DE4210823A1

DE4210823A1 - Verfahren für ein zukünftiges Mikrowellen-Landesystem für eine nicht kooperative Umgebung (bistatisches raumgestütztes Radarsystem)

Info

Publication number: DE4210823A1
Application number: DE4210823A
Authority: DE
Inventors: Hans Martin Dr Braun
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1992-04-01
Filing date: 1992-04-01
Publication date: 1993-10-07

Description

Einleitung

Mitteleuropa sieht sich heute mit einer dramatisch ansteigenden Dichte des zivilen und militäri schen Flugverkehrs konfrontiert. Dabei gibt es diverse Anzeichen dafür, daß der heute und in nächster Zukunft geplante Ausbau der Systeme zur Flugüberwachung und Flugsicherung aus finanziellen Gründen mit dieser Entwicklung nicht Schritt halten wird.

Ein Schlüsselelement im Bereich der Flugsicherung und des Flugverkehrsmanagements ist die präzise Navigation der Flugzeuge in der Landephase, die die kritischste Phase eines Fluges darstellt. Diese wird heute auf der Basis des Instrumenten-Landesystems ILS durchgeführt. Auf einigen wenigen Flughäfen wird dafür bereits das Mikrowellen-Landesystem MLS benützt. Die ses letztere ermöglicht eine sehr hohe Navigationsgenauigkeit unter beinahe allen Wetterbe dingungen, benötigt aber sehr teure Bodenanlagen auf den Flughäfen. Es sind daher bis jetzt nur sehr wenige europäische Flughäfen damit ausgerüstet.

In dieser Patentschrift wird ein neues Verfahren zu einem Mikrowellen-Landesystem beschrie ben, welches in vorzüglicher Weise die Vorteile satellitengetragener Radarsysteme und Flug zeugradars vereinigt. Es verwendet einen Radarsender auf einem Satelliten, der durch seine Ausleuchteigenschaften viele Flughäfen gleichzeitig bedient und Radarempfänger in Flugzeu gen, die die Bodenechos des Satellitenradarsignals empfangen und diese zu Zwecken ihrer Navigation auswerten. Satellitensender und Flugzeugempfänger bilden dabei ein bistatisches Radarsystem. Dieses Verfahren basiert auf der Verwendung von Mikrowellensignalen und kann daher unabhängig von Wetter und Tageslicht betrieben werden. Es sind für dieses Verfahren keinerlei aktive elektrotechnische Anlagen auf den Flughäfen erforderlich. Neben einer hoch genauen Flugführung bei Anflug und Start kann dieses Verfahren auch die Navigation auf den Rollwegen unterstützen. Im weiteren wird für dieses Verfahren die Abkürzung "GILS" (Ground Independent Landing System) verwendet.

Technologisch ist heutzutage vieles machbar in den Bereichen Mikrowellen, Mikroelektronik und Signalverarbeitung. Die Nutzung dieser Technologien, u. a. in der zivilen Luftfahrt, scheitert meist an den hohen Kosten solcher Systeme. Das MLS ist ein gutes Beispiel dafür. Internatio nale Organisationen wie z. B. die ICAO versuchen durch neue Standards, Vorschriften und Empfehlungen die Einführung neuer Systeme zu erzwingen und dadurch trotz steigender Luftverkehrsdichte die Sicherheit im Zivilflugverkehr zu erhöhen, aber die Luftflotten und die Flug häfen sind aus Gründen kommerziellen Kostendrucks zum großen Teil nicht in der Lage diesen Empfehlungen zu folgen. Dies gilt ganz besonders für Flughäfen in Ländern mit niedrigem Le bensstandard.

