DE68912826T2

DE68912826T2 - Verfahren zur Stabilisierung einer elektronisch schwenkbaren Monopuls-Radarantenne.

Info

Publication number: DE68912826T2
Application number: DE68912826T
Authority: DE
Inventors: Rosario Mangiapane; Frank A Okurowski; Theodore J Peregrim
Original assignee: Raytheon Co
Current assignee: Raytheon Co
Priority date: 1988-05-16
Filing date: 1989-05-15
Publication date: 1994-08-11
Anticipated expiration: 2009-05-16
Also published as: US4837577A; IL90132A; JP2716998B2; EP0343823A1; JPH0219783A; DE68912826D1; EP0343823B1

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur elektronischen Stabilisierung eines Strahles einer elektronisch gesteuerten Monopulsantenne, die von einem bewegten Körper getragen wird, relativ zu einem Bezugskoordinatensystem, und zur Bildung eines Summensignales, eines Azimut-Differenzsignales und eines Höhenwinkel-Differenzsignales aus von der Antenne empfangenen Signalen, wobei das Verfahren folgende Schritte umfaßt:
a) Elektronisches Steuern eines Strahles von der Antenne in solcher Weise relativ zu einem ersten Koordinatensystem, das relativ zu der Antenne feststehend ist, daß die Richtung des Strahles mit einer Linie zusammenfällt, welche eine ausgewählte Richtung im Bezugskoordinatensystem hat; und
b) Erzeugen eines ersten Summensignales, eines ersten Azimut-Differenzsignales und eines ersten Höhenwinkel-Differenzsignales aus von der Antenne empfangenen Signalen.
In vielen Anwendungsfällen ist es für eine Antenne auf einem beweglichen Objekt von Wichtigkeit, dar sie in einer bestimmten Richtung ausgerichtet wird, d. h., stabilisiert wird. Bei einer wichtigen Klasse von Systemen ist das bewegliche Objekt ein Flugzeug und die feste Richtung wird in Beziehung zu Gegenständen auf dem Boden gemessen. Beispielsweise sendet ein Radar mit synthetischer Apertur (SAR) auf einem Flugzeug Radarimpulse in Richtung auf einen bestimmten Punkt am Boden und verarbeitet die Reflexionen von einem bestrahlten Bereich rund um den bestimmten Punkt. Nachdem Wind oder andere Kräfte das Flugzeug dazu veranlassen können, Rollbewegungen, Neigungsbewegungen und Gierbewegungen aus zuführen, muß die Antenne des Radars relativ zu dem Flugzeug beweglich sein, um die Mittellinie des Radarstrahls zusammenfallend mit dem bestimmten Punkt am Boden zu halten.
Ein Verfahren zur Stabilisierung einer Antenne erfordert es, daß die Antenne auf einer Plattform, oft als Kardansystem bezeichnet, montiert ist, das relativ zu dem Flugzeug bewegt werden kann, wie dies erforderlich ist, um die Mittellinie des Strahls im Raume feststehend zu halten. Ein internes Navigationssystem (auch INS bezeichnet) in dem Flugzeug kann also gyroskopische Fühler enthalten, welche die Rollbewegung, Neigungsbewegung und Gierbewegung des Flugzeugs messen. Basierend auf solchen Messungen wird eine erforderliche Bewegung des Kardansystems, um den Strahl der Antenne auf einen gewünschten Punkt am Boden hin gerichtet zu halten, errechnet und die Kardanaufhängung wird dann zu entsprechenden Bewegungen veranlaßt.
Ein Hauptnachteil eines solchen Systems zur Stabilisierung einer Antenne besteht darin, daß eine Kardanaufhängung, welche eine Antenne so bewegt, daß sie Rollbewegungen, Neigungsbewegungen und Gierbewegungen des Flugzeugs kompensiert, drei Freiheitsgrade der Bewegung haben muß. Derartige Kardanaufhängungen sind mechanisch kompliziert. Ein einfacheres Kardansystem mit einem Freiheitsgrad weniger könnte mit einer Antenne verwendet werden, die so montiert ist, daß sie gegenüber Drehungen um eine Achse unempfindlich ist. Mit anderen Worten, eine Antenne, welche dasselbe Signal unabhängig davon empfängt, wie sie um eine bestimmte Achse gedreht wird, muß nicht um diese Achse bewegt werden, um Bewegungen des Flugzeugs um diese Achse zu kompensieren.
Wie bekannt ist, wird, wenn der Strahl von einer Array-Antenne elektronisch gesteuert wird, die Antenne selbst nicht körperlich bewegt. Vielmehr werden die Antennenelemente, aus welchen eine Array-Antenne aufgebaut ist, so gesteuert, daß die Richtung der Mittellinie des Strahles von dieser Antenne geändert wird. Die elektronischen Steuersignale für die Antenne bringen also dasselbe Ergebnis hervor, wie eine körperliche Bewegung der Antenne an einer Kardanaufhängung, so daß kein Bedarf an einer mechanischen Bewegung einer Array- Antenne zur Durchführung der Stabilisation besteht.
Ebene phasengesteuerte Gruppenantennen wurden zur Antennenstabilisierung auf Flugzeugen verwendet, da sie elektronisch gesteuert werden können, um Bewegungen des Flugzeugs in zwei Richtungen zu kompensieren, beispielsweise Neigung und Gieren. Zusätzlich können phasengesteuerte Gruppenantennen so gebaut werden, daß sie unempfindlich gegenüber Drehung in einer dritten Richtung, beispielsweise bezüglich der Rollbewegung, sind. In solchen Systemen ist überhaupt keine mechanische Kardanaufhängung erforderlich. Die Antenne kann vollständig durch elektronische Steuerung stabilisiert werden.
Nicht sämtliche ebene phasengesteuerte Gruppenantennen sind aber gegenüber Drehung unempfindlich. Monopulsantennen sind, wenn sie von ebenen phasengesteuerten Gruppenantennen gebildet werden, gegenüber Drehung empfindlich. Da Monopuls-Antennensysteme in vielen Fällen wichtige Vorteile bieten, werden ebene phasengesteuerte Monopuls-Array-Antennen oft an einem Kardansystem montiert, das mit einem Freiheitsgrad beweglich ist. Die Antenne wird somit durch elektronische Steuerung der Antenne in zwei Richtungen stabilisiert und durch ihre körperliche Bewegung in einer dritten Richtung stabilisiert. Beispielsweise würde die Antenne elektronisch gesteuert, um eine Kompensation für die Neigung und die Gierbewegung des Flugzeugs vorzunehmen, und würde an einem Kardansystem mit einem Grad der Drehbewegungsfreiheit montiert, um Rollbewegungen zu kompensieren. Kardanaufhängungen mit einem Grad der Drehbewegungsfreiheit sind einfacher aufzubauen als diejenigen mit zwei oder drei Freiheitsgraden. Es wäre jedoch wünschenswert, eine Monopulsantenne ohne das Erforderniss irgendeiner mechanischen Bewegung zu stabilisieren.
