DE60319426T2

DE60319426T2 - Verfahren zur bestimmung von azimut und höhenwinkel durch verwendung eines einachsen-richtungsfindungssystems

Info

Publication number: DE60319426T2
Application number: DE60319426T
Authority: DE
Inventors: Lionel N. Annandale MENEGOZZI; Edward Wyckoff VAN ALSTINE
Original assignee: ITT Manufacturing Enterprises LLC
Current assignee: ITT Manufacturing Enterprises LLC
Priority date: 2002-12-23
Filing date: 2003-12-19
Publication date: 2009-03-19
Anticipated expiration: 2023-12-20
Also published as: WO2005059584A1; EP1579235B1; AU2003304615A1; US20040119640A1; DE60319426D1; US6784840B2; EP1579235A1; IL169042A

Description

Gebiet der Erfindung
Die vorliegende Erfindung betrifft allgemein ein Verfahren zur Lokalisierung von Strahlungsemittern und genauer ausgedrückt ein Verfahren zur Bestimmung von Azimuth- und Elevationswinkel von Strahlungssignalen von dem Emitter unter Verwendung eines einachsigen Ortungssystems.
Hintergrund der Erfindung
Fliegende Plattformen, wie zum Beispiel Flugzeuge und Hubschrauber, wurden zum Erfassen des Ortes/zur geographischen Ortung von Emittern (z. B. einer Strahlungsemissionsquelle, wie zum Beispiel einem Radarsender) verwendet. Derartige Plattformen sind oftmals mit Ortungssystemen (DF) ausgerüstet, die einen Einlaufwinkel (AOA) der von dem Emitter stammenden Strahlung messen.
Um eine rechtweisende Peillinie zu dem Emitter vollständig zu definieren, wird der AOA vorzugsweise unter Verwendung von zwei orthogonal ausgerichteten Messvorrichtungen bestimmt. Diese orthogonal ausgerichteten Messvorrichtungen sind typischerweise zwei verschiedene AOA-Messsysteme, die jeweils orthogonale Winkel in Verbindung mit der fliegenden Plattform zu der Emitterrichtung in Bezug auf den Referenzrahmen der Planform messen.
Die beiden der fliegenden Plattform zugehörigen orthogonalen Winkel zu der Emitterrichtung sind als der Azimuthwinkel und der Elevationswinkel bekannt. Der Azimuthwinkel (AZ) ist ein horizontal gemessener Winkel, der zu der Richtung der fliegenden Plattform zu dem Emitter gehört. Der Azimuthwinkel wird gewöhnlich unter Bezug auf magnetisch Nord gemessen. Der Azimuthwinkel ist typischerweise größer als Null (az > 0), wenn er von Nord nach Ost gemessen wird, und der Azimuthwinkel ist kleiner als Null (az < 0), wenn er von Nord nach West gemessen wird (das heißt –180° ≤ az ≤ +180°). Der Elevationswinkel (el) ist ein vertikal gemessener Winkel, der zu der Richtung des Emitters zur fliegenden Plattform gehört. Der Elevationswinkel wird gewöhnlich aus einer horizontalen Ebene gemessen.
Nachdem der Azimuth-Einlaufwinkel und der Elevations-Einlaufwinkel (az-AOA und el-AOA) gemessen wurden, werden Koordinatenumformungen durchgeführt, um die AOAs in ein auf die Erde bezogenes Koordinatensystem umzuwandeln, so dass die Daten von Algorithmen zur geographischen Ortung und von anderen, nicht an Bord befindlichen Benutzern verwendet werden können. Um die Koordinatenumformung zu vollenden, müssen der dreidimensionale Ort und die Fluglage des messenden Luftfahrzeugs bekannt sein. Diese Daten sind gewöhnlich in einem sehr hohen Maß an Genauigkeit von den an Bord befindlichen GPS/INS-Geräten (globales Positionsbestimmungssystem/Trägheits-navigationssystem) bekannt.
Dieses herkömmliche Verfahren zur Messung von Azimuth- und Elevations-AOA weist verschiedene Nachteile auf. Beispielsweise können die Kosten eines Systems mit zwei Achsen beträchtlich sein. Ferner kann das zweiachsige System die Einschränkungen hinsichtlich der Antennenanbringung und der Radar-Querschnitte möglicherweise nicht erfüllen. Damit ist es nicht immer möglich oder wünschenswert, ein vollständiges zweiachsiges AOA-Messsystem in einem Luftfahrzeug zu installieren.
In diesen Fällen kann ein einachsiges AOA-System verwendet werden. Einachsige Systeme sind gewöhnlich dazu ausgerichtet, dass sie den Emitter-AOA in Bezug auf den Azimuth-Bezugsrahmen des Trägerluftfahrzeugs messen. Typischerweise wird der Elevations-AOA entweder als Null angenommen oder er wird auf der Grundlage einer Anzahl von Faktoren einschließlich der Höhe des Mess-Luftfahrzeugs geschätzt. Die Schätzung des relativen Elevationswinkels ist oftmals nicht exakt; dies gilt besonders dann, wenn das Luftfahrzeug in großer Höhe fliegt oder wenn der Emitter in einem Gebiet mit beträchtlichen Geländevariationen angeordnet ist. Wenn die Elevationsschätzung nicht korrekt ist, kann die Koordinatenumformung zu beträchtlichen Fehlern des Emitter-Azimuth-AOA führen.
Weitere Verfahren zur Bestimmung des Einlaufwinkels (AOA) und der Winkelrichtung zu einer Strahlungsemissionsquelle sind aus den folgenden Referenzdokumenten als zu Grunde liegender Stand der Technik ersichtlich: US-A-5,343,212 (AOA, LBD) Emitter ranging method and apparatus; US-A-5,526,001 Precise bearings only geolocation in systems with large measurements bias errors; US-A-6,061,022 Azimuth and elevation direction finding systems based an hybrid amplitude/phase comparison; US-A-5,905,463 Linear array aircraft antenna with coning correction und US-B-6,225,949 Method and apparatus for a ring interferometer.
Somit wäre es wünschenswert, ein verbessertes Verfahren zur Messung der Azimuth- und Elevations-AOAs für einen Emitter zu schaffen.
Kurzbeschreibung der Erfindung
In einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird ein Verfahren zur Bestimmung eines Azimuth- und eines Elevationswinkels zu einer Strahlungsemissionsquelle unter Verwendung eines einachsigen Ortungssystems aus einem Antennenpaar geschaffen. Das Verfahren enthält das Empfangen einer Vielzahl von Strahlungssignalen in dem einachsigen Ortungssystem sequenziell im Zeitverlauf. Die Vielzahl der Strahlungssignale wird von dem fraglichen Emitter ausgestrahlt, wobei jedes der Vielzahl der Strahlungssignale in einer aus einer Vielzahl von Fluglagen des einachsigen Ortungssystems empfangen wird. Das Verfahren enthält ferner das Messen eines Einlaufwinkels jedes der Vielzahl von Strahlungssignale in Bezug auf das einachsige Ortungssystem. Zusätzlich enthält das Verfahren das Berechnen eines Azimuthwinkels jedes der Vielzahl von Strahlungssignalen in Bezug auf das einachsige Ortungssystem unter Verwendung des jeweiligen gemessenen Einlaufwinkels. Ferner enthält das Verfahren das Berechnen eines jeweiligen Vektors, der jedem der Azimuthwinkel bei unterschiedlichen Kandidaten-Elevationswinkeln innerhalb eines vorbestimmten Bereichs entspricht. Des Weiteren enthält das Verfahren das Bestimmen das Elevationswinkels der Strahlungsemissionsquelle in Bezug auf das einachsige Ortungssystem durch Bestimmung des Schnittpunkts der Vektoren.
Kurzbeschreibung der Zeichnungen
Die Erfindung ist anhand der folgenden detaillierten Beschreibung, in Verbindung mit den beiliegenden Zeichnungen gelesen, am besten verständlich. Es sei betont, dass gemäß gängiger Praxis die verschiedenen Merkmale der Zeichnungen nicht maßstabsgetreu sind. Ganz im Gegenteil sind die Abmessungen der verschiedenen Merkmale zur Verdeutlichung beliebig vergrößert oder verkleinert. Die Zeichnungen umfassen die folgenden Merkmale:
1 ist eine Darstellung einer fliegenden Plattform, die ein Signal von einer Strahlungsemissionsquelle gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung empfängt;
2A ist eine Darstellung einer fliegenden Plattform, die ein Signal von einer Strahlungsemissionsquelle in Relation zum Welt-Koordinatensystem gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung empfängt;
2B ist eine Darstellung der Ausrichtung eines Interferometers auf einer fliegenden Plattform zum Empfang eines Strahlungssignals gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
3 ist eine Darstellung, die sich auf die Koordinatenumformung von einem System einer fliegenden Plattform zu einem Trägheitssystem gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung bezieht;
4 ist eine Darstellung von Winkelbeziehungen, die aus der Messung durch ein Interferometer auf einer fliegenden Plattform und einer Strahlungsemissionsquelle gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung entstehen;
5 ist eine Darstellung der Beziehung des gemessenen und des rechtweisenden Einlaufwinkels als Funktion der Elevation einer Strahlungsemissionsquelle gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
6 ist eine grafische Darstellung der Beziehung zwischen einem Präzessionsfehler und dem gemessenen Einlaufwinkel gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
7A ist eine Darstellung einer Strahlungsemissionsquelle direkt vor einer fliegenden Plattform gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
7B ist eine Darstellung einer Strahlungsemissionsquelle direkt orthogonal zu einer fliegenden Plattform gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
8A ist eine Darstellung einer fliegenden Plattform in Bezug zu einer Strahlungsemissionsquelle gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
8B ist eine grafische Darstellung der Beziehung zwischen dem Elevationswinkel und der Entfernung zwischen einer fliegenden Plattform und einer Strahlungsemissionsquelle gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
9 ist eine grafische Darstellung eines Flugwegs einer fliegenden Plattform gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
10 ist eine Darstellung von Winkelmessungen eines Einlaufwinkel-Messsystems einer schwebenden fliegenden Plattform gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
11 ist eine grafische Darstellung der Beziehung zwischen dem Azimuthwinkel und dem Elevationswinkel einer schwebenden fliegenden Plattform in Bezug auf einen Strahlungsemitter, wobei die schwebende Plattform in einer Vielzahl von Richtungen gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ausgerichtet ist;
12 ist eine weitere grafische Darstellung der Beziehung zwischen dem Azimuthwinkel und dem Elevationswinkel einer schwebenden fliegenden Plattform in Bezug auf einen Strahlungsemitter gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
13 ist eine grafische Darstellung der Beziehung zwischen dem Azimuthwinkel und dem Elevationswinkel einer fliegenden Plattform in Bezug auf einen Strahlungsemitter gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
14 ist eine weitere grafische Darstellung der Beziehung zwischen dem Azimuthwinkel und dem Elevationswinkel einer fliegenden Plattform in Bezug auf einen Strahlungsemitter gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
15 ist eine grafische Darstellung der Beziehung zwischen der Azimuthwinkel-Veränderungsrate und dem Elevationswinkel einer fliegenden Plattform in Bezug auf einen Strahlungsemitter gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
16 ist ein Ablaufdiagramm, das ein Verfahren zur Bestimmung von Azimuth und Elevation einer Strahlungsemissionsquelle gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung veranschaulicht; und
17 ist ein Ablaufdiagramm, das ein weiteres Verfahren zur Bestimmung von Azimuth und Elevation einer Strahlungsemissionsquelle gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung veranschaulicht.