Das hier beschriebene Verfahren erfüllt die Anforderungen des Flugverkehrs der Zukunft. Es reduziert die Beschaffungs- und Betriebskosten für die Flughäfen auf ein Minimum und erlaubt, bei Einsatz modernster Signalprozessoren und integrierter Mikrowellenschaltungen unter Be rücksichtigung sehr hoher Stückzahlen, die Kosten für die Anlagen im Flugzeug in Grenzen zu halten. Durch die Benutzung von Transpondern herkömmlicher Fernseh- oder Kommunikati onssatelliten als Radarbeleuchtungssender können auch die Kosten für das Raumsegment sehr gering gehalten werden.

2. Das System GILS

GILS ist ein bistatisches Radarsystem mit einem satellitengetragenen Sender und Empfängern in Flugzeugen. Das vom Satelliten kommende Beleuchtungssignal wird an der Erdoberfläche von natürlichen und künstlichen Objekten mehr oder weniger stark reflektiert. Diese Objekte können der natürliche Bewuchs, die Bebauung und sonstiges wie z. B. Fahrzeuge, Flugzeuge, Personen etc. sein. Die Flugzeuge empfangen diese Reflexionen und korrelieren sie mit dem ursprünglichen Satellitensignal (Referenzsignal!), welches sie auf ihrer Oberseite direkt emp fangen. Dabei unterscheiden sie mittels der Empfangsantenne für das Reflexionssignal aus welcher Richtung die jeweilige Reflexion empfangen wird. Reflexionen aus der Anflugrichtung liefern ein Radarbild des angeflogenen Terrains. Reflexionen aus dem Gebiet senkrecht unter halb des Flugzeugs liefern Informationen über die Flughöhe über Grund. Reflexionen aus anderen Raumsektoren um das Flugzeug herum zeigen an, ob und mit welcher Geschwindig keit sich dem Flugzeug ein anderes Flugobjekt nähert.

GILS ist ein Navigationsverfahren für Start und Landung. Die Streckennavigation sollte dabei von einem raumgestützten System wie z B. GPS oder GLONAS übernommen werden.

Abb. 1 zeigt die generelle Systemgeometrie eines GILS. Der Sender sitzt üblicherweise auf ei nem Fernseh- oder Kommunikationssatelliten in geostationärem oder geosynchronem Orbit. Er beleuchtet die Erdoberfläche kontinuierlich mit einem radarähnlichen Mikrowellensignal. Ein Teil der Signalenergie wird von der Erdoberfläche wieder zurück in die Luft reflektiert. Die Stärke der Reflexion hängt jeweils ab von der Beschaffenheit (Reflexionskoeffizent) der reflek tierenden Objekte wie z B. Bewuchs, Straßen, Häuser, Landebahnen, Autos, Flugzeuge am Boden und so weiter. Die GILS Flugzeugempfänger empfangen diese Signale und setzen sie in Informationen und/oder Radarbilder um.

Bei den heute üblichen Abstrahlleistungen dieser Satelliten und den üblichen Reflexionskoeffi zienten von Flughafenterrain liegen die empfangenen Reflexionssignale deutlich unterhalb des Systemrauschens der Empfangsanlage. Durch die bereits angeführte Korrelation der Reflexi onssignale mit dem direkt empfangenen Satellitensignal werden die Reflexionssignale deutlich aus dem Rauschen hervorgeholt. Bei dieser Korrelation müssen die jeweiligen unterschiedli chen Dopplerverschiebungen in Reflexions- und Direktsignal kompensiert werden. Für diese Kompensation müssen die Position und der Flugvektor des Flugzeugs hinreichend genau be kannt sein. Diese Daten werden aus der Flugnavigation durch Systeme wie GPS und/oder GLONAS gewonnen.