Die US-A-3 680 086 beschreibt ein in Azimutrichtung abtastendes, gerichtet entfernungsmessendes Radarsystem, das für Verwendung auf Flugkörpern bei kartographischer Bodenerfassung geeignet ist und ein Verfahren der elektronischen Stabilisierung eines Strahls durchführt und, wenn ein Monopuls- Entfernungsmeß-Betriebsmodus verwendet wird, ein Summensignal, ein Azimut-Differenzsignal und ein Höhenwinkel-Differenzsignal aus Signalen bildet, welche von einer auf einem Flugzeug befindlichen, elektronisch gesteuerten Monopulsantenne empfangen werden, wobei dieses Verfahren, wie zuvor eingangs definiert, ausgestaltet ist. Dieses bekannte Radarsystem besitzt Einrichtungen, die mit einem Autonavigationssystem zusammenarbeiten, um die Bewegung der Systemplattform zu kompensieren, welche während jeder azimutalen Abtastung auftritt, um eine kartographische Darstellung mit einer vorbestimmten Position und Orientierung in einer bestimmten Horizontebene in Beziehung zu setzen. Es sind Koordinatentransformationsmittel vorgesehen, um die Radardaten von dem Polarkoordinaten des Flugzeugs oder der Plattform für die Zwecke der kartographischen Erfassung in ein örtliches Inertialsystem oder Boden-Koordinatensystem umzusetzen. Die schräge Entfernung R von dem Flugzeug zu einem Bodenpunkt, der kartographisch erfaßt werden soll, wird aus Rh=Rcosη errechnet, worin Rh die horizontale Entfernung ist und η der vertikale Blickwinkel. Eine weitere cos-Richtungsmatrix wird verwendet, wenn eine Rollwinkelstellung φ vorhanden ist. Ein vertikaler geformter Strahl von der Gruppe wird dadurch aufrechterhalten, daß die Koordinaten eines strahlenden Elementes in der Gruppe entsprechend folgender Gleichung umgeformt werden:
n' = -m sin φ + n cos φ,
worin n' die Reihe des Elementes in den Koordinaten X', Y' ist, bezogen auf die Vertikale im Raum, und m und n die Spalte und die Reihe des Elementes in den Koordinaten X, Y, der Gruppe sind.
Es ist ein Ziel der vorliegenden Erfindung, ein Verfahren zur Stabilisierung einer Monopulsantenne auf einem bewegbaren Körper zu schaffen, ohne daß die Antenne relativ zu dem bewegbaren Körper mechanisch bewegt wird.
Es ist außerdem ein Anliegen der vorliegenden Erfindung, ein Verfahren zur Stabilisierung einer Monopulsantenne auf einem bewegbaren Körper durch elektronische Steuerung des Strahls aus einer solchen Antenne und Verarbeiten der empfangenen Signale zu verwirklichen.
Gemäß der vorliegenden Erfindung ist ein Verfahren, wie es zuvor eingangs definiert wurde, durch folgende Schritte gekennzeichnet:
c) Verwenden des ersten Summensignals als ein kompensiertes Summensignal;
d) Errechnen einer Mehrzahl von Matrixkoeffizienten, welche Winkelabweichungen von der genannten Linie relativ zu dem Bezugskoordinatensystem mit entsprechenden Winkelabweichungen von der genannten Linie relativ zu dem ersten Koordinatensystem in Beziehung setzen; und
e) Bilden eines kompensierten Azimut-Differenzsignales und eines kompensierten Höhenwinkel-Differenzsignales durch Addieren des ersten Azimut-Differenzsignales und des ersten Höhenwinkel-Differenzsignales, jeweils gewichtet mit einer geeigneten Kombination der Mehrzahl von Matrixkoeffizienten.
In einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird der Strahl von einer auf einem bewegbaren Körper montierten Monopulsantenne elektronisch so gesteuert, daß Bewegungen des bewegbaren Körpers in zwei Richtungen kompensiert werden und ein kompensiertes Azimut-Differenzsignal und ein kompensiertes Höhenwinkel-Differenzsignal werden errechnet. Die kompensierten Differenzsignale werden berechnet, indem die gewichtete Kombinationen der unkompensierten Differenzsignale gebildet werden, wobei die Gewichtung der unkompensierten Differenzsignale auf der Basis der Bewegung des bewegbaren Körpers bestimmt wird.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Die Erfindung wird aus der folgenden Beschreibung und den Zeichnungen noch vollständiger begreifbar, wobei
Fig.1 eine vereinfachte Skizze ist, welche die geometrischen Beziehungen zwischen Gegenständen auf dem Boden und einem Flugzeug zeigt, das eine Monopulsantenne trägt, die entsprechend der vorliegenden Erfindung stabilisiert ist;
Fig.2A eine Skizze ist, welche zusätzliche Einzelheiten der geometrischen Beziehungen zwischen der Monopulsantenne nach Fig.1 und Gegenständen am Boden zeigt;
Fig.2B eine Skizze ist, welche dieselben geometrischen Beziehungen wie Fig.2A darstellt, wenn die Monopulsantenne um 45º gegenüber der Stellung gedreht ist, die in Fig.2A gezeigt ist;
Fig.3 eine vereinfachte schematische Darstellung eines Radars mit synthetischer Apertur (SAR) ist, welches die Signale verarbeitet, die von der Monopulsantenne empfangen werden, die auf dem in Fig.1 gezeigten Flugzeug montiert ist;
Fig.4 ein funktionelles Blockdiagramm ist, das die Verarbeitung darstellt, welche durch den Bewegungskompensator von Fig.3 ausgeführt wird; und
Fig.5 eine Skizze ist, welche die Zeitbeziehungen zwischen den Betriebsphasen der Elemente des SAR- Radars von Fig.3 darstellt.

Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform

Fig.1 zeigt eine Monopulsantenne 14, die auf einem beweglichen Körper, beispielsweise einem Flugzeug 10, angeordnet ist. Vorliegend ist die Monopulsantenne 14 eine elektronisch steuerbare phasengesteuerte Array-Antenne bekannter Konstruktion und wird so betrieben, daß die Monopulsantenne 14 Signale in einem Strahl (nicht dargestellt) aussendet und empfängt, welcher eine Mittellinie in der Richtung der Linie hat. Wie in Fig.1 dargestellt bildet die Monopulsantenne 14 teil eines Radars synthetischer Apertur (SAR), wobei sich die Linie 18 von dem Flugzeug 10 zu einer bestimmten Stelle auf dem Boden 12 hin erstreckt. Zur Erzeugung einer SAR- Karte werden zuerst Radarimpulse, welche durch die Radarelektronik 28 gebildet worden sind, in einem Strahl (nicht dargestellt) in der Richtung der Linie 18 ausgesendet. Der Strahl trifft den Boden 12 und erzeugt eine Strahlbedeckungsfläche 26. Punkte innerhalb der Strahlbedeckungsfläche 26 reflektieren Radarimpulse, welche an der Monopulsantenne 14 empfangen werden sollen. Die reflektierten Impulse werden in bekannter Weise durch die Radarelektronik 28 demoduliert und verstärkt. Bekanntermaßen werden die von der Monopulsantenne 14 empfangenen, reflektierten Impulse zuerst so verarbeitet, daß drei Signale gebildet werden: ein Summensignal, ein Azimut-Differenzsignal und ein Höhenwinkel- Differenzsignal. Diese drei Signale werden dann durch den Bewegungskompensator 24 behandelt, welcher in einer nachfolgend genauer beschriebenen Weise ein kompensiertes Azimut- Differenzsignal und ein kompensiertes Höhenwinkel-Differenzsignal erzeugt, von denen keines gegenüber einer Rollbewegung des Flugzeugs 10 um die Achse YR empfindlich ist. Der Bewegungskompensator 24 errechnet auch Befehle für die Monopulsantenne 14, um die Mittellinie der Antenne in Richtung der Linie 18 ausgerichtet zu halten. Aus Gründen, die weiter unten genauer erklärt werden, nähern sich die kompensierten Signale sehr gut den Signalen an, welche empfangen worden wären, wenn die Monopulsantenne 14 durch mechanische Bewegung mit drei Freiheitsgraden stabilisiert wäre. Die kompensierten Signale werden der SAR-Signalverarbeitungseinrichtung 30 zugeführt, welche bekannter Konstruktion ist.
Der Einfachheit halber ist in Fig.1 ein kartesisches Koordinatensystem mit den Achsen X, Y und Z gezeigt. Der Boden 12 befindet sich in der Ebene, die von der X-Achse und der Y- Achse aufgespannt wird. Die Y-Achse ist die Projektion der Bahnkurve des Flugzeugs 10 und die X-Achse ist senkrecht zu der Y-Achse. Die Z-Achse ist senkrecht zu dem Boden 12 orientiert. Die Linie 18 kann mit Bezug auf das kartesische Koordinatensystem so beschrieben werden, daß sie einen Bodenwinkel h mit dem Boden 12 (d. h., der Ebene, welche durch die X-Achse und die Y-Achse gebildet wird) und einen Bodenwinkel g von der Y-Achse bildet. Für die Zwecke der Beschreibung der vorliegenden Erfindung sei angenommen, daß die Linie 18 in einer vorbestimmten Richtung orientiert ist, so daß die Grundwinkel g und h bekannt sind. Der Fachmann erkennt, daß die Richtung der Linie 18 so gewählt wird, daß der Strahl der Monolpulsantenne 14 auf eine Fläche auf dem Boden 12 zeigt, die in dem SAR-Radar im Betrieb dargestellt werden soll. Der Fachmann erkennt auch, daß die Richtung der Linie 18 während des Betriebes des SAR sich ändern kann, doch beeinflussen solche Änderungen nicht die Wirkungsweise der Erfindung, wie sie hier beschrieben ist.
Die Linie 18 kann auch in der Beziehung zu einem Koordinatensystem relativ zu dem Flugzeug 10 beschrieben werden, d. h., XR, YR und ZR, (die Achse ZR ist nicht dargestellt, fällt jedoch zusammen mit der Achse Z für die dargestellte Orientierung des Flugzeugs 10). Die Linie 18 ist um einen Winkel a gegenüber der Achse YR verdreht und ist um einen Winkel b aus der Ebene abgesenkt, welche durch die Achsen XR und YR auf gespannt wird. Vorliegend weist die Achse YR in der Richtung der Fortbewegung des Flugzeugs 10 und ist parallel zu der Y-Achse. Die Achse YR stellt auch die Richtung dar, in welcher die Monopulsantenne 14 in Abwesenheit von irgendwelchen Steuersignalen, welche zu den Elementen der Monopulsantenne 14 geführt werden, aus senden oder empfangen würde. Um daher die Mittellinie des Strahls der Monopulsantenne 14 zusammenfallend mit der Richtung längs der Linie 18 zu machen, muß der Strahl der Monopulsantenne 14 in der Ebene, welche durch die Achsen XR und YR aufgespannt wird, um einen Winkel a gesteuert werden, und in der Ebene, die senkrecht zu der Ebene der Achsen XR und YR ist, um einen Winkel b gesteuert werden. Aus diesem Grunde werden die Winkel a und b nachfolgend als die Steuerwinkel bezeichnet. Es ist wichtig festzustellen, daß der Strahl von der Monopulsantenne 14 relativ zu dem Flugzeug 10 gesteuert wird. Um den Strahl der Monopulsantenne 14 längs der Linie 18 auszusteuern, welche die Winkel g und h mit Bezug auf ein kartesisches Koordinatensystem relativ zum Boden 12 einnimmt, müssen die Steuerwinkel a und b auf die Bodenwinkel g und h bezogen werden.
Für die in Fig.1 gezeigte Lage des Flugzeugs 10 befindet sich die Monopulsantenne 14 in der durch die Achsen XR und ZR aufgespannten Ebene, wobei der Antennenmittelpunkt auf der YR-Achse liegt. Der Steuerwinkel a ist also gleich dem Bodenwinkel g und der Steuerwinkel b ist gleich dem Bodenwinkel h. Die Steuerwinkel a und b sind jedoch nicht gleich den Bodenwinkeln g und h für andere Orientierungen des Flugzeugs 10. Wenn beispielsweise das Flugzeug 10 steigen soll (d. h., eine Drehung um die Achse XR ausführen soll), wird der Steuerwinkel b von dem Bodenwinkel h abweichen. In gleicher Weise würde, wenn das Flugzeug 10 eine Gierbewegung ausführen sollte (d. h., sich um die Z-Achse drehen sollte), der Steuerwinkel a von dem Bodenwinkel g unterschiedlich sein. Wenn das Flugzeug 10 eine Rollbewegung ausführen sollte (d. h., sich um die Achse YR drehen sollte), würden die beiden Steuerwinkel a und b jeweils von den Bodenwinkeln g und h abweichen. Um daher den Strahl der Monopulsantenne 14 in der Richtung längs der Linie 18 zu stabilisieren, muß die Rollbewegung, Steigungsbewegung und Gierbewegung des Flugzeugs 10 gemessen werden und die Steuerwinkel a und b müssen geändert werden, um die Bewegung des Flugzeugs 10 zu kompensieren.
