größen bekannt und werden vor dem Flug im Sucherprozessor gespeichert. Sie können aber auch während eines Einsatzes der Flugkörpers geschätzt werden. Bei dem betrachteten Beispiel findet die Antennencharakterisierung während des Fluges statt.
Die Gleichung zur Beschreibung der Bewegung der Sicht- oder Visierlinie in bezug auf den Flugkörperrahmen lautet wie folgt: İ s + ⍹ ^ I s = ⍹s ^ I s 3.3

⍹ = [p, q, r]^T: Rahmengeschwindigkeiten
⍹_s = [p_s, q_s, r_s]^T: Visierliniengeschwindigkeiten
İ _s: ist die Änderungsgeschwindigkeit des Visierlinieneinheitsvektors gegenüber dem Flugkörper,
⍹ ^ I _s: ist das Vektorprodukt von ⍹ und I _s,
p, q und r: sind die Rahmengeschwindigkeitskomponenten um die Roll-, Nick- bzw. Gierachse (2),
p_s, q_s und r_s: sind ähnliche Komponenten der Visierliniengeschwindigkeit im Raum.

Den Parameter a der Gleichungen 3.1 und 3.2 kann man definieren in Ausdrücken der Visierlinienrichtungskosinusse als a = [al, am, an]^T, d.h. ein Vektor der Länge a, der in der Richtung der Visierlinie zeigt. Somit erhält man: ȧ + ⍹ ^ a = ⍹s ^ a 3.4
Mit den Gleichungen 3.2 kann man die Ausgänge vor der EAT wie folgt schreiben:
Ein rekursives Schätzungsverfahren kann man jetzt aufgrund des folgenden Zustandsvektors und der folgenden Differentialgleichungen bilden:
Verfahren zum Erhalten eines derartigen Verfahrens, das als "Beobachter" der dynamischen Situation betrachtet werden kann, sind wohl dokumentiert. Ein Beispiel dafür ist ein "Erweitertes Kalman-Filter". Es ist erwünscht, all diese Zustände nicht in einem derartigen "Beobachter zu beobachten und einige von ihnen überhaupt nicht zu beobachten, weil dadurch die Berechnungsanforderungen vermindert werden.
Bei dem betrachteten Beispiel erhält man einen derartigen "Beobachter" dadurch, daß b/a² a priori als bekannt vorausgesetzt wird und die Schätzung der Visierliniengeschwindigkeit (p_s, q_s, r_s) von dem Hauptverfahren gemäß derfolgenden Definition abgetrennt wird:
In der Gleichung 3.8 ist das Matrixelement (⍹ ^_s – ⍹ ~)^ eine abgekürzte Form einer antisymmetrischen Matrix und entspricht (x)^ in dem allgemeinen Ausdruck:
wobei x = [x₁ x₂ x₃]
Das Dachsymbol "^" über einem Größensymbol bezeichnet den geschätzten Wert dieser Größe und das Schlangenliniensymbol "~" bezeichnet einen Meßwert.
K₁, K₂ und K₃ sind Kalmanverstärkungen, die sich in der Schätzungsphase ergeben und unten erläutert sind. Die Flugkörperrahmenbewegung ist erforderlich um die Antennencharakteristiken durch indirekt korrelierende Winkel mit integrierten Rahmengeschwindigkeitsmessungen (ω ~) zu identifizieren, und diese Bewegung wird während des Fluges auferlegt. Die Größe
ist der Ausgang des EAT-Empfängers und kann in einfacher Weise wie folgt dargestellt werden:
Während der Identifikationsphase der Antennenparameter ist K₂ = K₃ = 0, und K₁ ist wie folgt gegeben:
Dabei ist:

F: = Systemmatrix in Gleichung 3.8
Q: = Systemrauschspektraldichte
σ²: = Meßrauschspektraldichte

