DE69830936T2 - Verfahren und Vorrichtung zur Ortsbestimmung für Sende-Empfanganlage mittels Zweiweg-Entfernungsbestimmung in einer polystatischen Satellitenkonfiguration mit Bodenradar - Google Patents

Verfahren und Vorrichtung zur Ortsbestimmung für Sende-Empfanganlage mittels Zweiweg-Entfernungsbestimmung in einer polystatischen Satellitenkonfiguration mit Bodenradar

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DE69830936T2 DE1998630936 DE69830936T DE69830936T2 DE 69830936 T2 DE69830936 T2 DE 69830936T2 DE 1998630936 DE1998630936 DE 1998630936 DE 69830936 T DE69830936 T DE 69830936T DE 69830936 T2 DE69830936 T2 DE 69830936T2
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Description

  • Diese Anmeldung bezieht sich auf die parallele Anmeldung mit dem Titel „Method and System For Determining a Position of a Target Vehicle Utilizing Two-Way Ranging", die am 21. Februar 1997 angemeldet wurde und bezieht sich ferner auf die parallele Anmeldung mit dem Titel „Method And System For Determining A Position Of A Transceiver Unit Utilizing Two-Way Ranging in a Polystatic Satellite Configuration", die am 21. Februar 1997 angemeldet wurde.
  • Technisches Gebiet
  • Diese Erfindung betrifft Verfahren und Systeme zur Bestimmung einer Position einer Sender/Empfänger-Einheit, wie jene, die in Flugzeugen verwendet werden, und eine Zweiwege-Entfernungsmessung in einer polystatischen Satellitenkonfiguration mit einem Bodenradar einsetzen.
  • Hintergrund
  • Die aktuelle Automatic Dependent Surveillance (RDS)-Technologie, wie bspw. das Global Positioning System (GPS), das Wide Area Augmentation System (WAAS) oder GLONASS, liefert eine Positionsinformation, die die Satellitenübertragung nutzt. Das GPS bspw., das vom US-Verteidigungsministerium entwickelt und eingesetzt wird, besteht aus 24 Satelliten, die die Erde zweimal am Tag in einer Höhe von 12.000 Meilen umkreisen, sowie fünf Bodenstationen, um die Satellitenkonstellation zu überwachen und zu verwalten. Indem Atomuhren und Ortsdaten verwendet werden, übertragen GPS-Satelliten kontinuierlich Zeit- und Positionsinformation 24 Stunden am Tag zu einem GPS-Empfänger, der nach drei oder mehr Satelliten gleichzeitig lauscht, um die Position des Benutzers zu bestimmen. Indem das Zeitintervall zwischen der Übertragung und dem Empfang eines Satellitensignals gemessen wird, berechnet der GPS-Empfänger den Abstand zwischen dem Benutzer und jedem Satelliten und benutzt dann die Abstandsmessungen von zumindest drei Satelliten, um eine Position zu erlangen.
  • Solche Systeme benutzen jedoch eine Einwege-Entfernungsmessung, bei der an jeder Station eine genaue synchronisierte Uhrzeit erforderlich ist. Jeder Synchronisationsfehler oder Fehler bezüglich des Orts eines der Satelliten führt zu einem Fehler in der bestimmten Position des Zielfahrzeugs. Somit gibt es einen Bedarf, sehr genaue Positions- und Geschwindigkeitsinformation mit einem hohen Grad an Integrität und Zuverlässigkeit bereitzustellen.
  • Systeme, die ein Zweiwege-Entfernungsmessen verwenden, sind bspw. offenbart in US 4,897,661 oder US 4,359,733 . Beide Systeme erfordern drei Satelliten und eine Bodenstation zum Bestimmen der Position eines Fahrzeugs in drei Dimensionen.