Das generelle Blockschaltbild eines GILS-Empfängers ist in Abb. 2 dargestellt. Die Reflexionssi gnale werden über die Radar-Pfad-Antenne (RPA) empfangen, die im Falle des Vorraussicht- Betriebsmodes aus einer Viel- oder Schwenkkeulenantenne, in den Fällen des Höhenmeßmo des und des Antikollisionsmodes (Raumüberwachung) aus einer oder mehrerer einfacher Fest keulenantennen besteht. Die Signale werden in einem rauscharmen Verstärker (LNA) in der Leistung angehoben und in einem Mischer/Umsetzer (MDC) frequenzmäßig ins Basisband um gesetzt. In letzterem wird die Dopplerverschiebung, die das Reflexionssignal durch die Eigen bewegung von Satellit und Flugzeug erfahren hat, kompensiert. Diese Kompensation wird durch eine Änderung der Mischer-Referenzfrequenz herbeigeführt, welche vom Mutteroszillator (MO) kommend im Dopplerkompensator (DFG) modifiziert und an den Mischer weitergeleitet wird. Die Stellgröße der Kompensation wird in der Radar-Kontrolleinheit (RCU) ermittelt, die mit dem GPS/GLONAS-Empfänger verbunden ist. Nach dieser Frequenzkompensation wird in der GSU der mittlere Signalpegel normiert und das Signal der Korrelationseinheit (CDU) zugeführt, in der es mit dem aufbereiteten direkt empfangenen Satellitensignal korreliert und dadurch de tektiert wird.

Dieses direkt empfangene Referenzsignal wurde von der Empfangsantenne (DPA) an der Oberseite des Flugzeugs auch über einen rauscharmen Vorverstärker (LNA) geleitet und in ähnlicher Weise dopplerkompensiert. Danach wurde es in einer variablen Verzögerungsleitung (VDL) zeitlich so verzögert, daß es nach Pegelnormierung (GSU) annähernd gleichzeitig mit dem entsprechenden Reflexionssignal am Korrelator eintrifft. Dies ist nötig, da das Reflexions signal durch den Umweg über die Erdoberfläche länger vom Satellit und Flugzeug unterwegs ist, als das Referenzsignal.

Nach der Korrelation/Detektion werden mehrere subsequente Signale integriert (IU) um die Si gnalqualität nochmals zu verbessern (z. B. Reduktion statistischer Signalfluktuationen). Das Ausgangssignal des Integrators wird digitalisiert (ADC) und der Kontrolleinheit (RCU) zugeführt, die daraus die gewünschten Bilder und sonstigen Informationen erzeugt, diese einerseits den Piloten in optischer und akustischer Form anzeigt und andererseits für spätere Weiterverwen dung im Datenspeicher (DSU) ablegt. In der RCU sind in jedem Augenblick alle Informationen über Flugzeugposition, -lage, GILS-Status, Signalfrequenzen, -pegel, Antennen- und Strah lungskeulenausrichtung, sowie aktuelle Satellitenposition vorhanden und abrufbar.

3. Signal-zu-Rausch-Verhältnis

Geht man von einer gegebenen Leistungsdichte p auf der Erdoberfläche aus, so kann die Empfangsleistung P_R wie folgt berechnet werden [Ref. 2]:

mit dem GILS-Empfangsantennengewinn G_R, dem bistatischen Rückstreuquerschnitt ρ_b, dem Integrationsgewinn G_i, der Wellenlänge λ, der Flughöhe A und den Verlustfaktoren L_p für Ausbreitung und L_s für System.

In Ref. 6 und 7 ist gezeigt, daß die Empfangsleistung für ein bistatisches System dieser Art nicht von Antennengewinn und Flughöhe abhängt. Dies führt zu

mit σ_0b als normiertem Rückstreukoeffizienten. Führt man das "Zeit-Bandbreite-Produkt" (T_i·B_s) ein, so wird Gl. 2 zu

mit der Signalleistung S und der Bandbreite B_s. Die Rauschleistung N des Systems ist definiert als

N = kT₀ · F_R · B_s

mit der Boltzmannkonstante k, der Systemtemperatur T₀ und der Empfängerrauschzahl F_R.