Die Größe Q wird eingestellt in Übereinstimmung mit der Rahmenbewegung. Während Nichtidentifikationsphasen wird Q reduziert, und K₂ ist gegeben durch:

und
Dabei sind α und β Konstanten.
Die Erfahrung hat gelehrt, daß große Fehler in der Kenntnis des Parameters b/a² toleriert werden können.
Die obige Beschreibung der Schätzung und des Identifizierungsverfahrens sind in 4 illustriert. Die Antenne und der Empfänger sind durch einen gemeinsamen Block dargestellt, der einen verallgemeinerten (gemessenen) Differenzsignalausgang ⍙ ~ erzeugt, der Azimut- und Elevationskomponenten Δ_az, Δ_el aufweist. Der Schätzwert für das Differenzsignal, ⍙ ^, wird bei 15 von dem entsprechenden Meßwert subtrahiert, so daß man eine Fehlerdifferenz erhält, die in den Gleichungen 3.8 und 3.9 auftritt. Die Gleichung 3.8 wird dann dadurch verwirklicht, daß bei 17 die Fehlerdifferenz mit den Kalmanverstärkungen (K₁ + K₂) multipliziert wird, und dann das gewonnene Produkt bei 19 mit dem Produkt aus der Systemmatrix F und dem geschätzten Zustandsvektor
vom Ausgang eines Integrators 21 addiert wird. Der Vektor
ist oben ausgedrückt durch die Antennenparameter und die Visierlinienrichtungskosinusse. Somit ist die rechte Seite der Gleichung 3.8 vollständig, und das Ergebnis, d.h. das Ausgangsresultat der Addition bei 19, wird gleich dem linksseitigen Gleichungsterm
der nach Integration bei 21 rekursiv
liefert.
Die Multiplikation von
mit dem Vektor H bei 23 liefert das geschätzte Differenzsignal ⍙ ^, das bei 15 zum EAT-Empfänger zurückgeführt wird, um den Zyklus zu vervollständigen.
Der bei 15 gewonnene Fehlersignalausgang, d.h. (⍙ ~ – ⍙ ^) wird bei 25 multipliziert mit der Kalmanverstärkung K₃ in Übereinstimmung mit der Gleichung 3.9, zwecks Erzeugung von
nämlich des Differentials der geschätzten Visierliniengeschwindigkeit. Die bei 21 durchgeführte Integration liefert ⍹ ^_s als Lenksignalausgang zur Zufuhr zur Lenkeinheit 9.
Eine fortwährende Beurteilung der Antennencharakteristiken ist somit einbezogen in die Verarbeitung der Empfängerausgangssignals, wodurch die Genauigkeit der Lenksteuerung verbessert wird.
Als nächstes soll ein Phasenvergleichssucher an Hand von 5 erläutert werden.
Es wird vorausgesetzt, daß dieses besondere Ausführungsbeispiel die folgenden Grundmaßnahmen enthält:

(a) Vierquadrantenantenne,
(b) Phasenvergleichsempfänger,
(c) Sender,
(d) Elektronische Winkelverfolgung (EAT),
(e) Wendekreisel geringer Qualität,
(f) Beschleunigungsmesser,
(g) Entfernungs- und Entfernungsgeschwindigkeits. verfolgungsschleifen.

Die Kreisel sind am Flugkörperrahmen dicht bei der Antenne angebracht, um den Einfluß von Rahmennachgiebigkeiten zu vermeiden.
Der EAT-Empfänger ist derart ausgelegt, daß die Empfängerausgänge die folgende Form haben: δaz = (am – am ^) + Terme höherer Ordnung δel = (an – an ^) + Terme höherer Ordnung 3.16
Dabei sind δ_az und δ_el die Differenzen zwischen den gemessenen und geschätzten Visierlinienvektoren.

[l, m, n]: sind Richtungskosinusse der Visierlinie,
am ^, an ^: sind EAT-Treibersignale,
a: ist ein Maßstabsfaktor analog der statischen Aufteilungsempfindlichkeit der Antenne,
α: ist ein nominell konstanter Maßstabsfaktor.

Bei einer Phasenvergleichsantenne mit vier Schlitzen (einem in jedem Quadranten) haben die Ausgänge bei Verwendung von EAT die folgende Form:
Darin gilt:

2d: ist der Abstand zwischen den Schlitzen in der X- oder Y-Richtung,
λ: ist die Wellenlänge.