  • Offenbarung der Erfindung
  • Es ist somit eine allgemeine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Verfahren und ein System zum Bestimmen eines Orts eines Objekts mit einem hohen Maß an Integrität und Zuverlässigkeit bereitzustellen, das eine Zweiwege-Entfernungsmessung in einer polystatischen Satellitenkonfiguration verwendet, um unabhängige Schätzungen des Zustandsvektors des Sender/Empfängers zu erhalten einschließlich der Position und der Geschwindigkeit, und mit einer minimalen Anzahl von Satelliten.
  • Beim Ausführen der vorherigen Aufgabe und anderer Aufgaben, Merkmalen und Vorteilen der vorliegenden Erfindung wird ein Verfahren, wie es in Anspruch 1 definiert ist, bereitgestellt zum Bestimmen der Position eines Objekts. Das Verfahren umfasst die Schritte Senden eines ersten Entfernungsmesssignals von einem ersten Boden-Ort zu dem Objekt und Senden eines zweiten Entfernungsmesssignals in Antwort auf das erste Entfernungsmesssignal zu dem ersten bekannten Boden-Ort. Das Verfahren umfasst weiter die Schritte Senden eines dritten Entfernungsmesssignals in Antwort auf das erste Entfernungsmesssignal an einen zweiten bekannten Ort und Senden eines vierten Entfernungsmesssignals in Antwort auf das dritte Entfernungsmesssignal an einen dritten bekannten Ort. Das Verfahren umfasst ferner den Schritt Bestimmen einer ersten Verzögerung entsprechend einer Zeitdifferenz zwischen dem Senden des ersten Entfernungs messsignals und dem Empfangen des zweiten Entfernungsmesssignals. Das Verfahren umfasst auch den Schritt Bestimmen einer zweiten Verzögerung entsprechend einer Zeitdifferenz zwischen dem Senden des ersten Entfernungsmesssignals und Empfangen des dritten Entfernungsmesssignals. Noch weiter umfasst das Verfahren den Schritt Bestimmen einer dritten Verzögerung entsprechend einer Zeitdifferenz zwischen dem Senden des ersten Entfernungsmesssignals und dem Empfangen des vierten Entfernungsmesssignals. Das Verfahren umfasst schließlich den Schritt Bestimmen der Position des Objekts basierend auf dem ersten, dem zweiten und dem dritten bekannten Ort und der ersten, der zweiten und der dritten Verzögerung.
  • Bei einer weiteren Ausführung der oben genannten Aufgabe und anderer Aufgaben, Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung wird ein System, wie in Anspruch 4 definiert, bereitgestellt, um die Schritte des zuvor beschriebenen Verfahrens auszuführen. Das System umfasst einen Sender/Empfänger am Boden an einem ersten bekannten Boden-Ort zum Bereitstellen eines bidirektionalen Kommunikationspfads zwischen dem Sender/Empfänger am Boden und dem Objekt, wobei der Sender/Empfänger am Boden ein erstes Entfernungsmesssignal zu dem Objekt sendet und das Objekt ein zweites Entfernungsmesssignal zu dem Sender/Empfänger am Boden in Antwort auf das erste Entfernungsmesssignal sendet. Das System umfasst ebenfalls einen ersten Kommunikationssender/Empfänger an einem zweiten bekannten Ort zum Bereitstellen eines ersten unidirektionalen Kommunikationspfads zwischen dem ersten Kommunikationssender/Empfänger und dem Objekt, wobei der erste Kommunikationssender/Empfänger ein drittes Entfernungsmesssignal zu dem Objekt sendet oder ein drittes Entfernungsmesssignal von dem Objekt in Antwort auf das erste Entfernungsmesssignal empfängt. Das System umfasst ferner einen zweiten Kommunikationssender/Empfänger an einem dritten bekannten Ort zum Bereitstellen eines zweiten unidirektionalen Kommunikationspfads zwischen dem zweiten Kommunikationssender/Empfänger und dem Objekt, wobei der zweite Kommunikationssender/Empfänger ein viertes Entfernungsmesssignal zu dem Objekt sendet oder ein viertes Entfernungsmesssignal von dem Objekt in Antwort auf das erste Entfernungsmesssignal empfängt. Schließlich umfasst das System einen Signalprozessor zum Bestimmen einer ersten Pfadlänge entsprechend einer ersten Zeitlänge des bidirektionalen Kommunikationspfads, Bestimmen einer zweiten Pfadlänge entsprechend einer zweiten Zeitlänge des ersten unidirektionalen Kommunikationspfads, Bestimmen einer dritten Pfadlänge entsprechend einer dritten Zeitlänge des zweiten unidirektionalen Kommunikationspfads und Bestimmen der Position des Objekts basierend auf dem ersten, zweiten und dritten bekannten Ort und der ersten, der zweiten und der dritten Pfadlänge.