Detaillierte Beschreibung der Erfindung
In einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird ein Verfahren zum Bestimmen sowohl des Azimuth- als auch des Elevations-AOA unter Verwendung eines einachsigen Messsystems geschaffen. In einer beispielhaften Ausführungsform wird dies unter Verwendung einer Reihe von Azimuth-Einlaufwinkel-Messungen erreicht, während die Messplattform in verschiedenen bekannten Roll-/Nick-/Gier-Fluglagen fliegt. Anschließend werden an der Reihe von gemessenen Azimuth-AOAs Koordinatenumformungen durchgeführt, während angenommen wird, dass der Strahlungsemitter in verschiedenen Elevationswinkeln innerhalb eines möglichen Bereichs von Elevationswinkeln ist. In dieser Ausführungsform erzeugt der rechtweisende Elevati onswinkel umgeformte AOA-Winkel, die in der Richtung des Emitters konvergieren. Für andere Relativ-Elevationswinkel konvergieren nicht alle umgeformten AOAs in Richtung auf den Emitter.
Fliegende Plattformen werden normalerweise auf die North-East-Down-Gruppe von Trägheits-Koordinatenachsen bezogen (NED). Dies bedeutet die nach Nord weisende Richtung, die zur Erdmitte weisende Abwärtsrichtung und die senkrecht sowohl zur Nordachse als auch zur Abwärtsachse stehende Ost-Richtung.
1 zeigt eine fliegende Plattform 100 (z. B. ein Flugzeug), das ein Einlaufwinkel-Messsystem (AOA) zum Empfangen eines Strahlungssignals von einem Emitter 102 am Boden aufweist. Dieses Strahlungssignal ist unter Verwendung eines Wellenvektors 116 (Vektor K) und eines Entfernungsvektors 114 (Vektor R) von der fliegenden Plattform 100 zu dem Emitter 102 dargestellt.
Die Position des Emitters am Boden ist relativ zu einem auf die Erde bezogenen North/East/Down(NED)-Trägheitssystem 104 gezeigt, das durch drei orthogonale Vektoren N = Xi (Breite), E = Yi (Länge) und D = Zi (abwärts) dargestellt ist. Gemäß Übereinkunft sind in dem NED-System positive Drehungen Drehungen im Uhrzeigersinn, zu der positiven Richtung der Drehachse gesehen. Unter Verwendung des NED-Systems ist der Emitter 102 am Boden auf der Erdoberfläche hinsichtlich Länge und Breite an der Position {ϕ_e, λ_e} angeordnet, während die Länge und Breite des Luftfahrzeugs dargestellt ist durch {ϕ_p, λ_p}. 1 zeigt ferner drei zusätzliche orthogonale Vektoren, die mit X_p (Vektor 110, Heck-Bug-Achse), Y_p (Vektor 108, Achse linker Flügel – rechter Flügel) und Z_p (Vektor 112) bezeichnet sind, die einen Alternativ-Bezugsrahmen 106 definieren, der auf die fliegende Plattform 100 zentriert ist. Der Emitter 102 ist in den Bezugsrahmen 106 (Rp_x, Rp_y und Rp_z) extrapoliert gezeigt. Die Fluglageneigenschaften Rollen (mit Bezugszeichen 118 bezeichnet), Nicken (mit Bezugszeichen 120 bezeichnet) und Gieren (mit Bezugszeichen 122 bezeichnet) sind ebenfalls in 1 dargestellt. 1 zeigt ferner den Azimuthwinkel (az) und den Elevationswinkel (el) von der fliegenden Plattform 100 zu dem Strahlungsemitter 102 in dem erdbezogenen NED-System. In einer beispielhaf ten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung werden die Richtungs-Cosinuswerte der Achsen der fliegenden Plattform relativ zu den NED-Achsen über das Navigationssystem des Luftfahrzeugs (zum Beispiel GPS/INS) erhalten.
Die Fluglageneigenschaften der fliegenden Plattform umfassen Gieren, Nicken, Rollen und Kurs. Gieren (y) kann als möglicher Winkelversatz zwischen der Heck-Bug-Achse und der tatsächlichen Kurslinie definiert werden. Nicken (p) kann als der Winkelversatz zwischen der Längsachse der fliegenden Plattform und der horizontalen Ebene definiert werden, wobei das Vorzeichen (±) davon abhängig ist, ob der Bug oberhalb oder unterhalb der horizontalen Ebene ist. Rollen (r) kann als der Winkelversatz zwischen der Querachse der fliegenden Plattform (z. B. linker Flügel – rechter Flügel) und der Horizontalen definiert werden, wobei das Vorzeichen für linker Flügel oben, rechter Flügel unten (+) ist. Der Kurs (h) kann als die horizontale Richtung definiert werden, in die eine fliegende Plattform in Bezug auf eine Bezugsgröße gerichtet ist, wobei die Bezugsgröße oftmals magnetisch Nord ist. Der Kurs wird gewöhnlich in Grad ausgedrückt und ist positiv, wenn er gegenüber der Bezugsgröße im Uhrzeigersinn ist.
2a zeigt die fliegende Plattform 200, den Emitter 202, und das lokale Trägheits-Koordinatensystem 204 (erdbezogen) und den Vektor 216 (Wellenvektor K) in Bezug auf das Welt-Koordinatensystem 228. Eine Meridianlinie 220, der Greenwich-Meridian 222, ein Breitengrad 224 und der Äquator 226 sind ebenfalls in 2a dargestellt. 2a zeigt ferner die fliegende Plattform in ihrem zugehörigen Koordinatensystem {X_p, Y_p, Z_p}.
In einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung enthält ein passives Ortungssystem (DF) der fliegenden Plattform ein Nur-Azimuth-Interterometer, das den Azimuth-Einlaufwinkel der Strahlung des Emitters (das heißt den Wellenvektor K) in Bezug auf die an der fliegenden Plattform fixierte Antennenachse misst. Es folgt eine Beschreibung der mathematischen Formulierungen für ein Phasen-Interferometer-DF-System. Der Einlaufwinkel wird ü ber die Messungen der elektrischen Phasendifferenz in den Interferometerelementen erhalten.
2b veranschaulicht die Ausrichtung eines Interferometer-Antennensystems (Interferometer 230) an einer fliegenden AOA-Messplattform 200 (Flugzeug). Das der fliegenden Plattform 200 zugeordnete Koordinatensystem 206 ist ebenfalls dargestellt. Das Interferometer-Antennensystem 230 enthält zwei Antennenelemente (1 und 2), die durch eine Distanz "d" getrennt sind, wie in 2b angegeben. Der Vektor "n" (Vektor 232) ist als ein Vektor definiert, der zu der Verbindungslinie der beiden Antennenelemente normal ist, wobei "n" am Mittelpunkt zwischen den beiden Antennenelementen ist. Der Winkel "α" ist die Richtung des Vektors "n" in der X_p, Y_p-Ebene in Bezug auf die Heck-Bug-Achse der fliegenden Plattform 200. Der Vektor "n" in der X_p, Y_p-Ebene ist von der fliegenden Plattform 200 in den Quadranten 236 auf der rechten Seite der Achse X_p (im Gegensatz zu dem Quadranten 234 auf der linken Seite der Achse X_p) gerichtet. Die Achsen der Plattform sind die Heck-Bug-Achse X_p, die Achse linker Flügel – rechter Flügel Y_p und die sowohl zu der Richtung X_p als auch Y_p senkrechte Richtung Z_p. Die gemessene Phasendifferenz Φ und der zugehörige Einlaufwinkel θ bezogen auf die Interferometer-Normalachse n (Antennenachse 232) stehen durch Gleichung 1a in Beziehung, die die Projektion des Strahlungswellenvektors K auf den Interferometerarm d (das heißt das Skalarprodukt) darstellt. Φ = (K·d) = (2πd/λ)sin(θ) (1a)
Der mit dem Skalar Φ = (K·d) verbundene Wert ist unabhängig von dem Koordinatensystem. Die implizite Abhängigkeit von Φ von der Fluglage der fliegenden Plattform (Kurs, Nicken und Rollen) wird deutlich gemacht durch Durchführung der Skalar-Operation (K·d) = ΣK_id_l, wobei beide Vektoren K und d durch ihre funktionellen Komponenten in dem gleichen Bezugssystem, zum Beispiel {X_p, Y_p, Z_p} oder {N, E, D} dargestellt sind. Da Phasenmessungen Φ an der fliegenden Plattform durchgeführt werden, werden die beiden Vektoren K und d durch ihre Komponenten in dem Bezugssystem der Plattform dargestellt.