Einrichtungen zum Messen der Rollbewegung, Steigungsbewegung und Gierbewegung von Flugzeugen sind allgemein bekannt. Das interne Navigationssystem 22 (nachfolgend INS 22 genannt) ist eine solche bekannte Einrichtung. Es genügt hier die Feststellung, daß die Einrichtung INS 22 die Rollbewegung, Steigungsbewegung und Gierbewegung des Flugzeugs 10, beispielsweise mittels dreier orthogonal angeordneter gyroskopischer Fühler (nicht dargestellt) mißt, um Signale für eine Matrix C von Elementen zu erzeugen, welche die Beziehung zwischen dem kartesischen Koordinatensystem auf dem Boden und dem kartesischen Koordinatensystem relativ zum Flugzeug 10 beschreibt. Die Matrix C ist eine 3x3-Matrix mit den Elementen C&sub1;&sub1;, C&sub1;&sub2;, C&sub1;&sub3;, C&sub2;&sub1;, C&sub2;&sub2;, C&sub2;&sub3;, C&sub3;&sub1;, C&sub3;&sub2;, C&sub3;&sub3;, welche folgender Matrixgleichung genügt:
worin urx, ury und urz Einheitsvektoren (nicht dargestellt) längs der Achsen XR, YR und ZR sind und ux, uy und uz Einheitsvektoren (nicht dargestellt) längs der Achsen X, Y und Z sind. Der Fachmann erkennt so, daß die Matrix C eine Umformungsmatrix zwischen den Koordinaten relativ zum Flugzeug und den Koordinaten relativ zu dem Boden ist und daß die Matrix C unter Verwendung bekannter Grundsätze der linearen Algebra aus Messungen der Rollbewegung, der Steigungsbewegung und der Gierbewegung des Flugzeugs 10 errechnet werden kann. Die gewünschten Steuerwinkel a und b können aus den gewünschten Bodenwinkeln g und h unter Verwendung der Koordinatentransformationsmatrix c errechnet werden. Wie aus den Regeln der linearen Algebra bekannt ist, kann eine auf irgendeinen Vektor bezogene Gleichung, die in Ausdrücken eines Koordinatensystems ausgedrückt ist, in einem anderen Koordinatensystem geschrieben werden, in dem man eine Koordinatentransformationsmatrix, beispielsweise die Matrix C, verwendet. Es kann daher eine Gleichung, die sich auf einen Einheitsvektor längs der Linie 18 bezieht und in Ausdrücken des kartesischen Koordinatensystems relativ zum Boden 12 angeschrieben ist, für denselben Einheitsvektor, ausgedrückt in Größen des kartesischen Koordinatensystems relativ zum Flugzeug 10 angegeben werden:
Wird die Gleichung (2) nach den Steuerwinkeln a und b aufgelöst, so ergeben sich zwei Gleichungen:
und
Wie also in Fig.1 gezeigt ist, mißt die Einrichtung INS 22 in bekannter Weise die Lage des Flugzeugs 10 bezüglich Rollbewegung, Steigungsbewegung und Gierbewegung. Die Matrix C wird zusammen mit einer Darstellung der Bodenwinkel g und h zu dem Bewegungskompensator 24 geliefert. Vorliegend ist der Bewegungskompensator 24 ein digitaler Mehrzweckrechner, der unter Verwendung bekannter Techniken so programmiert ist, daß er die Gleichungen (3) und (4) löst. Die Steuerwinkel a und b, welche durch den Bewegungskompensator 24 errechnet sind, werden als Steuereingänge zur Monopulsantenne 14 geführt. Der Strahl der Monopulsantenne 14 wird demgemäß so gesteuert, daß er längs der Linie 18 zeigt, während das Flugzeug 10 Rollbewegungen, Steigungsbewegungen und Gierbewegungen ausführt.
Ein bloßes Lenken des Strahls der Monopulsantenne 14 in Richtung längs der Linie 18 bewirkt jedoch keine volle Kompensation von Rollbewegungen, Steigungsbewegungen und Gierbewegungen des Flugzeugs 10. Wie oben bemerkt sind Monopulsantennen gegenüber einer Drehung nicht unempfindlich. Der Einfluß einer Rotation der Monopulsantenne 14 auf die empfangenen Signale ist unter Bezugnahme auf die Figuren 2A und 2B zu erkennen.
In Fig.2A ist die Monopulsantenne 14 zusammen mit dem Koordinatensystem relativ zum Flugzeug 10 (nicht dargestellt) und dem Koordinatensystem bezogen auf den Boden 12 gezeigt. Wie zuvor bemerkt erzeugt eine Monopulsantenne drei Signale, nämlich ein Summensignal, hier mit "S" bezeichnet, ein Azimut-Differenzsignal, hier mit Da bezeichnet, und ein Höhenwinkel-Differenzsignal, hier mit Db bezeichnet. Die S-, Da- und Db-Signale sind die Überlagerungsergebnisse von Beiträgen von jedem Punkt in der Strahlbedeckungsfläche 26, welcher Radarimpulse reflektiert (Fig.1). Weiter hängt die Größe jedes Beitrags von dem winkelmäßigen Abstand des Punktes von dem Strahlzentrum 50 ab. Der Boden 12 in Fig.2A ist mit einem Gitter markiert, welches die winkelmäßigen Abstände von dem Strahlzentrum deutlich macht.
Die Linie bo repräsentiert die Gruppe von Punkten, an denen sich das Strahlzentrum 50 befinden würde, wenn man dem Steuerwinkel b einen konstanten Wert von bo gäbe und man dem Steuerwinkel a Werte zwischen -90º und +90º gäbe. Jede der Linien b&submin;&sub3;, b&submin;&sub2;, b&submin;&sub1;, b&sub1;, b&sub2; und b&sub3; stellt eine Gruppe von Punkten für die Position des Strahlzentrums 50 dar, wenn man dem Steuerwinkel b jeweils einen konstanten Wert von b&submin;&sub3;, b&submin;&sub2;, b&submin;&sub1;, b&sub1;, b&sub2; oder b&sub3; gäbe und der Steuerwinkel a Werte zwischen -90º und +90º erhielte. Die Linien b&submin;&sub3;...b&sub3; bilden eine erste Maßstabskala, welche die Verlagerung jedes Punktes mit Bezug auf den Höhenwinkel anzeigt. Beispielsweise fällt der Bezugspunkt 16 zwischen die Linien b&sub1; und b&sub2; und hat so eine Höhenwinkelabweichung bin welche zwischen b&sub1; und b&sub2; liegt.
Fig.2A zeigt in gleicher Weise eine zweite Maßstabskala, welche die Ablagen in Azimutrichtung anzeigt. Die Linie AO repräsentiert die Punkte, an denen sich das Strahlzentrum 50 befände, wenn der Steuerwinkel a einen Wert von aO hätte und der Steuerwinkel b Werte zwischen -90º und +90º erhielte. Die anderen Linien a&submin;&sub3;. . .a&sub4; sind in gleicher Weise für verschiedene Werte des Steuerwinkels a bildet. Beispielsweise fällt der Bezugspunkt 16 zwischen die Linien a&sub1; und a&sub2; und hat demgemäß eine azimutale Ablage ai zwischen a&sub1; und a&sub2;.