  • Die zuvor genannte Aufgabe und andere Aufgaben, Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich leicht aus der nachfolgenden detaillierten Beschreibung des besten Modus zur Ausführung der Erfindung, wenn sie in Verbindung mit den begleitenden Zeichnungen herangezogen wird.
  • Kurze Beschreibung der Zeichnungen
  • 1 ist eine Diagrammdarstellung, die ein Kommunikationssystem zeigt, das das Verfahren und die Vorrichtung der vorliegenden Erfindung einsetzt;
  • 2 ist ein Blockdiagramm des Luftfahrzeugteils und des Bodenteils, das in dem in 1 gezeigten System umfasst ist;
  • 3 ist ein Blockdiagramm eines bevorzugten Senders und eines bevorzugten Empfängers für die Verkehrssteuerungsstation, die in dem System von 1 verwendet wird; und
  • 4 ist ein Blockdiagramm eines bevorzugten Senders und eines bevorzugten Empfängers für ein Fahrzeug in dem System von 1.
  • Beste Modi zur Ausführung der Erfindung
  • Es wird zuerst auf 1 Bezug genommen, in der ein Kommunikationssystem 10 mit einer typischen Geometrie zur Ausführung der vorliegenden Erfindung als Diagramm dargestellt ist. Die vorliegende Erfindung ist insbesondere geeignet zur Bestimmung der Position eines Luftfahrzeugs während Kategorie-I-Landungen, wie mit Bezug auf die bevorzugte Ausführungsform beschrieben. Die vorliegende Erfindung ist jedoch ebenfalls geeignet für das Verfolgen anderer Objekte, wie bspw. bodengestützte Fahrzeuge. Es gibt typischerweise zwei Kommunikationssatelliten 11 innerhalb des Sichtfelds eines Luftfahrzeugs 12, wenn das Luftfahrzeug bzw. Flugzeug 12 sich in der Endphase der Landung befindet. Das Flugzeug 12 kommuniziert mit zumindest einer Verkehrssteuerungsstation 16 über ein Bodenradar 13 und/oder eine Satellitenbodenstation 14. Kommunikationssatelliten 11 sind vorzugsweise in mehreren Ebenen vorgesehen, die niedrige Erdumlaufbahn (LEO-Satellitenkonstellationen) und/oder mittlere Erdumlaufbahn (MEO-Satellitenkonstellationen) verwenden, wie bspw. Iridium, Intermediate Circular Orbit (ICO), Teladesic und Globalstar. Zusätzlich kann auch eine geostationäre Erdumlaufbahn (GEO-Satellitenkonstellation) in Verbindung mit der LEO- und/oder MEO-Satellitenkonstellation verwendet werden. Die geplante ICO-Konfiguration mit zehn bis zwölf Satelliten in zwei Ebenen ist ausreichend, um die Positionslokalisierung und Verfolgung des Flugzeugs 12 zu implementieren.
  • Das stationäre Bodenradar 13, wie bspw. ein Secondary Surveillance Radar (SSR; Zweit-Rundsichtradar), liefert eine bessere Genauigkeit bei der Bestimmung der Position des Flugzeugs 12, da es an einem festen bekannten Ort am Boden ist. Das stationäre Radar 13 fragt einen Sender/Empfänger (nicht gezeigt) an Bord des Flugzeugs 12 mit einem gepulsten Entfernungsmesssignal ab. Das Flugzeug 12 antwortet dann durch Senden eines gepulsten Entfernungsmess-Rücksignals mit einem Zeitstempel zurück zu dem stationären Bodenradar 13, so dass eine Zweiwege-Entfernungsmessung benutzt wird.