Die generischen Komponenten d_i des Vektors d in dem Plattformssystem sind in 2b dargestellt, nämlich
d = {–sin(α), cos(α), 0} für den Quadranten 236,
worin α der Winkel zwischen der Antennenachse 232 und der Heck-Bug-Achse der Plattform (X_p) ist. Ähnliche Ausdrücke gelten für die anderen Quadranten. Die generischen Komponenten von K, bezogen auf das Trägheitssystem unter Bezug auf 1 können definiert werden als: K = –(2π/λ){cos(el), cos(az), cos(el), sin(az), –sin(el)},worin az der Azimuthwinkel bezogen auf Nord ist und el der relative Elevationswinkel ist. Die Komponenten K_l in dem Plattformsystem werden mittels sukzessiver Koordinatenrotationen erhalten, die auf die Trägheitskomponenten des Wellenvektors K angewandt werden.
Beispielhafte sukzessive Koordinatenrotationen, die auf die Trägheitskomponenten des Wellenvektors K angewandt werden, sind in 3 schematisch dargestellt. Diese sukzessiven Euler-Rotationen (R_Gieren → R_Nicken → R_Rollen) werden verwendet, um eine generische Koordinatenumformung zwischen dem NED-System und dem Plattformsystem zu erreichen. 3 zeigt visuell Euler-Winkelrotationen, die verwendet werden, um Winkel aus dem erdbezogenen Trägheitsrahmen auf den Flugzeug-Plattformrahmen 302 umzuformen. Die durch die Achsen X_l = N(Nord), Y_i = O(Ost) und Z_l(abwärts) definierte Ellipse 304 stellt den erdbezogenen Trägheitsrahmen da, wobei i das Trägheitskoordinatensystem darstellt. Die durch die Achsen X_p, Y_p, Z_p definierte gekippte Ellipse 306 stellt den Bezugsrahmen der Luftfahrzeugplattform 302 dar, wobei sich p auf das Plattform-Koordinatensystem bezieht. Die Rotationen 308, 310 und 312 zeigen die Richtung der sukzessiven Euler-Rotationen R_Gieren → R_Nicken → R_Rollen, die verwendet werden, um eine generische Koordinatenumformung zu erreichen. Die erste der sukzessiven Euler-Rotationen ist die Rotation 312 (um die Achse Z'), auch bekannt als R_Gieren, und ist bezogen auf die Kurs-Fluglage der fliegenden Plattform 302. Die Rotation 312 ist in der Nord-Ost-Richtung po sitiv. Die zweite der sukzessiven Euler-Rotationen ist die Rotation 310 (um die Achse Y'), auch bekannt als R_Nicken. Die Rotation 310 ist in der Richtung Bug nach oben positiv. Die dritte der sukzessiven Euler-Rotationen ist die Rotation 308 (um die Achse X_p, auch bekannt als R_Rollen. Die Rotation 308 ist in der Richtung rechter Flügel abwärts positiv.
Die Umformung zwischen dem fliegenden Plattform-System und Trägheitssystemen, wie in 3 dargestellt, kann durch den folgenden Ausdruck beschrieben werden: K →(Plattformsystem) = Rotationsmatrix × K →(Trägheitssystem)
Eine 3×3 Euler-Rotationsmatrix, Rotationsmatrix = R_Rollen × R_Nicken × R_Kurs, die für die Umwandlung von NED-Trägheitskoordinaten in die Antennenachsen der fliegenden Plattform verwendet wird, besteht aus trigonometrischen Funktionselementen mit Werten, die abhängig sind von Informationen, die von dem INS (GPS-gestütztes Trägheitsnavigationssystem) und AHRS (Fluglage-Kurs-Bezugsset) der fliegenden Plattform bereitgestellt werden. Diese Datenworte bestehen aus dem Kurs (h), Nicken (p) und Rollen (r) der Plattform, die mit guter Genauigkeit (z. B. σ_h, σ_p, σ_r ≤ 0,1°) in eng beabstandeten Zeitintervallen (zum Beispiel 20 bis 50 ms) berichtet werden, und stellen die Richtungs-Cosinus der Plattformachsen relativ zu den NED-Achsen bereit. Das INS stellt u. a. Größen auch die Position der fliegenden Plattform (z. B. Breite, Länge) mit guter Genauigkeit bereit.
Die ausdrückliche Abhängigkeit der gemessenen Phase Φ = (K·d) und des damit einhergehenden Einlaufwinkels θ von der Fluglage der fliegenden Plattform, das heißt Nicken, Rollen und Kurs des Flugzeugs, Azimuth Plattform zu Emitter und die relative Elevation, sind durch den nachfolgenden Ausdruck (1b) gezeigt, der ein im Quadranten II des Flugzeugs montiertes Interferometer berücksichtigt, wie in 2b gezeigt (der Quadrant II wird in 2b als Quadrant 236 bezeichnet). Ähnliche Ausdrücke mit unterschiedlichen Vorzeichen gelten für die anderen Quadranten. Φ = (2πd/λ)sin(θ) = (2πd/λ){cos(el), sin(az – h – α) + sin(el)[sin(p)sin(α) + sin(r)cos(p)cos(α)] + cos(el)[sin(p)sin(r)cos(az-h)cos(α) + + (1 – cos(p))cos(az – h)sin(α) – (1 – cos(r))sin(az – h)cos(α)]) (1b)
Der Ausdruck (1b) sollte in Verbindung mit der in 4 beschriebenen Nomenklatur betrachtet werden.
4 stellt die in Gleichung (1b) ausgedrückten Winkelbeziehungen dar. Der Kurs (h) ist die horizontale Richtung, in welche die fliegende Plattform 400 in Bezug auf Nord gerichtet ist. Die Antennenausrichtung α ist auf die Heck-Bug-Richtung (Xp) der Plattform bezogen, das heißt entlang der Achse 408. Der Azimuth des Emitters az ist auf Nord bezogen. Der Emitter-AOA (Einlaufwinkel) wird unter Bezug auf die Antennenachse 432 gemessen. Ferner sind in 4 Quadranten 434 und 436, der Emitter 402, der Strahlungsvektor 416 und die Achse linker Flügel – rechter Flügel 410 (Yp) dargestellt.
Unter Bezugnahme auf 4 sei angemerkt, dass (az – h – α) der Azimuth-Einlaufwinkel bezogen auf die Antennenachse 432 ist; während (az – h) der Einlaufwinkel bezogen auf die Heck-Bug-Achse 408 der fliegenden Plattform ist. Gleichung (1b) zeigt ausdrücklich, dass die gemessene Phase Φ und der zugehörige Einlaufwinkel θ aufgrund des relativen Elevationswinkels zwischen Plattform und Emitter (el) zusätzliche Beiträge enthalten sowie Effekte aufgrund der Fluglage des Flugzeugs [z. B. Rollen (r) und Nicken (p)]. In dem Fall, in dem der Elevationswinkel und die Fluglage des Flugzeugs vernachlässigbar sind (r ~ p ~ el ~ 0), zeigt die vorstehende Gleichung, dass der gemessene Einlaufwinkel θ mit dem Nenn-AOA = (az – h – α) zusammenfällt. Auch bei Fehlen einer Luftfahrzeug-Fluglage (r ~ p ~ el ~ 0) gibt jedoch dann, wenn der relative Elevationswinkel el ≠ 0, die Gleichung (1b) an, dass der gemessene Einlaufwinkel θ sich von dem Nenn-AOA unterscheidet, das heißt sin(θ) = cos(el)sin(az – h – α), (1c)oder AOA = (az – h – α) = arcsin[sin(θ)/cos(el)] (2a)
Die Differenz zwischen dem gemessenen AOA_m = θ und dem (wahren) Nenn-AOA bedingt durch den relativen Elevationswinkel ist als der Präzessionsfehler (CE) bekannt. Das heißt CE(AOA_m, el) = [AOA_m – arcsin[AO – A_m)/cos(el)].
5 und 6 sind für das Verständnis des Konzepts CE nützlich. 5 zeigt eine beispielhafte Beziehung zwischen dem gemessenen AOA (AOA_c) und dem wahren AOA (AOA_t) als Funktion der Emitter-Elevation. Dieses beispielhafte Diagramm ist für Nur-Azimuth-DF-Systeme nützlich. 5 zeigt einen zwei Antennenelemente überspannenden Arm 530 (d), der entlang einem Vektor 516 (Vektor K) Strahlungsenergie vom Emitter 502 empfängt. Der Vektorort jedes der Antennenelemente ist voneinander verschieden (R₁ und R₂).
In einer in 5 gezeigten Anordnung kann die elektrische Phasendifferenz gemessen werden als: Φ = (2πd/λ)cos(el)sin(θt) = (2πd/λ)sin(θc)
Ferner kann die Größe des Wellenvektors K in einer derartigen Anordnungen definiert werden als (K = 2 π/λ). Das Signal an Element R1 kann definiert werden als V1 = Re{Aexp{i[(K·R1) – 2πft + δ]}}und das Signal an Element R2 kann definiert werden als: V2 = Re{Aexp{i[(K·R2) – 2πft + δ]}}
Die gemessene Phasendifferenz ist gegeben durch: Φ = (K·R2) – (K·R1) = [K·(R2 – R1)] = (K·d),das Skalarprodukt.
5 zeigt ferner die Antennenachse 552 und die Achse 550 des Gleichphasen-Kegels, so dass dadurch die Azimuthebene 556 definiert wird. Der große Kreis 562 stellt eine kegelförmige Ortskurve der AOA-Winkel dar, die alle die gleiche gemessene Phasendifferenz erzeugen. Die Figur zeigt die Diffe renz zwischen dem gemessenen Einlaufwinkel (AOA_c) 560 und dem wahren Einlaufwinkel (AOA_t) 558, die als Präzessionsfehler ε bekannt ist.