Bezüglich der in den Gleichungen 3.5 und 3.10 beschriebenen Amplitudenvergleichskonstruktion sind die Ausgänge des EAT-Empfängers in einfacher Weise bezogen auf die Richtungskosinusse der Visierlinie zum Ziel und auf die Konstanten, die die Charakteristiken der Antenne definieren.
Wie bereits erwähnt, enthält dieses Beispiel Wendekreisel geringer Qualität. Es wird angenommen, daß die Hauptfehler dem Maßstabsfaktor und der Vorspannung oder einem Systemfehler (Bias) zuzuordnen sind. Die Maßstabsfaktorfehler haben mit großer Wahrscheinlichkeit die ungünstigsten Auswirkungen auf die Lenkanwendungen, da sie als Ursprung für Lenkschleifeninstabilität zu betrachten sind. Es ist daher erforderlich, eine Kompensation für die Maßstabsfaktorfehler vorzusehen. Falls der Maßstabsfaktorfehler bezüglich des Rollkreisels von Bedeutung ist, kann man der Filterbeschreibung zusätzliche Zustände hinzufügen.
Den Maßstabsfaktorfehler bezüglich des seitlichen Kreisels kann man bis zu einem gewissen Ausmaß bei der Skalierung beim Empfänger kompensieren (d.h. bei der scheinbaren statischen Aufteilungsempfindlichkeit der Antenne).
Somit kann man einen der Kreisel als vollkommen voraussetzen, und es ist nur noch eine Korrektur für den verbleibenden Kreisel erforderlich, d.h., die Flugkörperrahmengeschwindigkeiten (p, q, r) werden wie folgt auf die Kreiselausgänge (p ~, q ~, r ~) bezogen: p = p ~ q = q ~ r = r ~(1 + μr) 3.18
Darin ist μ der Maßstabsfaktorfehler.
Ist die Wahrscheinlichkeit gegeben, daß die Flugkörperrollgeschwindigkeit übermäßig ist, kann man eine Rollstabilisation anwenden. In diesem Fall hat das Rollgeschwindigkeitsgyroskop oder der Rollwendekreisel einen sehr kleinen Ausgang, und sein Maßstabsfaktorfehler kann vernachlässigt werden.
In der Praxis sind die Größen μ und a der Gleichungen 3.16 und 3.18 unbekannt und müssen geschätzt werden. Dies kann wie zuvor erreicht werden durch Verwendung eines geeignet ausgelegten "Beobachters", von welchem ein Beispiel unten betrachtet wird.
Wie zuvor gilt die Gleichung 3.4: ȧ + ⍹ ^ a = ⍹s ^ a 3.19
Man erhält allerdings aus Gleichung 3.18: ⍹ = ⍹ ^ + μrr ~k B 3.20
Darin ist k _B ein Einheitsvektor längs der Empfindlichkeitsachse der Gierachse, d.h. der Z-Richtung des Flugkörperrahmens.
Die Differentialgleichung für die Visierliniengeschwindigkeit ist wie folgt definiert:
Darin gilt folgendes:

⍹_s: ist die Visierlinienwinkelgeschwindigkeit,
ω: ist die Flugkörperrahmenwinkelgeschwindigkeit,
R: ist der Abstandentfernungsvektor,
A: ist die relative Flugkörper-Zu-Ziel-Beschleunigung = gemessene Flugkörperbeschleunigung bei einem nicht manövrierfähigen Ziel,
Ṙ: ist die Entfernungsgeschwindigkeit,
R: ist |R|, also der Entfernungsabstand.