  • Um eine höhere Genauigkeit und Flexibilität zu erreichen, verwendet die vorliegende Erfindung eine polystatische Konfiguration. Eine polystatische Konfiguration besteht aus mehreren Sendern/Empfängern an getrennten Orten, die miteinander kooperieren. Die Sender/Empfänger können stationär sein oder sich bewegen. In einer monostatischen Konfiguration breiten sich die Vorwärts- und Rückwärts-Entfernungsmesssignale über die gleiche Verbindung aus. Als solches werden die gleichen Entfernungsmessorte der Messung auf eine sphärische Fläche eingegrenzt, die zu der Position des Übermittlungssatelliten zentriert ist mit einem Radius (Entfernung), der gleich ist einem Abstand zwischen dem Flugzeug 12 und dem Relais bzw. Weiterleitungssatelliten. Durch Einsatz von polystatischen Techniken, bei denen die Vorwärts- und Rückwärts-Entfernungsmesssignale über unterschiedliche Satelliten sich ausbreiten, werden die Orte mit gleicher Entfernung der Messung auf eine ellipsoide Fläche begrenzt. Die zwei Brennpunkte sind an den Satellitenpositionen platziert, so dass die Summe der Entfernungen zwischen Flugzeug 12 und den zwei Satelliten 11 konstant ist.
  • Somit löst das Abfragesignal, das von dem stationären Bodenradar 13 initiiert wird, auch aus, dass das Flugzeug 12 zusätzliche Entfernungsmesssignale mit jeweiligen Zeitstempeln zum Empfang durch jeden der Kommunikationssatelliten 11 neu erzeugt. Die Kommunikationssatelliten 11 leiten dann die Entfernungsmesssignale über die Satellitenbodenstation 14, wie bspw. ein Satellitenzugangsknoten (SAN), zum Boden weiter.
  • In ähnlicher Weise lösen verschiedene Entfernungsmesssignale von der Satellitenbodenstation 14 zum Flugzeug 12 über Kommunikationssatelliten 11 verschiedene Antwortsignale vom Flugzeug 12 aus. Die Antwortsignale werden zurück zum Boden in einer von zwei Arten weitergeleitet: 1) nur direkt zurück zu dem stationären Bodenradar 13 oder 2) zurück zu dem stationären Bodenradar 13 und jedem der Kommunikationssatelliten 11. Vorzugsweise informiert die Verkehrssteuerungsstation 16 das Flugzeug 12, welche Rückverbindungsstrategie verwendet wird, bevor die Zweiwege-Entfernungsmessung gestartet wird.
  • Die Verkehrssteuerungsstation 16 vergleicht die empfangenen Zeitstempel mit der Zeit, zu der die Entfernungsmesssignale am Boden initiiert wurden. Vorzugsweise ist die Verkehrssteuerungsstation 16 eine Air Traffic Controller (ATC)-Einrichtung mit Signalverarbeitungsfähigkeit. Alternativ kann die Signal verarbeitungsfähigkeit am stationären Bodenradar 13 und/oder an der Satellitenbodenstation 14 lokalisiert sein. Die Längen der verschiedenen Pfade werden bestimmt durch Berechnung der Differenz zwischen den empfangenen Zeitstempeln und den Startzeitstempeln jedes der Entfernungsmesssignale. Die Verkehrssteuerungsstation 16 bestimmt dann den Ort des Flugzeugs 12, indem eine Triangulationsberechnung basierend auf den Längen der verschiedenen Pfade ausgeführt wird, der Position des stationären Bodenradars 13 und den Ephemerisdaten der Kommunikationssatelliten 11. ATC-Einrichtung 16 wird ebenfalls die bodenvalidierte Position und die Geschwindigkeitsvektoren an das Flugzeug 12 weiterleiten für die Benutzung durch den Piloten des Flugzeugs 12.