6 stellt die numerischen Werte von Präzessionsfehlern (entlang der vertikalen Achse) als Funktion des gemessenen AOA (AOA_m, entlang der horizontalen Achse) für Emitter unter verschiedenen Elevationswinkeln (el = 2, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10 und 11 Grad) dar. Betrachtet man beispielsweise die mit el = 11 bezeichnete Kurve, beträgt dann, wenn der Emitter-Elevationswinkel (relativ zu dem Bezugsrahmen der Messplattform) 11 Grad beträgt und der gemessene AOA (AOA_m) 25 Grad (relativ zu der Antennenachse) ist, der Präzessionsfehler –0,5 Grad. Der wahre AOA (AOA_t) kann berechnet werden, indem der Präzessionsfehler von dem gemessenen Winkel subtrahiert wird, AOA_t = AOA_m – Präzessionsfehler oder AOA_t = 25 – (–0,5) = 25,5 Grad. Unter den in diesem Beispiel gegebenen Bedingungen würde ein einachsiges AOA-Messsystem angeben, dass der Azimuth-AOA 25 Grad (bei einem angenommenen Elevationswinkel von 0 Grad) beträgt, wohingegen der wahre Azimuth-AOA 25,5 Grad mit einem Elevations-AOA von 11 Grad beträgt.
Betrachtet man abermals 6, tritt dann, wenn der Azimuth des Emitters in der Winkelrichtung der Breitseite der Antenne ist (AOA = 0), kein Präzessionsfehler (CE) auf. Die Figur zeigt ferner, dass die Größe des CE für Winkel nahe an den Grenzen des Antennensichtfelds (FOV) zunimmt. Da der CE eine ungerade Funktion von θ ist, ist sein Vorzeichen vom Vorzeichen von θ abhängig. Aufgrund der Symmetrie des CE ist in 6 nur eine Seite des FOV gezeigt. Bei Luftfahrzeugen, die ein Nur-Azimuth-Interferometer tragen, ist der Präzessionsfehler normalerweise bei hoch fliegenden Plattformen größer als bei niedrig fliegenden Plattformen. Die Wichtigkeit der Korrektur des CE ist von seiner Größe im Vergleich mit der erforderlichen Azimuth-Winkelgenauigkeit (az) des DF-Systems selbst abhängig. Der Ausdruck (2a) zeigt ferner an, dass der CE leicht zu korrigieren ist, wenn die relative Elevation (el) bekannt ist oder durch eine unabhängige Einrichtung erhalten wird. Ein Gegenstand der vorliegenden Erfindung ist es, einen praktischen Weg zu be schreiben, den relativen Elevationswinkel (el) zur Rückkorrektur von gemessenen Azimuth-Einlaufwinkeln zu bestimmen.
Der komplexe Ausdruck (1b) enthält viele einfache Fälle, beispielsweise 7a und 7b. 7a zeigt einen Emitter 702 am Boden entlang der Kursrichtung des Luftfahrzeugs 700. 7b zeigt das Luftfahrzeug 700 mit einem Flugpfad, der zur Azimuthrichtung des Emitters 702 orthogonal ist. Sowohl 7a als auch 7b veranschaulichen die fliegende Plattform 700 anhand der Achsen Xp (Heck-Bug-Achse 708), Yp (Achse 710 linker Flügel – rechter Flügel) und Zp (Abwärtsachse 712). Die Antennenachse 732 (n) ist ebenfalls dargestellt. Genauer ausgedrückt zeigt 7a den Emitter 702 am Boden direkt vor dem Luftfahrzeug 700 und somit (az – h) = 0. 7b zeigt einen Emitter 702 am Boden direkt orthogonal zu der Heck-Bug-Richtung der fliegenden Plattform 700, und somit (az – h) = 90°. In diesen beispielhaften Fällen nimmt die Gleichung (1b) eine wesentlich einfachere Form an.
Wiederum in 7a ist (az – h) = 0 und AOA = –α. In diesem Fall wird ein negatives Nicken (Bug nach unten) klarerweise von den Beiträgen zum Präzessionsfehler aufgrund der relativen Elevation subtrahiert. Der entgegengesetzte Effekt (ein erhöhter Präzessionsfehler) resultiert, wenn das Nicken positiv ist (Bug nach oben).
In ähnlicher Weise zeigt 7b einen zu der Azimuthrichtung des Emitters orthogonalen Flugpfad, das heißt (az – h) = 90° und AOA = (90° – α). In diesem Fall wird ein positives Rollen (linker Flügel nach oben und rechter Flügel nach unten) von einem möglichen Präzessionsfehler subtrahiert, während das Gegenteil eintritt (eine Zunahme des Präzessionsfehlers), wenn das Rollen negativ ist (linker Flügel nach unten). Diese speziellen Fälle sind durch Gleichung (1b) ordnungsgemäß berücksichtigt. Der gesamte Ausdruck (1b) ist komplex und umfangreich, da er alle gemischten Möglichkeiten (Fluglagen + relative Elevationen) enthält; das heißt, er berücksichtigt mathematisch allgemeine Beiträge zum Präzessionsfehler. Diese allgemeinen Beiträge zum Präzessionsfehler entstehen aufgrund der kombinierten Effekte bedingt durch die relative Ele vation (el), generische Luftfahrzeug-Fluglagen (Rollen, Nicken und Kurs), all das in Verbindung mit dem Einbau/der Ausrichtung des OF-Systems (α).
Unter Berücksichtigung jeder der Variablen in Ausdruck (1b) stellt das INS-System exakte Werte von Kurs, Nicken und Rollen der Plattform mit schnellen Wiederholraten bereit. Zusätzlich ist der Einbauwinkel (α) der AOA-Messantennen ebenfalls exakt bekannt. Der Elevationswinkel (el) ist jedoch normalerweise nicht bekannt. Somit gibt es auf den ersten Blick keinen einfachen Weg, den verfälschenden Beitrag der Elevation zu den Ablesewerten des Azimuthwinkels zu beseitigen. Eine Vorgehensweise, die in den Sinn kommt, ist das Hinzufügen neuer orthogonaler Grundlinienelemente zu dem ursprünglichen Nur-Azimuth-Interferometer. Dies führt unvermeidbar zur Erhöhung der Größe des DF-Systems. Ferner entstehen neben der Erhöhung der Kompliziertheit und der Kosten des DF-Systems gewöhnlich eine Vielzahl zusätzlicher Komplikationen, wie zum Beispiel die Vergrößerung des Radarquerschnitts der Antenne und die Konformität des Systems mit der Oberfläche der Plattform und seine Positionierung auf der Plattform. Somit ist es wünschenswert, ein einfaches und wirtschaftliches Verfahren zur Bestimmung sowohl des Azimuth von Plattform – Emitter als auch der relativen Elevation anstatt eines zweiachsigen DF-Systems vorzusehen.
8a zeigt die Beziehungsgeometrie zwischen der fliegenden Plattform 800, die mit der Geschwindigkeit V fliegt, und dem Emitter 802, wobei die Geometrie Entfernung (R), Höhe h und Elevationswinkel (e) einschließt. 8b ist eine grafische Darstellung des Elevationswinkels gegen die Entfernung in einer 8a entsprechenden Geometrie. Genauer ausgedrückt zeigt 8b, wie der Elevationswinkel zwischen der fliegenden Messplattform und dem Bodenemitter für typische Beziehungsgeometrien variiert. Bei den mäßigen Geschwindigkeiten und bei typischen Plattform – Emitter – Entfernungen verändert sich der Elevationswinkel über Perioden von 10 bis 20 Sekunden nicht wesentlich, d(el)/(dt) ~ 0,03 deg/s. Somit kann während der Bewegung des Luftfahrzeugs einer Reihe von AOA-Messungen bei einer im Wesentlichen konstanten Elevation durchgeführt werden. 8b umfasst zwei Kurven. Die mit Δh = 5000 m bezeichnete Kurve zeigt, wie sich der Elevationswinkel ändert, wenn das Luftfahrzeug in einer Höhe von 5000 Metern fliegt. Die mit Δh = 7000 m bezeichnete Kurve zeigt, wie sich der Elevationswinkel ändert, wenn das Luftfahrzeug in einer Höhe von 7000 Metern fliegt. Wie die mit Δh = 5000 m bezeichnete Kurve zeigt, ändert sich beispielsweise, wenn das Luftfahrzeug von einem Ort, der 20 km von dem Emitter entfernt ist, zu einem Ort, der 18 km entfernt ist, fliegt, der Elevationswinkel um annähernd 1,5° (von –14° auf –15,5°).
In einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist es ein Ziel, den Nenn-Azimuthwinkel des Emitters und seinen Elevationswinkel in einem erdbezogenen Koordinatensystem unter Verwendung des gemessenen Einlaufwinkels zu bestimmen, der in dem plattformbezogenen Koordinatensystem bestimmt wird. Um dies zu erreichen, ist es praktisch, die Beziehung (1b) umzukehren, wie es durchgeführt wurde, um zu Gleichung (2a) zu gelangen. Die Gleichung (1b) legt nahe, dass ein einfacher Algorithmus zum Erhalten des Azimuth oder AOA = (az – h – α) einige Iterationen berücksichtigen sollte. Tatsächlich geben die Reihenentwicklungen für sin(x) = x – x³/3!..., und cos(x) = 1 – x²/2! + x⁴/4... an, dass bei gemäßigten Plattform-Fluglagen, so dass 0 ≤ r, p ≤ 30° ~ 0,5 rad, der Ausdruck (1b) in einen Term nullter Ordnung in r und p und dann einen Term erster Ordnung geteilt werden kann. Ferner bestehen die letzten beiden Zeilen aus Termen zweiter Ordnung in Rollen und Nicken. Somit kann für praxisgemäße Plattform-Fluglagen die vorstehende Gleichung (1b) unter Nutzung einiger weniger Iterationen wie nachstehend beschrieben umgekehrt werden.