Wie bekannt haben die S-, Da- und Db-Signale, welche von der Monopulsantenne 14 empfangen werden, folgende Form:
Gl. (5)
Gl. (6)
Gl. (7)
worin
K der Monopulsantennengewinn ist;
dai die azimutale Ablage des i-ten Punktes minus aO ist;
dbi die höhenwinkelmäßige Ablage des i-ten Punktes minus bO ist;
Ai die Größe des an der Monopulsantenne 14 empfangenen Signales von dem i-ten Punkt in der Strahlbedeckungsfläche 26 ist; und
T(t-ti) eine Funktion ist, welche die Radarimpulse, welche zu der Zeit t ausgesendet sind und um eine Zeit ti entsprechend der Rücklauf- und Vorwärtsausbreitungsverzögerung zu dem i-ten Punkt in der Strahlbedeckungsfläche 26 verzögert sind.
Verwendet man die für kleine Winkel geltende Annäherung tO für die Sinuswerte und Cosinuswerte in den Gleichungen 5, 6 und 7, so vereinfachen sich diese Gleichungen jeweils, wie in den Gleichungen 8, 9 und 10 gezeigt ist:
Gl.(8)
Gl.(9)
Gl.(10)
Die Empfindlichkeit der Signale S, Da und Db gegenüber einer Rollbewegung des Flugzeuges 10 (Fig.1) sieht man durch Bezugnahme auf Fig.2B. Die Monopulsantenne 14 ist R Grad um die Achse YR gedreht gezeigt. Somit sind die Achsen XR und ZR relativ zu dem Flugzeug 10 (Fig.1) um R Grad gegenüber ihren Positionen von Fig.2A gedreht, wobei der feste Bezug der Boden 12 ist.
Zum Vergleich sind die Positionen der Monopulsantenne 14, der Achse XR und der Achse ZR von Fig.2A in Fig.2B mit 14', XR' und ZR' bezeichnet. Es ist wichtig in Fig.2B festzustellen, daß die Maßstabslinien B&submin;&sub3;...B&sub3; und A&submin;&sub3;...A&sub3; wegen der Rollbewegung des Flugzeugs 10 (Fig.1) verschieden von denjenigen in Fig.2A sind. Der Bezugspunkt 16 hat eine winkelmäßige Ablage ai, bi. In Fig. 2B liegt ai zwischen aO und a1' während es in Fig. 2A zwischen den azimutalen Ablagen a1 und a2 gelegen ist. In entsprechender Weise hat der Bezugspunkt 16 eine Höhenwinkel-Ablage bi zwischen b&sub2; und b&sub3; entsprechend der Bemaßstabung von Fig. 2B, jedoch zwischen b&sub1; und b&sub2; entsprechend der Bemaßstabung von Fig. 2A.
Die Änderung in dem Maßstab zur Messung des Ablagewinkels beeinflussen die Werte von Da und Db, wie man aus den Gleichungen (9) und (10) erkennt. Das Signal S wird nicht beeinflußt, da es nicht von Ablagewinkeln irgendwelcher Punkte abhängig ist. Man sieht also, daß eine Rollbewegung des Flugzeugs 10 (Fig. 1), obwohl die Monopulsantenne 14 auf die Linie 18 ausgerichtet gesteuert wird, die Werte der Signale Da und Db ändert. Eine weitere Verarbeitung ist erforderlich, um die Signale in der Gegenwart einer Rollbewegung zu stabilisieren.
Zur Bestimmung der erforderlichen Verarbeitung kann man die Signale Da und Db in den Gleichungen (9) und (10) in Ausdrücken der winkelmäßigen Ablage anschreiben, und zwar in Größen eines Maßstabs, der sich nicht ändert, wenn das Flugzeug 10 Rollbewegungen ausführt. Es sei wieder auf Fig. 2A Bezug genommen. Man erkennt, daß für die dargestellte Orientierung der Monopulsantenne 14 der Steuerwinkel a gleich dem Bodenwinkel g und der Steuerwinkel b gleich dem Bodenwinkel h ist. Die Maßstabslinien g&submin;&sub3; .... g&sub3; zusammenfallend mit a&submin;&sub3; .... a&sub3; könnten so definiert sein, daß man dem Bodenwinkel g Werte g&submin;&sub3;, g&submin;&sub2; .... g&sub3; gleich a&submin;&sub3;, a&submin;&sub2; .... a&sub3; gibt und den Bodenwinkel h sich von -90º bis +90º verändern läßt. In entsprechender Weise könnten die Maßstabslinien h&submin;&sub3; .... h&sub3; gebildet werden, indem man dem Bodenwinkel h Werte gleich b&submin;&sub3;, b&submin;&sub2; .... b&sub3; gibt und den Bodenwinkel g sich von -90º bis +90º verändern läßt. Da die Maßstabslinien g&submin;&sub3; .... g&sub3; und h&submin;&sub3; .... h&sub3; nicht von dem Rollwinkel abhängig sind, hat der Bezugspunkt 16 und haben alle anderen Punkte in der Strahlbedeckungsfläche 26 (Fig. 1) dieselbe winkelmäßige Ablage, gemessen gegenüber den Maßstabslinien g&submin;&sub3; .... g&sub3; und h&submin;&sub3; .... h&sub3;. Das Monopulsantennensystem wäre unempfindlich gegenüber einer Rollbewegung, wenn kompensierte Differenzsignale Da' und Db' auf winkelmäßigen Ablagen, die auf die Bodenwinkel g und h bezogen sind, basieren könnten. Diese Signale hätten folgende Form:
Gl.(11)
Gl.(12)
worin T(t-ti), Ai und K dieselben Bedeutungen wie in Gleichung (7) haben;
dgi die azimutale Winkelablage des i-ten Punktes ausgedrückt in Größen des Bodenwinkelmaßstabs, minus go ist; und
dhi die Höhenwinkelablage des i-ten Punktes, ausgedrückt in Größen der Bodenwinkelskala, minus ho ist.
Um aber in einem System auf dem Flugzeug 10 (Fig. 1) vewendet zu werden, müssen Da' und Db' auf Da und Db bezogen werden, welche von der Monopulsantenne 14 (Fig. 1) erzeugt werden. Nimmt man wieder an, daß die winkelmäßigen Ablagen dai, dbi, dgi und dhi klein sind, so kann eine die Größen in Beziehung setzende Gleichung folgendermaßen angeschrieben werden:
Gl.(13)
worin G&sub1;&sub1; eine Funktion entsprechend der ersten Ableitung von a mit Bezug auf g, errechnet bei g = 0, ist;
G&sub1;&sub2; eine Funktion entsprechend der ersten Ableitung von a mit Bezug auf h, errechnet bei h = 0, ist;
G&sub2;&sub1; eine Funktion entsprechend der ersten Ableitung von b mit Bezug auf g, errechnet bei g = 0, ist; und
G&sub2;&sub2; eine Funktion entsprechend der ersten Ableitung von b mit Bezug auf h, errechnet bei h = 0, ist.
Unter Bezugnahme auf die Gleichungen (3) und (4) können G&sub1;&sub1;, G&sub1;&sub2;, G&sub2;&sub1; und G&sub2;&sub2; unter Verwendung bekannter Methoden errechnet werden.
Gleichung 13 kann auch nochmals unter Ansatz allgemein bekannter Matrixidentitäten angeschrieben werden, um nach dgi und dhi aufzulösen:
Gl. (14)
Das Einsetzen von Gleichung 14 in Gleichung 11 und 12 hat folgendes Ergebnis:
Gl. (15)
Gl. (16)
Durch Verwendung der Ausdrücke für Da und Db von den Gleichungen 9 und 10 können die Gleichungen 15 und 16 folgendermaßen neu angeschrieben werden:
Gl. (17)
Gl. (18)
Zusammenfassend kann gesagt werden, daß die Gleichungen 17 und 18 beschreiben, wie die Differenzsignale Da' und Db' aus den gemessenen Differenzsignalen Da und Db zu berechnen sind. Die Differenzsignale Da' und Db' haben die wichtige Eigenschaft, daß sie gegenüber einer Rollbewegung des Flugzeugs 10 (Fig. 1) unempfindlich sind.