Das Signal-zu-Rausch-Verhältnis für beispielsweise den Höhenmeßmode erhält man aus Gl. 3 und 4:

Für den Voraussicht-Betriebsmode ist folgende Gleichung anzuwenden:

wobei gilt:

Dabei ist A_F die effektive Antennenfläche, G_F der Antennengewinn, D_F die Entfernung zwi schen Reflexionsfläche und Flugzeug und ρ_b der bistatische Radarrückstreuquerschnitt.

In speziellen Fällen kann es vorkommen, daß sich die Landebahn im Radarbild nicht stark ge nug von der Umgebung abhebt. Dann kann die Landebahn durch kleine passive Radarreflekto ren (AR) markiert werden, die entlang ihrer Begrenzung aufgestellt sind. Der Rückstreuquer schnitt solch eines ARs, der ev. aus einer ebenen Metallplatte besteht, kann wie folgt abge schätzt werden:

A_M ist die Plattenfläche, β_M der Winkel zwischen Signaleinfall und Signalausfall am Reflektor und η_M der Reflexionswirkungsgrad. Dies gilt im Nichtresonanzfall.

4. Räumliche Auflösung

Die geometrische Auflösung eines Realapertur-Radarsystems dieser Art wird durch die Keu lenbreite β seiner Radarantenne bestimmt.

L ist die effektive Antennenlänge. Die räumlichen Auflösungen in Elevation δ_e und in Azimut δ_a des Voraussicht-Modes sind in Abb. 3 und 4 dargestellt und in den Gleichungen 10 und 11 be schrieben.

δ_a ≈ 2 · D_F · tan(β_a/2) (10)

δ_e ≈ 2 · D_F · tan(β_e/2)/sinγ_L (11)

Dabei gilt Gleichung 11 für ein System ohne "Range Gating" [Ref. 21]. Der Einfallswinkel δ_L ist in Abb. 4 definiert.

5. Systembeispiel

Um die Machbarkeit des Systems GILS zu demonstrieren ist im folgenden ein Systembeispiel aufgezeigt, dessen Parameter durch Computersimulation ermittelt wurden. Dabei wurde eine typische Landepfad-Geometrie zu Grunde gelegt.

Landepfad-Geometrie
- Länge der Landebahn\|2 km
- Breite der Landebahn	50 m
- Aufsetzpunkt	500 m
- Gleitwinkel (Landephase)	2°
- Gleitwinkel (Ausschwebephase)	5°
- Reflektordistanz in Längsrichtung	10 m
- Distanz zwischen linker und rechter Reflektorreihe	60 m
- Reflektor RCS	0,5 m²
- Reflexionseffektivität	1
- Beginn des Landepfads	10 km
- Fluggeschwindigkeit bei Anflugbeginn	600 km/h
- Fluggeschwindigkeit in Ausschwebphase	160 km/h

Eine GILS-Auslegung für den Voraussicht-Mode eines Großraumflugzeugs ist in Tab. 2 ange geben. Es wurde dabei von einer relativ langen Antenne (1,8 m) ausgegangen. Dies war nötig um die rechte und die linke Landebahnbegrenzung frühzeitig genug auseinanderhalten zu kön nen. Diese Antennenlänge kann gegen die Radarfrequenz und die Entfernung zur Landebahn, ab der zwischen rechter und linker Begrenzung unterschieden wird, abgetauscht werden. Als Beleuchtungssatellit wurde TV-SAT angenommen.

Systemparameter des Voraussicht-Modes
- Signaldichte am Boden
-110 dBW/m²
- Beleuchtungsfrequenz	11 GHz
- Antenne	1,8 · 0,6 m
- Signalintegrationszeit	1 s
- Systemverluste	3 dB
- Atmosphärische Dämpfung	5 · 10^-5 dB/m
- kT₀	-204 dB
- Systemrauschzahl	6 dB
- Einfallswinkel des Beleuchtungssignal	90° Az. & 40° El.
- Integrationswirkungsgrad	1

Tabelle 3 gibt die Systemdaten für den Höhenmeßmode an.