Ausgangsterm:

az(0) = h + α + arcsin[sin(θ)/cos(el)]
erste und zweite Iteration, n = 1, 2:
az(n) = h + α + arcsin{sin(az(0) – h – α) – tan(el)[sin(p)sin(α) + sin(r)cos(p)cos(α)] – (1 – cos(p))cos(az(n-1) – h)sin(α) + (1 – cos(r))sin(az(n-1) – h) cos(α) – sin(p)sin(r)cos(az(n-1) – h)cos(α)} (2b)

Es sei angemerkt, dass der Ausgangsterm von (2b) aus dem gemessenen Einlaufwinkel θ besteht, der um den herkömmlichen Präzessionsfehler korrigiert ist. Die nachfolgenden Iterationen (n = 1, 2) führende Winkel Korrekturen für durch Plattform-Fluglage- und Elevation-Fluglage-Kopplungseffekte bedingte Beiträge ein. Der Iterationsvorgang (2b) wurde ausgiebig getestet. In einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung nähert sich der Vorgang rasch an und gewinnt den (wahren) Nenn-AOA (bis zu einem Hundertstel Grad in einer oder zwei Iterationen, n = 1, 2) für praxisgerechte Fluglagenwerte des Luftfahrzeugs (das heißt r ≤ 30°, p ≤ 30°).
Der Einfachheit halber wird der in der zweiten Iteration erhaltene Azimuthwert wie folgt bezeichnet: A(r, p, h, el, θ, α) = az(2)(r, p, h, el, θ, α) (3)
Der vorstehende Iterationsvorgang (2b) zum Erhalten des Azimuthwinkels des erdbezogenen Emitters basiert auf einem gemessenen Azimuth-Einlaufwinkel θ und der Fluglage (Kurs, Nicken, Rollen) der fliegenden Plattform, die vom INS/GPS-System des Luftfahrzeugs erhältlich ist. Der Azimuthwert ist ferner eine Funktion des relativen Elevationswinkels, der anfänglich unbekannt ist. Somit wird nachfolgend ein Verfahren zum Erhalten des Elevationswinkels (el) erörtert.
Das Verfahren zum Erhalten des Elevationswinkels basiert auf der Tatsache, dass die die Nur-Azimuth-AOA-Messausrüstung tragende Plattform unterschiedliche Ausrichtungen annehmen kann, während die Elevation relativ konstant gehalten wird. In zwei verschiedenen beispielhaften Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung sind, wenn mehrere Winkelmessungen durchgeführt werden (≥ 2 in einer Ausführungsform, ≥ 3 in einer anderen Ausführungs form), die gemessenen Daten in Verbindung mit den INS-Daten für eine näherungsweise Bestimmung des Elevationswinkels (el) ausreichend. Die Genauigkeit des Elevationswinkels (el) ist von der Eigengenauigkeit des AOA-Messsystems, der Größe der Elevation el, der relativen Geometrie, der Anzahl der genommenen Messungen und zu einem geringeren Ausmaß von der Genauigkeit des INS abhängig.
Zur Veranschaulichung dieses Konzepts wird nachfolgend eine Erörterung auf der Grundlage von numerischen Daten zu mit dem in 9 dargestellten Flugpfad verbundenen Werten erfolgen. 9 zeigt, wie der Winkel des Emitters sich für einen typischen Flugpfad ändert. Die Punkte entlang dem Flugpfad stellen den Ort des Luftfahrzeugs in Fünf-Sekunden-Intervallen von t = 0 bis t = 150 Sekunden dar. Die beiden Zahlenspalten entlang der rechten Seite der Figur mit der Bezeichnung "a(t)=" und "d/dt[a(t)]" zeigen den berechneten Azimuthwinkel und die Winkelveränderungsrate in jeder Sekunde entlang den ersten 15 Sekunden des Flugpfads (t = 0, 1, 2, 3...15 Sekunden). Das in 9 gezeigte generische Luftfahrzeug fliegt mit einer Geschwindigkeit V = 100 m/s und einer anfänglichen horizontalen Entfernung zu dem Emitter von R(t = 0) 20 km. Der Durchschnittskurs des Luftfahrzeugs wird als h_o = +45° von Nord angenommen und die Achse seiner Nur-Azimuth-DF-Antenne (Quadrant II) ist in einem Winkel α = 70° bezogen auf die Heck-Bug-Achse der fliegenden Plattform.
Die auf dem Flugpfad in 9 gezeigten Punkte stehen jeweils für aufeinander folgende Positionen des Luftfahrzeugs in Fünf-Sekunden-Intervallen. Anfänglich ist der Azimuth des Emitters az(t = 0) = 90°. Wie vorstehend angegeben stehen die beiden Zahlenspalten in 9 für die Werte des Azimuth und der Azimuth-Veränderungsrate bei t = 0, 1, 2, 3...15 Sekunden. In diesem einfachen Modell werden die aufeinander folgenden Werte für den Azimuth az(t) und die Entfernung R(t) erhalten, indem festgestellt wird, dass R(t) = [R(0)² + (Vt)² – 2 R(0)(Vt)cos(az(0) – h_o)]^1/2, und dass die Veränderungsrate des Aspektwinkels (az – h_o) durch die Normalkomponente des Geschwindigkeitsvektors bedingt ist, das heißt d[az(t) – h_o]/dt = (V/R(t))sin[az(t) – h_o]. Somit wer den numerische Werte durch Integration der vorstehenden Differenzialgleichung mit den vorstehend gezeigten Anfangsbedingungen erhalten.
Die mit dem Kurs h = h_o der fliegenden Plattform genommenen passiven Winkelmessungen werden als mit generischen Nick-Werten p ≤ 0 (Bug nach unten) genommen betrachtet. Mit Plattform-Kursen h > h_o durchgeführte Winkelmessungen werden als mit Roll-Fluglagen r > 0 (linker Flügel nach oben) und p < 0 (Bug nach unten) durchgeführt betrachtet. Bei Messungen des Einlaufwinkels (θ), die bei Kursen der fliegenden Plattform h < h_o genommen wurden, wird angenommen, dass sie mit Roll-Fluglagen r < 0 (rechter Flügel nach oben) und p < 0 (Bug nach unten) oder p > 0 (Bug nach oben) genommen wurden. Es sei angemerkt, dass der Einlaufwinkel in das Sichtfeld der Antenne fallen sollte, das heißt |θ| ≤ FOV (z. B. FOV ~± 55°).
Bevor der allgemeine Fall eines Luftfahrzeugs erörtert wird, das einem Pfad entlang fliegt und verschiedene, generische Fluglagen der fliegenden Plattform einnimmt, ist es lehrreich, mit der Erörterung des einfacheren speziellen Falles eines schwebenden Luftfahrzeugs zu beginnen. 10 zeigt ein schwebendes Luftfahrzeug 800 auf zwei unterschiedlichen Kursen. Das Luftfahrzeug 800 ist in dem Trägheits-Koordinatensystem 804 gezeigt. Das Luftfahrzeug 800 enthält ein Interferometer zum Empfangen von Strahlung von einem Strahlungsvektor 816 (Vektor K) vom Emitter 802. 10 zeigt bildlich die mit einem AOA-Messsystem verbundenen Winkelbeziehungen, das an einem schwebenden Luftfahrzeug 800 (beispielsweise Hubschrauber 800) angebracht ist. Die mit X1 und Y1 bezeichneten Vektoren stellen jeweils die Heck-Bug-Richtung beziehungsweise die Richtung linker Flügel – rechter Flügel für die erste von zwei AOA-Messungen dar. Die mit "1" bezeichnete Linie (mit Bezugszeichen 860 gekennzeichnet) stellt die Ausrichtung des Interferometers für die erste Messung dar. Die mit X2 beziehungsweise Y2 bezeichneten Vektoren stellen jeweils die Heck-Bug-Richtung beziehungsweise die Richtung linker Flügel – rechter Flügel für die zweite AOA-Messung dar. Die mit "2" bezeichnete Linie (mit Bezugszeichen 862 gekennzeichnet) stellt die Ausrichtung des Interferometers für die zweite Messung dar. Die Interferometermessungen (ΔPhase₁ und ΔPhase₂) sind auf die Länge des Interferometers (d), die Wellenlänge des Emittersignals (λ), die gemessenen aoa (aoa₁ und aoa₂ (aoa ist auf die Interferometerachse bezogen)), den Elevationswinkel (el), den Azimuth zum Emitter (az (Azimuth ist auf Nord bezogen)), den Kurs des Luftfahrzeugs (h₁ und h₂) und die Ausrichtung der Interferometerachse relativ zum Luftfahrzeug (α) bezogen, wie in den beiden nachstehend angegebenen Gleichungen vorgesehen.
Erste Messung:

(ΔPhase1 = (2πd/λ)sin(aoa1) = (2πd/λ)cos(el)sin[az – h1 – α]

Zweite Messung:

ΔPhase2 = (2πd/λ)sin(aoa2) = (2πd/λ)cos(el)sin[az – h2 – α]

Nachfolgend sind zusätzliche Gleichungen angegeben, die den Azimuth zum Emitter als eine Funktion der Bedingungen während der ersten und der zweiten Messung zeigen. az = h1 + α + arcsin[sin(aoa1)/cos(el)] az = h2 + α + arcsin[sin(aoa2)/cos(el)]
Es sei angemerkt, dass im Fall des schwebenden Luftfahrzeugs der Azimuth für beide Ablesewerte gleich ist und somit die beiden Gleichungen wie nachfolgend gezeigt kombiniert werden können. 0 = h1 – h2 + asin[sin(aoa1)/cos(el)] – asin[sin(aoa2)/cos(el)]
Diese Gleichung bietet die Möglichkeit, den relativen Elevationswinkel zu erhalten.