Man wende sich nun Fig. 3 zu. Hier sind weitere Einzelheiten eines SAR-Systems, welches von der Erfindung Gebrauch macht, gezeigt. Der Wellenformgenerator 70 bildet unter Einsatz bekannter Verfahren Radarimpulse. Die Zeitachse 100 von Fig. 5 zeigt an, daß vorliegend Impulse 108 alle Tp Sekunden auftreten. Zusätzlich besitzt jeder Impuls eine Frequenz f(t), welche sich mit einer Geschwindigkeit s von einer Frequenz fo auf fmax ändert. Der Fachmann erkennt die Impulse 108 als Zwitscherimpulse (chirp) mit einem Zwitscheranstieg s.
Die Monopulsantenne l4 sendet die Impulse von dem Wellenformgenerator 70 aus und empfängt reflektierte Impulse. Die Monopulsantenne 14 kann sowohl zum Senden als auch zum Empfangen von Signalen unter Verwendung bekannter Techniken verwendet werden, beispielsweise durch einen (nicht dargestellten) Zirkulator.
Von der Monopulsantenne 14 werden ein Summensignal S, ein Azimut-Differenzsignal Da und ein Höhenwinkel-Differenzsignal Db gebildet, welche jeweils zu Mischern 72a bzw. 72b bzw. 72c gelangen. Die empfangenen Signale werden mit einem Mischsignal 110 von dem Wellenformgenerator 70 gemischt. Das Mischsignal 10 ist ein Zwitschersignal, das ebenfalls einen Zwitscheranstieg s hat. Die Maximalfrequenz des Mischsignals 110 ist jedoch um eine Zwischenfrequenz fIF kleiner als fmax (Fig. 5). Jedes der Signale wird dann mit einem in Phase liegenden Mischsignal 112 und einem in Phasenquadratur befindlichen Mischsignal 114 in Mischern 72D bis 721 gemischt. Das in Phase liegende Mischsignal 112 ist ein sinusförmiges Signal mit einer Frequenz von fIF Das in Phasenquadratur befindliche Mischsignal 114 ist dem in Phase liegenden Mischsignal 112 gleich, jedoch mit der Ausnahme, daß es in der Phase um 90º verzögert ist.
Die Ausgänge der Mischer 72D bis 721 werden durch Analog/Digitalumformer 74A .... 74F (nachfolgend mit "A/D" bezeichnet) in Digitalsignale umgeformt. Die Zeitlinie 102 in Fig. 5 zeigt an, wann Proben der Analogsignale genommen werden. Vorliegend werden 256 Tastungsproben genommen, nachdem jeder Impuls ausgesendet ist. Wie bekannt sind zwei Digitalsignale (d. h. eine komplexe Zahl) erforderlich, um ein Analogsignal darzustellen, wenn die Phase des Analogsignales erhalten bleiben soll. Die digitalisierten Signale werden zu dem Bewegungskompensator 24 geleitet, der die stabilisierten Signale S, Da' und Db' in der in den Gleichungen (17) und (18) beschriebenen Weise bildet.
Das kompensierte Summensignal S, das kompensierte Azimut- Differenzsignal Da' und das kompensierte Höhenwinkel-Differenzsignal Db' sind Eingänge für die Unter-Signalverarbeitungseinheiten 116A bzw. 116B bzw. 116C der SAR-Signalverarbeitungseinrichtung 30. Einzelheiten der Unter-Signalverarbeitungseinheit 116A, welche auf die Summensignale einwirkt, sind als repräsentativ für die Unter-Signalverarbeitungseinheiten 116A, 116B und 116B dargestellt.
Das Summensignal S ist der Eingang zu der FFT-Signalverarbeitungseinrichtung 118. Vorliegend führt die FFT-Signalverarbeitungseinrichtung 118 eine komplexe 256-Punkt-FFT-Operation durch. Die Schaltung zur Durchführung einer solchen Funktion ist bekannt. Wie auf der Zeitlinie 104 von Fig. 5 dargestellt ist, wird eine Gruppe von Ausgängen von der FFT- Signalverarbeitungseinrichtung 118 nach 256 Tastungsproben der A/D-Einrichtungen 74A bis 74F erzeugt, was eine Gruppe von Ausgängen für jeden Impuls 108 (Fig. 5) bedeutet.
Ein kurzer Gedankengang zeigt auf, daß die FFT-Signalverarbeitungseinrichtung 118 als ein Filter arbeitet, welches die Signale aufteilt, die die reflektierten Impulse entsprechend der Entfernung zwischen dem reflektierenden Punkt und dem Flugzeug 10 (Fig. 1) repräsentieren. Dieses Ergebnis erkennt man durch Betrachtung des Radarimpulses, der von einem Punkt in der Strahlbedeckungsfläche 26 (Fig. 1) reflektiert wird. Der reflektierte Impuls hat eine Zwitschersteigung s, und ebenso hat eine solche das Mischsignal 110. Die Frequenz der Signale, welche durch den Mischer 72A erzeugt wird, ist somit stets eine Konstante (d. h. der Unterschied zwischen den beiden Werten, die mit gleicher Geschwindigkeit zunehmen, ist konstant). Die genaue Frequenz des Signals aus dem Mischer 72A hängt aber davon ab, wie lange der Radarimpuls dazu braucht, hinunter zum Boden 12 (Fig. 10) und zurückreflektiert übertragen zu werden (d. h., die Entfernung, da die Ausbreitungsverzögerung direkt mit der Entfernung in Beziehung steht). Wie bekannt wirkt eine FFT-Signalverarbeitungseinrichtung als eine Reihe von Bandfiltern, wobei jeder Ausgang die Größe der Frequenzkomponente in einem bestimmten Frequenzbereich in dem Eingangssignal wiedergibt. Der Eingang zu der FFT-Signalverarbeitungseinrichtung 118 ist eine Überlagerung von Komponenten, welche Reflexionen von zahlreichen reflektierenden Punkten darstellen, wobei die Frequenz jeder Reflexion zu der Entfernung eines bestimmten reflektierenden Punktes in Beziehung steht. Indem also die FFT-Signalverarbeitungseinrichtung 118 als eine Reihe von Bandfiltern wirkt, um die Reflexionen nach der Frequenz zu sortieren, sortiert sie auch die Reflexionen nach der Entfernung.
Jeder der Ausgänge der FFT-Signalverarbeitungseinrichtung 118 (die Reflexionen von Punkten in einer gegebenen Entfernung von dem Flugzeug 10 (Fig. 1) darstellend) wird einer zweiten FFT-Signalverarbeitungseinrichtung 120A .... 120M zugeführt. Wie bekannt ist eine Dopplerverschiebung in der Frequenz der reflektierten Impulse aufgrund der Bewegung des Flugzeugs 10 (Fig. 1) relativ zu Punkten auf dem Boden 12 (Fig. 1) vorhanden. Weiter hängt die Größe der Dopplerverschiebung von dem winkelmäßigen Abstand zwischen dem reflektierenden Punkt und der Flugrichtung des Flugzeugs 10 ab. Durch Funktionieren als eine Reihe von Bandfiltern sortiert also jede der FFT-Verarbeitungseinrichtungen 120A .... 120M praktisch die Reflexionen auf der Basis des winkelmäßigen Abstands von der Bahnlinie des Flugzeugs 10. Die Ausgänge der FFT-Verarbeitungseinrichtungen 120A .... 120M sind hier als M Reihen der SAR-Karte bildend gezeigt. Wie man auf der Zeitlinie 106 von Fig. 5 sieht, wird eine SAR-Karte für je 256 Impulse erzeugt.