  • Die vorliegende Erfindung kann in Verbindung mit GPS verwendet werden. Wenn GPS-Signale verfügbar sind, werden die GPS-Signale eingesetzt, um den Flugzeugzustandsvektor zu erhalten, der dann zu der Verkehrssteuerungsstation 16 über Kommunikationssatelliten 11 und die Satellitenbodenstation 14 gesendet wird. Eine verbesserte Abschätzung der Flugzeugzustandsvektoren wird durch Datenverschmelzung der zwei unabhängigen Messungen erreicht, d.h. der GPS-Messung und der Zweiwege-Entfernungsmessung. Die aktualisierten Flugzeugzustandsvektoren werden dann zum Flugzeug 12 gesendet.
  • Die Zeitstempel erreichen über verschiedene Vorwärtsverbindungen das Flugzeug 12 in unterschiedlichen Zeitschlitzen. Es ist möglich, feste Verarbeitungsverzögerungen zu erlauben, um die Zeitstempel zusammen zu multiplexen und dann das gemultiplexte Entfernungsmesssignal über unterschiedliche Rückverbindungen gleichzeitig oder nacheinander zu senden. Es ist jedoch auch möglich, das gemultiplexte Signal über eine einzelne Rückverbindung zu senden, um Rückverbindungskapazität zu sparen, wenn dies benötigt wird. In ähnlicher Weise ist die vorliegende Erfindung flexibel genug, um Vorwärtsverbindungskapazitäten ebenfalls zu sparen. Zusätzlich ist es möglich, ICO-Satelliten entweder als Vorwärts- oder als Rückwärtsverbindungs-Relais einzusetzen (nicht beide) und andere (GEO, MEO oder LEO) mobile Satelliten zu verwenden, als komplementäre Verbindungsrelais.
  • Die Positionen der Kommunikationssatelliten 11 im Raum sind bekannt, so dass die Entfernungen R1 und R2 zwischen jedem der Kommunikationssatelliten 11 und der Satellitenbodenstation 14 bekannt sind. Die Entfernungen R1 und R2 können jedoch mit der Zeit kalibriert werden, um eine genauere Messung zu erhalten. Die Verbindungen R3 und R4 werden dann verwendet, um die Zustandsvektoren durch Zweiwege-Entfernungsmessung von der Satellitenbodenstation 14 zum Flugzeug 12 zu bestimmen. Die Zeitdifferenz zwischen der Zeit, zu der das Entfernungsmesssignal zu der Satellitenbodenstation 14 gesendet wird, und der Zeit, zu der das antwortende Entfernungsmesssignal von Flugzeug 12 durch die Satellitenbodenstation 14 empfangen wird, wird verwendet, um die Entfernungen R3 und R4 zu bestimmen.
  • Wendet man sich nun der 2 zu, ist dort ein vereinfachtes Blockdiagramm sowohl eines Flugzeugteils 18 als auch eines Bodenteils 20 der vorliegenden Erfindung gezeigt. Das Flugzeugteil bzw. -segment 18 umfasst einen herkömmlichen GPS-Empfänger 22 zum Empfangen der GPS-Signale von einem GPS-Satelliten 24 über eine Antenne 25. Der GPS-Empfänger 22 sendet ein Positionssignal zu einem herkömmlichen Extended Kalman- Filter (EKF) 26, der das Positionssignal als einen Zustandsvektor nachführt. Ein optionales Eingangssignal 27 zu dem EKF 26 ist ein Signal von einem Trägheitsnavigationssystem (INS), wie bspw. ein herkömmliches mechanisches Kreiselsystem, das die Entfernung überwacht, die das Flugzeug 12 von einer vorbestimmten Position zurückgelegt hat.