Man betrachtet einen "halbstatischen" Fall, das heißt den Fall eines schwebenden Luftfahrzeugs, das unterschiedliche Kursrichtungen h = h₁, h₂... einnimmt, mit Fluglagen r ~ p ~ 0. Es sei angenommen, dass die schwebende Plattform passive Winkelmessungen der einlaufenden Strahlung von einem stationären Emitter unter einem Azimuth az in Bezug auf Nord durchführt. Diese Idee ist in 11 grafisch dargestellt.
11 veranschaulicht Kurven des resultierenden Emitter-Azimuth für eine Reihe von Einlaufwinkelmessungen bei unterschiedlichen Kursrichtungen des schwebenden Luftfahrzeugs, aufgetragen gegen eine Anzahl von möglichen Elevationswinkeln. Die vertikale Achse stellt den Nenn- (oder wahren) Azimuthwinkel von einem messenden Luftfahrzeug zu einem Emitter (der Azimuthwinkel ist auf Nord bezogen) dar und die horizontale Achse stellt den wahren Elevationswinkel von dem Luftfahrzeug zu dem Emitter dar. 11 zeigt fünf Kurven, wobei jede Kurve eine Ortskurve von Azimuth/Elevationspunkten darstellt, die einer von dem schwebenden Luftfahrzeug genommenen Einlaufwinkelmessung (AOA) entspricht. Die fünf Kurven entsprechend AOA-Messungen, die mit dem in fünf Kursrichtungen (h = 75°, h = 65°, h = 45°, h = 25° und h = –5°) ausgerichteten Luftfahrzeug genommen wurden. Die Legende auf der vertikalen Achse zeigt die Ausrichtung des Luftfahrzeugs und die zu jeder der fünf Kurven gehörenden AOA-Messungen. Beispielsweise zeigte die erste Zeile der Legende, dass die erste AOA-Messung mit dem Luftfahrzeug bei Rollen = 0, Nicken = 0, Kurs = ho + 30, e (Elevation) unbekannt und gemessenem AOA = 50,332° genommen wurde. (Es sei angemerkt, dass, da ho = 45°, Kurs = 45 plus 30 = 75°, so dass die erste Kurve mit h = 75° bezeichnet ist). Die mit h = 75° bezeichnete Kurve zeigt die Ortskurve von Azimuth- und Elevationswinkel, die bei einer AOA-Messung von –50,332° resultieren würden. In ähnlicher Weise zeigen die anderen vier Kurven die Ortskurve von Azimuth- und Elevationswinkeln, die bei den anderen vier AOA-Messungen resultieren würden, die in der Legende der vertikalen Achse aufgeführt sind. Die Figur zeigt, dass die fünf Kurven sich in einem einzigen Punkt schneiden. Dieser Punkt stellt den wahren Azimuth und die Elevation zu dem Emitter dar, Azimuth = 90° und Elevation = 20°.
Der Prozess zum Erzielen der in 11 gezeigten Resultate wird nachfolgend im Einzelnen beschrieben. Mehrere Messungen des Einlaufwinkels ergeben Werte θ = aoa₁, aoa₂,..., die durch Gleichung (1b) oder ihre vereinfachte Form (1c) gegeben sind. Es sei angenommen, dass das schwebende Luftfahrzeug in der in 9 gezeigten ersten Position ist, das heißt az = a(0) = 90° (tbd), ho = 45°, α = 70°, und man betrachtet fünf Messungen des Einlaufwinkels wie nachfolgend dargestellt. Diese Werte stellen den gemessenen Einlaufwinkel dar, der von einem idealen einachsigen Messsystem berichtet würde, das in einem Luftfahrzeug eingebaut wäre, welches auf einer Höhe ist, die zu einem Aufsichtwinkel zum Emitter von 20° Elevation führt. Das Format dieser fünf Messungen sowie die Werte selbst sind nachfolgend wiedergegeben.
Dann können die vorstehenden gemessenen Winkel θ = θ₁, θ₂,... θ₅ in Verbindung mit der Fluglage h = h₁, h₂,... h₅ des Luftfahrzeugs in die Gleichung zur Bestimmung des Azimuth (2a), oder (2b) und (3) substituiert werden. Da jedoch der Elevationswinkel (el) nicht bekannt ist, wird der erdbezogene Azimuth A(r, p, h_i, el, θ_i, α), der jedem der gemessenen θ_i entspricht, für verschiedene Werte der Elevationswinkel innerhalb eines plausiblen Bereichs el = el₁, el₂, el₃,... el_n berechnet. Das Endergebnis dieser Vorgehensweise veranlasst die erdbezogenen Azimuthwinkel, in einer einzigen Elevation zu konvergieren. Dies ist in 11 grafisch dargestellt. Wie vorstehend angeführt schneiden sich die Kurven jeweils an dem gewünschten relativen Elevationswert el = 20°. In einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung würde dieser Schritt durch einen Algorithmus erreicht, der innerhalb einer gewissen Toleranz nach Komponenten mit einem gemeinsamen Wert in einer Gruppe von Vektoren sucht.
Die in 10 dargestellte Anordnung kann einen kurzen mathematischen Vorgang entstehen lassen, der auf ein Paar der Messungen des beschriebenen Typs anwendbar ist. Das heißt A(0, 0, h1, θ1, el, α) = h1 + α + arcsin[sin(θ1)/cos(el)]und A(0, 0, h2, θ2, el, α) = h2 + α + arcsin[sin(θ2)/cos(el)].
Der "Schnittpunkt" der beiden vorstehenden Kurven gegen die Elevation (el) sollte sowohl den Elevations- als auch den Azimuthwert ergeben.
Es sei angemerkt, dass der Messfehler des AOA absichtlich ignoriert wurde. In der Praxis kann jedoch der gemessene Einlaufwinkel (θ) implizite zufällige Fehler enthalten, normalerweise charakterisiert durch einen rms-Wert σθ. (Bei Interferometersystemen ist der Winkelfehler σθ hauptsächlich von den Unausgewogenheiten des Arms, Phasenmessfehlern σΦ, der Betriebsfrequenz, der Größe des Interferometerarms und der Winkelabweichung von der Antennenachse abhängig). Somit hat die Elevation (el) notwendigerweise eine zugehörige Unsicherheit σel. Qualitativ kann die Sache durch Verwendung der Einlaufwinkelmessungen (4) und durch Berücksichtigung dessen geklärt werden, dass in der Praxis diese mit einem Unsicherheitsband σθ, z. B. σθ ~ 0,5°, verbunden sind. Der Kürze halber werden nur drei der vorstehenden AOAs nachstehend angegebenen:
Indem der in dem Absatz unter den Ausdrücken (4) beschriebene Vorgang wiederholt wird, werden die in 12 gezeigten Resultate erhalten. 12 ist eine grafische Darstellung, die allgemein angibt, dass die mit den resultierenden Elevationswinkeln verbundene Unsicherheit von dem Instrumentenfehler abhängig ist, aber auch von der Winkeltrennung zwischen Fluglagen des Luftfahrzeugs während der Einlaufwinkelmessungen abhängig ist. 12 erweitert drei der in 11 gezeigten Kurven (das heißt h = 75°, h = 45° und h = –5°). 12 zeigt ein Band um jede der drei Kurven, das die Auswirkungen des AOA-Messfehlers darstellt. Aufgrund dieses AOA-Messfehlers ist der Schnittpunkt der drei Kurven kein genau definierter Punkt und somit schließt die Lösung einer Unsicherheitsband in Azimuth und Elevation ein, das den wahren Azimuth und die wahre Elevation umfasst.
Es sei angemerkt, dass die zu der resultierenden Elevation gehörende Unsicherheit nicht nur von dem Instrumentenfehler σθ abhängig ist, sondern auch von der Fluglagentrennung des Luftfahrzeugs zwischen Paaren von Winkelmessungen, die in verschiedenen Fluglagen durchgeführt wurden, abhängig ist. In dem in 12 dargestellten Fall sind die Kurse h = 75°, h = 45° und h = –5°. Sobald die beste Schätzung des Elevationswinkels (el) erhalten wird, ergibt die Substitution seines Werts in die Gleichung (2b) zur Bestimmung des Azimuth einen neuen Schätzwert des Nenn-Azimuth, der im Wesentlichen auf Präzessionsfehlerbeiträge korrigiert ist.
Für allgemeine Fluglagen des Luftfahrzeugs (das heißt nicht unbedingt eine schwebende fliegende Plattform) ist der Fall etwas komplizierter. Um das Konzept in betrieblicher Hinsicht zu veranschaulichen, werden der Erörterung numerische Daten um die dem in 9 dargestellten, beliebig ausgewählten Flugpfad zugehörigen Werte zu Grunde gelegt. Der Einfachheit halber werden vier Einlaufwinkelmessungen betrachtet, die aus Nenn-Azimuthwerten entstehen, die mit der ersten Zahlenspalte in 9 kompatibel sind (das heißt az₁ = a(t = 0), az₂ = a(t = 2), az₃ = a(t = 4) und az₄ = a(t = 4 s)). Generische Werte für Kurs, Nicken und Rollen werden ausgewählt, so dass sie mit dem Ort des Interferometers (Quadrant II) und der durchschnittlichen Richtung des in 9 gezeigten Flugpfads kompatibel sind. Die Gruppe von Werten sind
Substituiert man die Gruppe (5) in die Gleichungen (1b), so ergibt das die Gruppe der nachfolgend gezeigten simulierten Einlaufwinkelwerte, wobei der relative Elevationswinkel beispielsweise als etwa el ~ 16° angenommen wurde und bestimmt werden muss:
Während des Messzeitintervalls (z. B. Δt = 7 s) verändert sich der Azimuth mit einer durchschnittlichen Rate von etwa daz/dt ~ 0,207 deg/s. 8 zeigt jedoch, dass sich die Elevation nicht wesentlich ändert (del/dt ~ 0,05 deg/s), das heißt die gesamte Elevationsveränderung während der Messzeit ist Δel ~ 0,4 Grad. Daher bleibt sie zum Zweck der Korrektur von CE während des Messzeitintervalls Δt im Wesentlichen konstant (z. B. el ~ 16°).