Systemparameter des Höhenmeßmodes
- σ_O des Bodens\|0 dB
- Bandbreite	5 MHz
- Antennendurchmesser	20 cm
- Integrationszeit	0,1 s
- Zeitauflösung des Kalman-Filters	1 ns
Sonstige Werte wie in Tab. 2

Die Meßgenauigkeit dieser GILS-Beispielkonfiguration ist in den Abb. 5-7 gezeigt. Abb. 5 zeigt, daß etwa 6 km vor der Landebahn die geometrische Auflösung und der Rauschabstand des GILS eine Größenordnung annehmen, die es erlaubt, die Navigation mit GILS und nicht mehr mit GPS durchzuführen. Ab etwa 4 km Entfernung erkennt GILS die rechte und linke Bahnbegrenzung am Anfang der Bahn und etwa ab 2 km sind die Bahnbe grenzungen über die gesamte Landebahnlänge gut zu unterscheiden. Wenn das Flugzeug die Landebahn erreicht, ist die geometrische Querauflösung des GILS bei 10 m angekommen. Dies ist für eine sichere Landung auf einer Bahn von z. B. 50 m Breite ausreichend.

Abb. 6 zeigt, daß der Signal-zu-Rausch-Abstand über genügend Sicherheit verfügt um bei schlechtem Wetter eine sichere Landung zu ermöglichen (z. B. bei 2 km Entfernung mehr als 10 dB).

Aus Abb. 7 geht hervor, daß die Höhenmeßgenauigkeit eine Funktion der Flughöhe ist. Am Aufsetzpunkt ist in diesem Beispiel eine Genauigkeit von 30-40 erreicht; für ein Großraumflug zeug hinreichend genau. Dabei ist der Rauschabstand mit 30 dB hoch genug.

Diese kurze Systembeschreibung zeigt, daß GILS ein attraktives Landesystem für Flugzeuge darstellen kann. Die meisten GILS-Komponenten sind Stand der Technik. Neuentwicklungen sind auf den Gebieten Signalprozessoren und Mensch-Maschine-Schnittstellen nötig oder sinnvoll.

6. Referenzdokumentation

1. Heinrich Mensen,
"Moderne Flugsicherung",
Springer Verlag, ISBN 3-540-18972-6
2. Merill Skolnik,
"Introduction to Radar Systems"
3. Special Report: Air Traffic Control,
"Improving the world′s largest, most advanced system",
IEEE Spectrum, Feb. 1991, ISSN 0018-9235
4. Philip Chien,
"GPS Commercial Applications",
Via Satellite, Oct. 1991, Vol. 4, Nr. 10,
Phillips Pahl. Inc., Rockville, USA, ISSN 1041-0643
5. Thomas Jacob,
"Integrated Flight Guidance System using Differential-GPS for Landing Approach Guidance",
AGARD conf. Proc. 455, ISBN 92-835-0535-2
6. Philipp Hartl, Hans Martin Braun,
"A Bistatic Parasitical Radar",
ISPRS, Kyoto 1988, Com. 1, B1, pp. 45-54
7. E. Cantafio,
"Space-Based Radar Handbook",
Artech House Inc., London, ISBN: 0-89006-281-1.