  • Das Flugzeug 12 empfängt Entfernungsmesssignale von den Kommunikationssatelliten 11 und dem stationären Bodenradar 13 über eine zweite Antenne 28. Die zweite Antenne 28 ist vorzugsweise eine retrogerichtete Antenne, die mit einer Butler-Matrix, einem digitalen Strahlformer mit niederem Profil und einer Wavelet-basierten finiten Impulsantwort (WFIR)-Signalverarbeitung implementiert ist. Die retrogerichtete Antenne misst die Richtung des empfangenen Signals von dem Kommunikationssatelliten 11 und dem stationären Bodenradar 13 und sendet automatisch das Rücksignal entsprechend zurück. Die Butler-Matrix implementiert eine Fourier-Transformation, die eine Satz von nahezu orthogonalen Strahlen bildet, die das Sichtfeld abdecken, und ist eine relativ kostengünstige Lösung, um eine retrogerichtete Antenne zu realisieren. Das digitale Strahlformerarray mit niederem Profil eignet sich für eine dünne konforme Gruppenkonfiguration, die für die Installation im Flugzeug bevorzugt ist. Optional kann eine Nachführ- bzw. Verfolgungsantenne anstelle der retrogerichteten Antenne verwendet werden, die entweder eine elektronisch oder mechanisch gelenkte Antenne umfasst, die von einer Monoimpuls-, schrittgeschwenkten oder konisch geschwenkten Nachführschleife angesteuert wird.
  • Um die polystatischen Techniken bei der vorliegenden Erfindung zu verwenden, ist eine digitale Implementation der Butler-Matrix erforderlich, wie bspw. ein digitaler konjugierter Gradientenstrahlformer, um die Phasengradienten der Signale von verschiedenen Kommunikationssatelliten 11 zu speichern, d.h. die Richtung der eintreffenden Signale, und die richtige Phasenkonjugation für die ausgehenden Signale anzuwenden, so dass die ausgehenden Signale zu den richtigen Kommunikationssatelliten 11 gerichtet werden.
  • Die Daten zwischen dem Flugzeugteil 18 und dem Bodenteil 20 können kombiniert werden mit dem eindeutigen Entfernungsmesscodesignal auf einem der verschiedenen Wege: 1) Überlagern eines Auslander-Barbano (AB)-Code-Multiplexvielfachzugriff (CDMA)-Nachführcode auf den Kommunikationsverbindungskanälen als Additives Weißes Gauss'sche Rauschen (AWGN) mit niederem Pegel, thermische rauschähnliche Signale mit leichter Anhebung des thermischen Rauschbodens; 2) Modulieren der Kommunikationsdaten mit dem AB-CDMA-Entfernungsmessungscode und Senden als einzelne Wellenform, wie in 3 gezeigt; und 3) Trennen der Entfernungsmessverbindungen von den Datenverbindungen. In der bevorzugten Ausführungsform, die in 3 gezeigt ist, sendet die ATC-Einrichtung 16 Daten, die durch eine WFIR-Wellenform moduliert sind, mit einem eindeutigen AB-Entfernungsmesscode, der jedem Flugzeug zugeordnet ist, das in dem bestimmten Zeitschlitz verfolgt wird. Eine WFIR-Modulation ermöglicht, dass die Entfernungsmesssignale eine variable Auflösung zusätzlich zu der variablen Länge haben. Die Wellenform liefert speziell ein Mittel zum Senden einer relativ breitbandigen WFIR-Entfernungsmesswellenform über eine Gruppe von schmalbandigen Kommunikationssatellitenkanälen, gleichzeitig oder nacheinander, und unterstützt die gleichzeitige Entfernungs-/Doppler-Messungen und Datendemodulation.
  • Die Zweiwege-Entfernungsmessdaten 30 werden zu dem Bodenteil 20 über das stationäre Bodenradar 13 und die Satellitenbodenstation 14 gesendet. Zweiwege-Entfernungsmessdaten 30 werden eingesetzt, um eine duale Alpha-Beta (α-β)/EKF-Verfolgungsschleife 32 anzusteuern, wobei die schnelle α-β-Schleife den AB-CDMA-Code in Kommunikationskoordinaten verfolgt und die langsame EKF das Zielflugzeug in erdzentrierten Inertial (ECI)-Koordinaten verfolgt, um eine eindeutige bevorzugte Verfolgungsarchitektur mit geringer Komplexität, hoher Genauigkeit und hoher Integrität mit schnell ansprechenden Valid-Track-Metriken bereitzustellen, und die Fähigkeit, Total Electron Content (TEC)-induzierte Wellenformübertragungsentfernungen und Doppler-Versatz aufzuspüren.