Diese Gleichung für die Visierliniengeschwindigkeit unterscheidet sich von derjenigen nach den Gleichungen 3.6 durch die entfernungsabhängigen Terme. Diese Terme neigen zur Wichtigkeit bei hoher Geschwindigkeit, hoher Beschleunigung und Einsätzen über kurze Entfernung. Im übrigen können sie vernachlässigt werden.
Schließlich wird für den Maßstabsfaktorfehler μ eine Differentialgleichung benötigt. Diese lautet einfach wie folgt: μ . = 0 3.22
Unter Verwendung der oben aufgeführten Gleichungen kann ein erweitertes Kalmanfilter wie folgt definiert werden:
Darin ist: ω ^ = ⍹ ~ + μ ^r ~k
δ_az, δ_el sind Empfängerausgänge wie definiert durch die Gleichungen 3.16.
K_ij sind Kalmanverstärkungen wie bestimmt durch die Kovarianzmatrix P:
Darin gilt:
σ² ist die Meßrauschspektraldichte und die Matrizen P_i sind wie folgt gegeben:
Q ist eine Matrix der Systemrauschspektraldichten, und die Notation der Matrix F ist gegeben oben unter Bezugnahme auf die Gleichung 3.8.
Wie in dem oben beschriebenen Amplitudenvergleichssystem angegeben, ist ein gewisses Ausmaß an Flugkörperrahmenbewegung erforderlich, damit die Parameter und Zustände beobachtet werden können.
Die Antenne ist wiederum am Flugkörper fest angebracht. Die vier Antennenelemente haben Charakteristiken, die mit der Gesamtziellinie ausgerichtet sind. Ein Differenzsignal wird abgeleitet von der Bahnlänge und der Phasendifferenz zu den verschiedenen Elementen in an sich bekannter Weise.
Der Antennenverstärker 31 liefert Differenzsignale in der Form der Richtungskosinusse der Zielvisierlinie bezüglich der Gier- und Nickachse und des Skalenfaktors a, wie in Gleichung 3.16 aufgeführt. Diese gemessenen Komponenten am ~ und an ~ werden in Differenz gesetzt zu den geschätzten Werten am ^ und an ^ bei 33 im EAT-Empfänger. Die Ergebnisfehlersignale δ_az, δ_el werden dann mittels eines Kalmanfilters des Winkelverfolgungsfilters verarbeitet.
Die Fehlersignale werden bei 35 mit den Kalmanverstärkungen K ₁₁ und K ₁₂ gemäß der ersten der Gleichungen 3.23 multipliziert und dann bei 37 mit einem Produkt addiert, das bei 39 gebildet wird aus den geschätzten Visierlinien- und Rahmengeschwindigkeitsvektoren ⍹ ^_s und ⍹ ^ sowie dem in einer rekursiven Schleife abgeleiteten Vektor â. Die bei 37 gebildete Summe dieser Signale ergibt die gesamte rechte Seite der ersten Gleichung 3.23, d.h.
welche Größe dann bei 41 integriert wird, um â zu erhalten, und zwar mit den Komponenten al ^, am ^, an ^.
Der Richtungskosinus, der eine Komponente bezüglich der Rollachse darstellt, ist nicht erforderlich für die Azimut- und Elevationsfehler und wird eliminiert durch ein Matrixverfahren bei 43, so daß die Schätzungen am und an zur Rückführung zum EAT-Empfänger verbleiben.
Die Kalmanverstärkungen K₁₁ und K₁₂ werden bei dieser Ableitung bestimmt wie oben beschrieben, also mittels der Kovarianzmatrix P. Die bei 39 benötigten Visierliniengeschwindigkeits- und Rahmengeschwindigkeitsschätzungen werden in den folgenden Verfahren des Winkelverfolgungsfilters abgeleitet.
Die Fehlersignale δ_az und δ_el werden mit den Kalmanverstärkungen K ₂₁ und K ₂₂ (wiederum bestimmt mittels der Matrix P) gemäß der zweiten Gleichung 3.23 multipliziert, und zwar bei 45, und dann bei 47 mit einem Produkt addiert, das bei 49 gebildet ist aus der Rahmengeschwindigkeitsschätzung ⍹ ^ und der Sichtlinienschätzung ⍹ ^_s. Der bei 47 auftretende Summenausgang entspricht der rechten Seite der zweiten Gleichung 3.23 und damit der linken Seite
Eine bei 51 durchgeführte Integration liefert daher die Sichtlinien- oder Visierliniengeschwindigkeitsschätzung ⍹ ^_s zur Verwendung im Faktor bei 39.
Eine dritte Verarbeitung der Fehlersignale δ_az und δ_el in Übereinstimmung mit der dritten Gleichung 3.23 beinhaltet die Multiplikation mit den Kalmanverstärkungen K ₃₁ und K ₃₂ bei 55. Eine Integration bei 57 liefert dann die Maßstabsfaktorfehlerschätzung μ ^. Eine Multiplikation bei 59 mit r ~k _B und die anschließende Addition bei 61 zur gemessenen Rahmengeschwindigkeit ⍹ ~ (abgeleitet von den Wendekreiseln der Trägheitsreferenzeinheit IRU) ergibt die Rahmengeschwindigkeitsschätzung ⍹ ^, welche die Skalenfaktorfehler berücksichtigt. Diese Schätzung wird verwendet in der Ableitung des Verfahrensschrittes bei 39.
Die beschriebenen Techniken sind gleichermaßen gültig für eine Kombination eines Amplituden- und Phasenvergleiches, beispielsweise eines Vergleiches, der auf punktfokussierten Reflektorsystemen, planaren Anordnungen, gephasten Anordnungen usw. beruht. Ferner können beide Arten von Vergleichen benutzt werden mit anderen Arten von Sensoren, die in den interessierenden Achsen Winkelinformation liefern.
Die oben angegebenen Beispiele setzen voraus, daß die gesamte relative Flugkörper-Zu-Ziel-Geometrie-Information von an Bord befindlichen Sensoren bereitgestellt wird. Die Konstruktion oder Anordnung arbeitet auch dann, wenn ein Teil oder diese gesamte Information von einem nicht an Bord befindlichen Sensor geliefert wird, beispielsweise über eine Nachrichtenverbindung von einem Verfolgungsradar.