Nachfolgend werden die vorstehenden Einlaufwinkel θ = θ₁, θ₂,... θ₄ in Verbindung mit der zugehörigen Fluglagen des Luftfahrzeugs (r_i, p_i, h_i) in die Gleichung zur Bestimmung des Azimuth (2b) substituiert. Da wiederum der Elevationswinkel (el) nicht bekannt ist, wird der Nenn-Azimuth A(r_i, p_i, h_i, el, θ_i, α) entsprechend jedem gemessenen θ_i für verschiedene Werte von Elevationswinkeln innerhalb eines plausiblen Bereichs von Elevationswinkeln el = el₁, el₂, el₃,... el_n berechnet. Das Endergebnis dieses Vorgangs, der durch Berechnungssoftware in Verbindung mit dem Luftfahrzeug-DF-System durchgeführt werden kann, ist in 13 grafisch dargestellt.
13 zeigt eine nach der Zeit angeordnete, graduelle Zunahme/Abnahme des Azimuthwerts nur um den gewünschten Elevationswinkel (die aus der Bewegung der fliegenden Plattform resultiert). 13 zeigt vier Kurven, die die Ortskurve der Azimuth- und Elevationswinkel darstellen, die zu vier jeweiligen AOA-Messwerten gehören, die zu Zeiten t = 0, t = 2, t = 4 und t = 7 Sekunden gemessen wurden, während das Mess-Luftfahrzeug einen typischen Flugpfad an einem Emitter vorbei fliegt. Die vertikale und horizontale Skala in 13 stellen (wahre) Nenn-Azimuth- bzw. Elevationswinkel zum Emitter zu den Zeiten, an denen die jeweiligen Messungen erfolgten, dar. Die Legende der vertikalen Skala gibt die Fluglage des Luftfahrzeugs (Rollen, Nicken und Kurs) an, den Elevationswinkel zu dem Emitter (e), der unbekannt ist, und den gemessenen AOA. Die erste Zeile in der Legende entspricht der mit t = 0 bezeichneten Kurve, die zweite Zeile entspricht der mit t = 2 bezeichneten Kurve, die dritte Zeile entspricht der mit t = 4 Sekunden bezeichneten Kurve und die vierte Zeile entspricht der mit t = 7 Sekunden bezeichneten Kurve. Die letzten vier Zeilen in der vertikalen Legende geben an, dass die wahren Azimuthwerte zu den vier Messzeiten 90°, 90,408°, 90,822° und 91,454° betrugen (der Azimuth veränderte sich bedingt durch die Bewegung des Luftfahrzeugs). Die Legende "e, e, e, e, 16, 16, 16" an der horizontalen Skala gibt an, dass die wahre Elevation zum Emitter zu den vier Messzeiten 16° betrug. In der in 13 gezeigten beispielhaften Ausführungsform ist gezeigt, dass im Fall eines sich bewegenden Luftfahrzeugs die nicht justierten Kurven sich nicht in einem einzigen Punkt schneiden, der den wahren Azimuth und die Elevation zum Emitter darstellt.
Wie vorstehend angegeben ändert sich aufgrund der Bewegung des Luftfahrzeugs der Azimuth von einer Messung zur nächsten und es ist nicht zu erwarten, dass sich die Kurven um die Betriebs-Elevation el ~ 16° schneiden. Aufgrund der Bewegung sollten tatsächlich die Azimuthkurven eine sehr allmähliche Veränderung des Wertes bei dem Betriebs-Elevationswinkel zeigen (das heißt eine Veränderung wie etwa daz ~±(daz/dt) δt, wobei δt das Intervall zwischen Messungen ist). 13 zeigt, dass eine zeitlich angeordnete Steigerung der Azimuthwerte, die durch den Flugpfad nahegelegt ist, nur innerhalb eines Bereichs von Elevationswerten auftritt, grob innerhalb von el ~ 13° bis 20°.
Zum Zweck der Veranschaulichung sind die bereits in 13 dargestellten Azimuthkurven in 14 gezeigt, wobei die Kurven jedoch um ein Ausmaß (daz/dt)δt, ~ –0,207 × δt verschoben sind, wobei δt der zeitliche Ab stand zwischen Winkelmessungspaaren (0, 2, 4, 7 Sekunden) ist. Anders ausgedrückt stellt 14 die gleichen Bedingungen wie 13 dar, mit der Ausnahme, dass die gemessenen AOA-Werte, die in der vertikalen Legende für die erste, zweite und dritte Messung gezeigt sind, einen zusätzlichen Term einschließen, um der Bewegung des Luftfahrzeugs Rechnung zu tragen. Beispielsweise enthält die zweite Zeile den Term "–0,207 × 2". Dieser Term gibt an, dass bedingt durch die neue Position des Luftfahrzeugs bei t = 2 der Messwert um die Azimuth-Veränderungsrate (–0,207) mal der Anzahl von Sekunden seit t = 0(2) = 0,207 × 2 = 0,414° korrigiert werden muss. Auf diese Weise wird jeder AOA-Messwert auf die Position des Luftfahrzeugs bei t = 0 bezogen. 14 zeigt, dass nach der Anwendung der Korrekturen für die Bewegung des Luftfahrzeugs die vier Kurven sich an den wahren Azimuth- und Elevationswinkeln schneiden.
Die weitere Betrachtung von 14 legt eine algorithmische Vorgehensweise zur Bestimmung des relativen Elevationswinkels zwischen Luftfahrzeug und Emitter nahe. Demgemäß ist nach einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ein Weg zur Bestimmung des relativen Elevationswinkels (el) wie folgt. Man betrachtet die generischen Azimuth-Differenzen ΔAij(el) = {[A(ri, pi, hi, el, θi) – A(rj, pj, hj, el, θj)]/(ti – tj)}, (6)worin t_i und t_j die den Einlaufwinkelmessungen θ_i und θ_j zugehörigen Zeiten sind. Es sei angemerkt, dass diese Differenzen tatsächlich zur Bestimmung der Veränderungsrate des Azimuth führen. Da vier Winkelmessungen durchgeführt wurden (n = 4), werden [n!/(n – 2)! X 2!] = 6 Azimuth-Raten-Kurven betrachtet.
15 zeigt, dass die Azimuth-Raten-Kurven (6) sich alle am korrekten Elevationswert und am angenäherten Azimuth-Ratenwert schneiden (z. B. durchschnittlich daz/dt ~ –0,207 deg/s). Die vertikale Achse in 15 stellt die Azimuth-Veränderungsrate zwischen Messungspaaren dar, während die horizontale Achse den Elevationswinkel zwischen dem messenden Luftfahrzeug und dem Emitter darstellt. Die sechs mathematischen Ausdrücke in der Legen de der vertikalen Achse entsprechenden sechs Kombinationen von Messungspaaren von AOA-Messungen, die bei t = 0, t = 2, t = 4 und t = 7 Sekunden durchgeführt worden. Der erste Ausdruck (A(–10, 15, 30, e, –6,050)–A (0, 0, ho, e, –23,969) stellt die zu den Messungen 1 und 2 gehörende Veränderungsrate des Azimuth dar. Dieser Ausdruck entspricht der mit "(1:2)" bezeichneten Kurve. Der zweite Ausdruck stellt die Veränderungsrate des Azimuth zwischen Messungen 1 und 3 dar, und dieser Ausdruck entspricht der mit "(1:3)" bezeichneten Kurve. Der dritte Ausdruck stellt die Veränderungsrate des Azimuth zwischen Messungen 1 und 4 da, und dieser Ausdruck entspricht der mit "(1:4)" bezeichneten Kurve. Der vierte Ausdruck stellt die Veränderungsrate des Azimuth zwischen Messungen 2 und 3 dar, und dieser Ausdruck entspricht der mit "(2:3)" bezeichneten Kurve. Der fünfte Ausdruck stellt die Veränderungsrate des Azimuth zwischen Messungen 2 und 4 dar, und dieser Ausdruck entspricht der mit "(2:4)" bezeichneten Kurve. Schließlich stellt der sechste Ausdruck die Veränderungsrate des Azimuth zwischen Messungen 3 und 4 dar, und dieser Ausdruck entspricht der mit "(3:4)" bezeichneten Kurve.
Der Kreuzungspunkt des extremen Kurvenpaares (1:2 und 1:3) ergibt in der Praxis (nach der Einführung von Messfehlern) den kleinsten Schnittfehler. Dieses Kurvenpaar hat eine große Luftfahrzeug-Fluglagentrennung, das heißt Kurve 1:2 ⇒ (r = –10°, p = +15°, h = 30°) und Kurve 1:3 ⇒ (r = +12°, p = –10°, h = 60°).
16 ist ein Ablaufdiagramm, das ein Verfahren zur Bestimmung von Azimuth und Elevation einer Strahlungsemissionsquelle unter Verwendung eines einachsigen Ortungssystems (z. B. eines Interferometers) veranschaulicht. In Schritt 1602 wird eine Vielzahl von Strahlungssignalen in dem einachsigen Ortungssystem empfangen. Die Vielzahl der Strahlungssignale wird von der Strahlungsemissionsquelle emittiert. Jedes der Vielzahl von Strahlungssignalen wird unter einer aus einer Vielzahl von Lagen des einachsigen Ortungssystems empfangen. In Schritt 1604 wird ein Einlaufwinkel jedes der Vielzahl von Signalen in Bezug auf das einachsige Ortungssystem gemessen. In Schritt 1606 wird ein Azimuthwinkel jedes der Vielzahl von Strahlungssignalen unter Bezug auf das einachsige Ortungssystem unter Verwendung des jeweiligen gemessenen Einlaufwinkels berechnet. In Schritt 1608 wird ein jeweiliger Vektor, der jedem der Azimuthwinkel entspricht, bei unterschiedlichen Elevationswinkeln innerhalb eines vorbestimmten Bereichs berechnet. In Schritt 1610 wird ein Elevationswinkel der Strahlungsemissionsquelle durch den Konvergenzpunkt der Vektoren bestimmt.