Claims

1. Verfahren zur Navigation (Flugführung) eines Flugzeugs beim Landeanflug ohne Bodensicht und ohne daß der ange flogene Flughafen dies durch aktive elektronische Maß nahmen unterstützt, dadurch gekennzeichnet, daß von einem Satelliten aus die Erdoberfläche im Bereich des Flughafens durch ein elektromagnetisches RADAR-ähnliches Signal be leuchtet wird, daß Erdoberfläche und Bauwerke (inkl. Lan debahn und sonstige Objekte) dieses Signal zurück in die Luft und dabei auch in Richtung des anfliegenden Flug zeugs reflektieren, wobei die Reflexionsstärke vom re flektierenden Material abhängt und dadurch die Landebahn deutlich anders reflektiert als der sie umgebende Boden bereich, daß das anfliegende Flugzeug diese Reflexionen über eine spezielle, richtungsempfindliche Antennenan lage empfangt, daß diese Signale im Flugzeug detektiert und auf einem Radarschirm derart zur Anzeige gebracht werden, daß der Flugzeugführer die Lage und die Position der Landebahn in Bezug auf sein Flugzeug erkennen und da durch daß Flugzeug auch bei schlechtesten Sichtverhält nissen sicher landen kann.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Reflexionen eines beliebigen, geeigneten Mikrowellen signals, das von einem Satelliten abgestrahlt wird, zur Durchführung des Verfahrens verwendet werden.

3. Verfahren nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeich net, daß für die Detektion oder Korrelation des Reflexions signals das direkt empfangene Originalsignal des Satelliten als Referenzsignal verwendet wird, welches gegebenenfalls bezüglich Laufzeitunterschied, Phasendifferenz und/oder unterschiedlicher Dopplerverschiebung korrigiert werden muß, um eine bestmögliche Korrelation mit dem Nutzsignal (Reflexionssignal) zu ermöglichen.

4. Verfahren nach den Ansprüchen 1-3, dadurch gekennzeichnet, daß die Reflexionen des Satellitensignals, die aus einem Gebiet empfangen werden, das sich direkt unterhalb des Flugzeugs befindet gesondert verarbeitet werden, wodurch aus der Differenz der Empfangszeiten von Reflexion und Direktsignal (Referenzsignal) und der a priori Kenntnis der Satellitenposition und der ungefähren Flugzeugposition die Flughöhe über Grund hochgenau ermittelt wird.

5. Verfahren nach den Ansprüchen 1-3, dadurch gekennzeichnet, daß links und rechts der Landebahn und gegebenenfalls an ihrem Anfang und an ihrem Ende Materialien auf oder über dem Erdboden angebracht werden, die das Mikrowellensignal besonders gut reflektieren (vor allem in Anflugrichtung) und dadurch auf dem Radarschirm als helle Radarechos die Grenzen der Landebahn besonders gut erkennen lassen.

6. Verfahren nach den Ansprüchen 1, 2, 3 und 5, dadurch gekenn zeichnet, daß dieses Verfahren und seine Anlagen im Flug zeug, unter Umständen in modifizierter Form, auch einge setzt oder angewendet werden, um das Flugzeug am Boden auf der Landebahn und auf den Rollwegen zu führen.

7. Verfahren nach den Ansprüchen 1-3, dadurch gekennzeichnet, daß dieses Verfahren und seine Anlagen im Flugzeug, unter Umständen in modifizierter Form, auch eingesetzt oder an gewendet werden, um stehende, rollende oder fliegende Hin dernisse und insbesondere Objekte auf Kollisionskurs zu entdecken und zur Anzeige zu bringen.

8. Verfahren nach den Ansprüchen 1-7, dadurch gekennzeichnet, daß die reflektierten Mikrowellensignale über eine spezielle Antenne großflächig aus einem Gebiet quer zur Flugrichtung im Flugzeug empfangen und nach den gängigen Verfahren des Seitensichtradars oder des Synthetik-Apertur-Radars (SAR) verarbeitet werden, wodurch hochaufgelöste Radarbil der der Erdoberfläche entstehen, die unter anderem zur Un terstützung der Navigation herangezogen werden können.

9. Verfahren nach den Ansprüchen 1-3, dadurch gekennzeichnet, daß die Reflexionen des Satellitensignals, die an anflie genden Flugzeugen entstehen und in Richtung Flughafen ab gestrahlt werden, durch geeignete elektronische Mittel am Ort des Flughafens empfangen und verarbeitet werden, wodurch die Funktion des Rundsuchradars und des Anflugkontrollradars unterstützt oder gänzlich übernommen werden kann.