Claims

Winkelverfolgungsradarsystem für einen zielsuchenden rollenden Flugkörper mit einer Antenne, die am Flugkörperrahmen befestigt ist, welches System einen Empfänger enthält, der ansprechend auf von der Antenne empfangene Zielsignale Empfängerausgangssignale liefert, die die Zielrichtung angeben, gekennzeichnet durch eine Verarbeitungseinrichtung mit einer rekursiven Schätzeinrichtung, die auf geschätzte Empfängerausgangssignale anspricht, welche auf der Grundlage von Gleichungen abgeleitet sind, die die Empfängerausgangssignale als Funktionen der Richtungskosinusse der Zielvisierlinie (Sichtlinie Flugkörper-Ziel) in Bezug auf die Flugkörperachsen definieren, welche Funktionen Konstanten beinhalten, die das Antennendiagramm charakterisieren und Erweiterungen des Antennendiagramms und ihrer Beziehung zu den Richtungskosinussen der Zielvisierlinie sind, und die auf gemessene Empfängerausgangssignale und Signale anspricht, die die Winkelgeschwindigkeit des Flugkörpers darstellen, um eine Schätzung der Zielvisierlinie und/oder ihrer Winkelgeschwindigkeit zur Verwendung bei der Flugkörperlenkung dadurch zu liefern, daß sie unter Ausführung eines rekursiven Schätzverfahrens einen geschätzten Zustandsvektor bereitstellt, der in Abhängigkeit von den genannten Konstanten und den Richtungskosinussen definiert ist und zur rekursiven Aktualisierung der geschätzten Empfängerausgangssignale dient.
Radarsystem nach Anspruch 1, das zur Zielortung ein Amplitudenvergleichssystem (Amplituden-Monopuls-Radargerät) verwendet, bei dem die rekursive Schätzeinrichtung derart ausgelegt ist, daß sie Schätzungen der das Antennendiagramm charakterisierenden Konstanten und Signale, die den Fehler zwischen gemessenen und geschätzten Zieldifferenzsignalen angeben, unter Durchführung des rekursiven Schätzverfahrens dadurch liefert, daß die Zielvisierlinienschätzung aus diesen Fehlersignalen abgeleitet ist.
Radarsystem nach Anspruch 1, das zur Zielortung ein Phasenvergleichssystem (Phasen-Monopuls-Radargerät) verwendet, welches enthält einen rekursiven Schätzer, der ansprechend auf die Differenz zwischen gemessenen und geschätzten Zieldifferenzsignalvektorkomponenten und ferner ansprechend auf Schätzungen der Zielvisierlinie- und Flugkörperwinkelgeschwindigkeiten die geschätzten Zieldifferenzsignalvektorkomponenten liefert, und einen weiteren rekursiven Schätzer, der ansprechend auf die Differenz zwischen den gemessenen und geschätzten Zieldifferenzsignalvektorkomponenten und ferner ansprechend auf eine Schätzung der Flugkörperrahmenwinkelgeschwindigkeit die Zielvisierlinienschätzung liefert, und eine Einrichtung, die ansprechend auf die Differenz zwischen gemessenen und geschätzten Zieldifferenzsignalvektorkomponenten sowie ansprechend auf Signale, die die Winkelgeschwindigkeit des Flugkörpers darstellen, die Schätzung der Flugkörperrahmenwinkelgeschwindigkeit liefert.
Radarsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, worin die Verarbeitungseinrichtung zur Lieferung einer Schätzung eines Maßstabsfaktorfehlers bezüglich wenigstens eines Flugkörperrahmenwendekreisels geeignet ist, wobei die Schätzung für den Maßstabsfaktorfehler einbezogen wird in die gemessene entsprechende Komponente der Flugkörperrahmenwinkelgeschwindigkeit zur Lieferung der Zielvisierlinienschätzung.
Radarsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, einschließlich einer Einrichtung zur Lenkung der Antennencharakteristik ansprechend auf die Schätzung der Zielvisierlinie.