17 ist ein weiteres Ablaufdiagramm, das ein Verfahren zur Bestimmung von Azimuth und Elevation einer Strahlungsemissionsquelle unter Verwendung eines einachsigen Ortungssystems veranschaulicht. In Schritt 1702 wird eine Vielzahl von Strahlungssignalen in dem einachsigen Ortungssystem empfangen. Die Vielzahl der Strahlungssignale wird von der Strahlungsemissionsquelle emittiert. Jedes der Vielzahl von Strahlungssignalen wird unter einer aus einer Vielzahl von Lagen des einachsigen Ortungssystems empfangen. In Schritt 1704 wird ein Einlaufwinkel jedes der Vielzahl von Signalen in Bezug auf das einachsige Ortungssystem gemessen. In Schritt 1706 wird ein Azimuthwinkel jedes der Vielzahl von Strahlungssignalen unter Bezug auf das einachsige Ortungssystem unter Verwendung des jeweiligen gemessenen Einlaufwinkels berechnet. In Schritt 1708 wird eine Veränderungsrate des Azimuthwinkels unter Bezug auf die Vielzahl von Strahlungssignalen berechnet. In Schritt 1710 wird ein Elevationswinkel der Strahlungsemissionsquelle in Bezug auf das einachsige Ortungssystem unter Verwendung der berechneten Veränderungsrate des Azimuthwinkels bestimmt.
Die vorliegende Erfindung schafft somit ein Verfahren zur passiven Bestimmung des erdbezogenen Azimuth und des relativen Elevationswinkels zu einem Emitter von der Luft aus unter Verwendung eines einachsigen AOA-Messsystems in Verbindung mit der Fluglagen-Ausrichtung der Plattform im Winkelbezug, die von dem GPS/INS berichtet wird. In einer oder mehreren beispielhaften Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung schließt das Verfahren einen oder mehrere der folgenden Schritte ein. Zunächst empfängt das einachsige DF-System Strahlungssignale vom Strahlungsemitter. Diese Strahlungssignale werden unter mehreren verschiedenen Luftfahrzeug-Fluglagen (Kurs, Nicken und Rollen) empfangen, das heißt unter verschiedenen Winkelstellungen des am Luftfahrzeug angebrachten Interferometers. Zweitens wird der Einlaufwinkel unter dem Bezugsrahmen des Luftfahrzeugs für jede der verschiedenen Fluglagen des Luftfahrzeugs (r_i, p_i, h_i), i = 1, 2, 3... gemessen. Diese Messungen sind implizit von der Elevation el (zu bestimmen) abhängig. Mehrere Messungen werden während einer Zeitperiode durchgeführt, in der sich der Elevationswinkel Luftfahrzeug – Emitter nicht wesentlich ändert. Drittens wird die Gruppe der gemessenen Einlaufwinkel θ_i = θ(r_i, p_i, h_i, el, az_i) unter dem unbekannten Elevationswinkel el von dem geschaffenen mathematischen Algorithmus verwendet, um eine Gruppe von Azimuthwinkeln zu berechnen. Die Berechnung dieser Gruppe von Azimuthwinkeln basiert auf den bekannten Fluglagen der Plattform zum Zeitpunkt der Messung und einem Gruppenbereich von plausiblen Elevationswinkelwerten (el = el₁, el₂, el₃, el₄,..., el_n). Viertens bildet die Gruppe der Azimuthwinkel eine Gruppe von i-Vektoren Vi und jeder der i-Vektoren hat n Komponenten (die Anzahl der angenommenen Elevationswinkel). Das heißt Vi = {az(θ_i, el₁), az(θ_i, el₂),..., az(θ_i, el_n)}. Fünftens ermöglichen entsprechende Komponenten unter den i-Vektoren, die die minimale Winkeltrennung aufweisen, die Bestimmung des gewünschten Elevationswinkels. Sobald der Elevationswinkel erhalten wurde, wird die endgültige beste Schätzung des Azimuthwinkels bestimmt, indem seine verallgemeinerte Beimischung des Präzessionsfehlers (CE) rückkorrigiert wird. Sechstens legt der Algorithmus nahe, dass die Genauigkeit des Verfahrens durch die Genauigkeit des bei den Messungen verwendeten DF-Systems, die Winkeltrennung der Fluglagen des Luftfahrzeugs, die im ersten Schritt bis dritten Schritt verwendet wurden, die Anzahl der Messungen und zu einem geringeren Ausmaß durch die mit dem GPS/INS-System verbundene Genauigkeit bestimmt ist.
Somit zieht das erfindungsgemäße Konzept ein generisches Ortungssystem (beispielsweise ein Phasen-Interferometersystem) in Betracht, das an einem Luftfahrzeug (fliegende Plattform) angebracht ist. Die Messungen des Einlaufwinkels werden nicht nur bei unterschiedlichen Kursen des Luftfahrzeugs durchgeführt, sondern können auch bei generischen Winkel-Fluglagen (Rollen und Nicken) durchgeführt werden.
Obgleich die vorliegende Erfindung hauptsächlich in Bezug auf Luftfahrzeuge und fliegende Plattformen beschrieben wurde, ist sie nicht darauf beschränkt. Das Ortungssystem kann an einer beliebigen Anzahl von Plattformen montiert werden, beispielsweise stationären Plattformen an Land, beweglichen Plattformen an Land, Plattformen auf dem Wasser, Plattformen im Raum etc.
Obgleich die vorliegende Erfindung hauptsächlich in Bezug auf ein Interferometer beschrieben wurde, ist sie nicht darauf beschränkt. Jede Art von Ortungssystem kann verwendet werden, um die Strahlungssignale von der Strahlungsemissionsquelle zu empfangen.

Claims

Verfahren zur Bestimmung von Azimuth und Elevation einer Strahlungsemissionsquelle (102) unter Verwendung eines einachsigen Ortungssystems aus einem Antennenpaar (230), welches Verfahren die Schritte enthält: Empfangen einer Vielzahl von Strahlungssignalen in dem einachsigen Ortungssystems sequenziell im Zeitverlauf (1602), welche Vielzahl von Strahlungssignalen von der Strahlungsemissionsquelle emittiert wird, wobei jedes der Vielzahl von Strahlungssignalen in einer einer Vielzahl von Lagen des einachsigen Ortungssystems empfangen wird; und Messen eines Einlaufwinkels jedes der Vielzahl von Strahlungssignalen in Bezug auf das einachsige Ortungssystem (1604) welches Verfahren gekennzeichnet ist durch: Berechnen eines Azimuthwinkels jedes der Vielzahl von Strahlungssignalen in Bezug auf das einachsige Ortungssystem (1606) unter Verwendung des jeweiligen gemessenen Einlaufwinkels; Berechnen eines jeweiligen Vektors entsprechend jedem der Azimuthwinkel bei unterschiedlichen Elevationswinkeln (1608) innerhalb eines vorbestimmten Bereichs von plausiblen Werten; und Bestimmen eines Elevationswinkels der Strahlungsemissionsquelle in Bezug auf das einachsige Ortungssystem (1610) durch Bestimmen eines Konversionspunkts der Vektoren.
Verfahren nach Anspruch 1, bei welchem der Schritt des Empfangens einer Vielzahl von Strahlungssignalen das Empfangen einer Vielzahl von Strahlungssignalen in dem einachsigen Ortungssystem enthält, wobei das einachsige Ortungssystem mit einer fliegenden Plattform (200) verbunden ist.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, zusätzlich enthaltend den Schritt: zumindest teilweises Korrigieren eines Präzessionsfehlers in dem berechneten Azimuthwinkel der Strahlungsemissionsquelle in Bezug auf das einachsige Ortungssystem unter Verwendung des bestimmten Elevationswinkels der Strahlungsemissionsquelle in Bezug auf das einachsige Ortungssystem.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, bei welchem der Schritt des Empfangens einer Vielzahl von Strahlungssignalen sequenziell im Zeitverlauf das Empfangen von mindestens drei Strahlungssignalen an mindestens drei unterschiedlichen Zeitpunkten in dem einachsigen Ortungssystem umfasst, wobei die drei Strahlungssignale von der Strahlungsquelle emittiert werden.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, bei welchem der Schritt des Empfangens einer Vielzahl von Strahlungssignalen das Empfangen jedes der Vielzahl von Strahlungssignalen in mindestens einer der Fluglagen Kurs, Rollen und Nicken des einachsigen Ortungssystems umfasst.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, bei welchem das Berechnen eines Azimuthwinkels das Berechnen eines Azimuthwinkels jedes der Vielzahl von Strahlungssignalen in Bezug auf das einachsige Ortungssystem unter Verwendung des jeweiligen gemessenen Einlaufwinkels, einer jeweiligen Fluglage des einachsigen Ortungssystems und des bestimmten Elevationswinkel der Strahlungsemissionsquelle in Bezug auf das einachsige Ortungssystem umfasst.
Verfahren nach Anspruch 2, bei welchem die Vektoren der Azimuth-Veränderungsgeschwindigkeit für Korrekturen der Bewegung der fliegenden Plattform berechnet werden unter Verwendung der Beziehung: ΔAij(el) = {[A(ri, pi, hi, el, θi) – A(rj, pj, hj, el, θj)]/(ti – tj),worin el einen Elevationswinkelbereich darstellt, θ_i und θ_j zwei der Einlaufwinkelmessungen sind, t_i und t_j die den Einlaufwinkelmessungen zugeordneten Zeitpunkte sind, r_i und r_j Roll-Fluglagenwerte des Luftfahrzeugs sind, p_i und p_j Nick-Fluglagenwerte des Luftfahrzeugs sind und h_i und h_j Kurs-Fluglagenwerte des Luftfahrzeugs sind.