Die SAR-Karte, welche durch die Unter-Signalverarbeitungseinrichtung 116A erzeugt wird, wird zu der Auswerteinrichtung 120 gegeben. In entsprechender Weise werden die SAR- Karten, die durch die Unter-Signalverarbeitungseinrichtungen 116B und 116C erzeugt werden, zu der Auswerteinrichtung 120 gegeben. Wie bekannt, liefern die drei SAR-Karten mehr Informationen über Objekte in der Strahlbedeckungsfläche 26 (Fig. 1), als dies eine einzige SAR-Karte täte. Vorliegend könnte die Auswerteinrichtung 120 ein bekanntes Gerät sein, das photoartige Bilder von der Strahlbedeckungsfläche 26 (Fig. 1) bildet. Alternativ könnte die Auswerteinrichtung 120 auch ein Rechner sein, der so programmiert ist, daß er die SAR-Karten aufbereitet, um Objekte zu identifizieren und das Flugzeug 10 (Fig. 1) entsprechend zu steuern je nachdem, welche Objekte sich in der Strahlbedeckungsfläche 26 (Fig. 1) befinden.
Man wende sich nun Fig. 4 zu. Hier sind weitere Einzelheiten des Bewegungskompensators 24 gezeigt. Der Bewegungskompensator 24 ist aus einem digitalen Rechner konstruiert, der so programmiert ist, daß er die unten beschriebenen Funktionen ausführt. Alternativ kann eine digitale Schaltung gebaut werden, um dieselben Funktionen auszuführen.
Man kann feststellen, daß SAR-Systeme oft Schaltkreise enthalten, um empfangene Signale zur Berücksichtigung der Tatsache zu kompensieren, daß das Flugzeug 10 (Fig.1) mit einer gegebenen Geschwindigkeit längs der Achse YR (Fig.1) relativ zum Boden 12 (Fig.1) fliegt. Nachdem dieser Aspekt einer Bewegungskompensation gut bekannt ist, sei er hier nicht beschrieben. Der Bewegungskompensator 24 ist vorliegend nur für die Korrektur der Bewegung des Flugzeugs 10 (Fig.1) aufgrund von Rollbewegung, Steigungsbewegung und Gierbewegung dargestellt.
Die INS-Einrichtung 22 (Fig.1) liefert die Koeffizienten C&sub1;&sub1;...C&sub3;&sub3; der Umformungsmatrix C zu den Verarbeitungsblöcken 150, 152, 154, 156, 158 und 160. Zusätzlich liefert die INS- Einrichtung 22 (Fig.1) eine Darstellung der gewünschten Bodenwinkeln g und h. Basierend auf den Eingang von der INS- Einrichtung 22 (Fig.1) errechnet der Verarbeitungsblock 158 den Steuerwinkel a unter Verwendung von Gleichung (3). In gleicher Weise errechnet der Verarbeitungsblock 160 den Steuerwinkel b unter Verwendung von Gleichung (4). Die Befehle, welche zur Steuerung der Monopulsantenne 14 auf die Winkel a und b benötigt werden, werden errechnet und der Monopulsantenne 14 (Fig.1) geliefert. Die Umformungsmatrix C ändert sich, wenn das Flugzeug 10 (Fig.1) Rollbewegungen, Neigungsbewegungen und Gierbewegungen ausführt. Zur Kompensation der Bewegung berechnen die Verarbeitungsblöcke 158 und 160 den Steuerwinkel a bzw. den Steuerwinkel b.
Die Verarbeitungsblöcke 150, 152, 154 und 156 berechnen jeweils die Werte von G&sub1;&sub1;, G&sub1;&sub2;, G&sub2;&sub1; und G&sub2;&sub2;. Diese Größen können so berechnet werden, wie dies in Verbindung mit Gleichung (13) beschrieben worden ist. Die Werte von G&sub1;&sub1;, G&sub1;&sub2;, G&sub2;&sub1; und G&sub2;&sub2; hängen von den Werten der Umformungsmatrix C ab, welche sich ständig ändern kann. Die Werte von G&sub1;&sub1;, G&sub1;&sub2;, G&sub2;&sub1; und G&sub2;&sub2; müssen aber nicht für jede Änderung der Umformungsmatrix C neu errechnet werden, wenn die Änderungen klein sind. Wie auf der Zeitlinie 102 (Fig.5) zu sehen ist, werden nach jedem Impuls 108 in rascher Folge 256 Tastungsproben genommen und die Änderung in der Umformungsmatrix C ist klein, während die 256 Tastungsproben genommen werden. Die Verarbeitungsblöcke 150, 152, 154 und 156 errechnen somit die Werte von G&sub1;&sub1;, G&sub1;&sub2;, G&sub2;&sub1; und G&sub2;&sub2; einmal für jeden ausgesendeten Radarimpuls.
Die Werte von G&sub1;&sub1;, G&sub1;&sub2;, G&sub2;&sub1; und G&sub2;&sub2; sind Eingänge für Multiplizierer 162A. .. 162F. Die Monopuls-Differenzsignale Da und Db bilden auch Eingänge für die Multiplizierer 162E, 162F und 162A, 162B. Wie auf der Zeitlinie 102 von Figur 5 vermerkt werden 256 Tastungsproben des Monopulssignales für jeden Impuls genommen. Die Multiplizierer 162A...162F bilden einen neuen Ausgang für jede Tastungsprobe. Es sei auch bemerkt, daß die Monopuls-Differenzsignale Da und Db komplexe Zahlen sind, welche durch zwei digitale Werte dargestellt sind und daß die Multiplizierer 162A... 162F komplexe Multiplizierer bekannter Konstruktion sind.
Die Ausgänge der Multiplizierer 162A... 162F bilden Eingänge zu den Summierern 164A... 164C. Es sei darauf hingewiesen, daß ein Eingang zu jedem der Summierer 164A... 164C mit "-" bezeichnet ist. Die Signale an den markierten Eingängen werden in irgendeiner bekannten, jedoch nicht dargestellten, Weise vor der Addition negativ gemacht, so daß die Summierer 164A... 164C praktisch eine Subtraktion ausführen. Die Summierer 164A... 164C arbeiten mit komplexen Größen und sind bekannter Konstruktion.
Die Ausgänge der Summierer 164A... 164C bilden die Eingänge zu Dividierern 166A und 166B. Ein Signal 168, das einen Eingang zu den Dividierern 166 und 166B gebildet wird mit dem anderen Eingang zu jedem Addierer 166A bzw. 166B dividiert, um die kompensierten Monopulssignale Da' und Db' zu erzeugen. Die Dividierer 166A und 166B arbeiten mit komplexen Zahlen und sind bekannter Konstruktion.
Ein kurzer Gedankengang zeigt auf, daß die Verarbeitung gemäß Fig.4 die Gleichungen (17) und (18) löst. Zusätzlich löst die Verarbeitung die Gleichungen (3) und (4). Die Monopulsantenne 14 (Fig.1) ist daher elektronisch bzgl. Rollbewegungen, Neigungsbewegungen und Gierbewegungen des Flugzeugs 10 (Fig.1) kompensiert.
Nach der Beschreibung eines bevorzugten Ausführungsbeispiels der vorliegenden Erfindung ist für den Fachmann offenbar, daß viele Änderungen und Modifikationen gemacht werden können. Beispielsweise könnte die Erfindung auch zur Stabilisierung von Monopulsantennen in anderen Systemen als dem hier beschriebenen SAR-System eingesetzt werden.

Claims

1. Verfahren zur elektronischen Stabilisierung eines Strahles einer elektronisch gesteuerten Monopulsantenne (14), die auf einem bewegten Körper (10) montiert ist, relativ zu einem Bezugskoordinatensystem (X,Y,Z), und zur Bildung eines Summensignales, eines Azimut-Differenzsignales und eines Höhenwinkel-Differenzsignales aus von der Antenne empfangenen Signalen, wobei das Verfahren folgende Schritte enthält:

a) elektronisches Steuern eines Strahles von der Antenne (14) in solcher Weise relativ zu einem ersten Koordinatensystem (XR, YR, ZR), das relativ zur Antenne feststehend ist, daß die Richtung des Strahles mit einer Linie (18) zusammenfällt, welche eine ausgewählte Richtung im Bezugskoordinatensystem (X,Y,Z) hat; und

b) Erzeugen eines ersten Summensignals (S), eines ersten Azimut-Differenzsignales (Da) und eines ersten Höhenwinkel-Differenzsignales (Db) aus von der Antenne (14) empfangenen Signalen;

gekennzeichnet durch folgende Verfahrensschritte:

c) Verwendung des ersten Summensignales (S) als ein kompensiertes Summensignal (S);

d) Errechnen einer Mehrzahl von Matrixkoeffizienten (G&sub1;&sub1;, G&sub1;&sub2;, G&sub2;&sub1;, G&sub2;&sub2;), welche Winkelabweichungen (dg&sub1;, dh&sub1;) von der genannten Linie (18) relativ zu dem Bezugskoordinatensystem (X,Y,Z) mit entsprechenden Winkelabweichungen (Da&sub1;, Db&sub1;) von der genannten Linie (18) relativ zu dem ersten Koordinatensystem (XR, YR, ZR) in Beziehung setzen; und

e) Bilden eines kompensierten Azimut-Differenzsignales (D'a) und eines kompensierten Höhenwinkel-Differenzsignals (D'b) durch Addieren (164B, 164C) des ersten Azimut-Differenzsignales (Da) und des ersten Höhenwinkel-Differenzsignales (Db), jeweils gewichtet (162E, 162F; 162A, 162B; 162C, 162D; 164A, 166A, 166B), mit einer geeigneten Kombination der Mehrzahl von Matrixkoeffizienten (G&sub1;&sub1;, G&sub1;&sub2;, G&sub2;&sub1;, G&sub2;&sub2;).

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das kompensierte Azimut-Differenzsignal (D'a) und das kompensierte Höhenwinkel-Differenzsignal (D'b) zur Bildung einer synthetischen Appertur-Radarkarte verwendet (30, 120) werden.

3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der bewegte Körper ein Flugzeug (10) ist und daß das Bezugskoordinatensystem (X,Y,Z) ein Boden-Koordinatensystem ist.

4. Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß zwei der Koordinatenachsen des ersten Koordinatensystems die Querachse (XR) und dieHochachse (ZR) des Flugzeugs (10) sind.