  • Die α-β-Schleife ist ein relativ schnelles Paar von Zeit- und Frequenzverfolgungsschleifen, die die empfangenen Zweiwege-Entfernungsmesssignale messen und glätten, während jedes Zugriffs. Der vierdimensionale Zustandsvektor Z für die α-β-Schleife besteht aus dem Synchronisationsoffset, dem Zeitdrift, dem Frequenzversatz und dem Frequenzdrift. Der Zeitdrift bezieht sich auf den Taktdrift, wohingegen der Frequenzversatz die Doppler-Verschiebung betrifft auf Grund der Verbindungsbewegung plus TEC. Der Zustandsvektor X für die EKF-Schleife besitzt elf Komponenten bestehend aus den dreidimensionalen ECI-Positionskoordinaten, der Geschwindigkeit, der Beschleunigung und den Entfernungs- plus Doppler-Koordinaten, verknüpft mit ionosphärischen TEC-Effekten.
  • Basierend auf den α-β-Beobachtungsdaten von einem vorherigen Zugriff sagt die EFK-Schleife ihren Zustand Xk an der Zustandsübergangszeit k·T vorher, wobei T das aktualisierte In tervall für das EKF ist. Dieser Zustand wird in den entsprechenden vorhergesagten Zustand Zk der α-β-Schleife abgebildet. Während der Zugriffsschlitzzeit ΔT erzeugt die α-β-Schleife einen geglätteten Zustand Zk, der dann von dem EKF verwendet wird, um den vorhergesagten Zustand zu glätten, um den geglätteten Zustand Xk zu erzeugen. Dies erlaubt dem EKF, den Zustand Xk+1 bei (k + 1)·T vorherzusagen. Diese Prozedur wird für den nächsten Zugriff wiederholt.
  • Der vorhergesagte Zustandsvektor von der dualen α-β/EKF-Nachführungsschleife 32 und der geschätzte Zustandsvektor 34 vom Flugzeug 12 werden zu einem Fusionsprozessor 36 gesendet, der eine Datenfusion und Validierung zwischen den zwei unabhängigen Messungen ausführt, um eine verbesserte Zustandsvektorschätzung zu erhalten. Der Fusionsprozessor 36 empfängt ebenfalls andere terrestrisch basierte Daten 37, wie bspw. die Position des stationären Bodenradars 13, die Position der Satellitenbodenstation 14 und die Position der Kommunikationssatelliten 11. Die verbesserte Zustandsvektorschätzung wird zu der ATC-Einrichtung 16 geleitet, die dann diese Information zum Flugzeug 12 sendet. Die verbesserte Zustandsvektorschätzung 38, die vom Flugzeug 12 empfangen wird, wird vom EKF 26 verarbeitet, um einen neuen Zustandsvektor zu generieren.
  • Es wird nun auf die 3 Bezug genommen. Zusätzliche Details des Empfängers und des Senders, die in der Verkehrssteuerungsstation 16 verwendet werden, sind gezeigt und umfassen einen Sender 40 und einen Empfänger 42. Die Satellitenbodenstation 14 sendet Daten, die durch eine Wavelet-basierte finite Impulsantwort (WFIR)-Wellenform mit einem eindeutigen AB-Entfernungsmesscode, der in jedem Flugzeug 12 zugeordnet ist, das in dem Zugangszeitschlitz verfolgt wird, moduliert. Die TDMA-Daten zu dem Zielflugzeug werden von einer N-Chip AB-Codesequenz moduliert, mit einer WFIR-Abtastrate M abgetastet, und mit Signalen zu anderen Flugzeugen hinzugefügt, die den gleichen Zugangsschlitz teilen. Das summierte Ausgangssignal wird von einem Breitband-WFIR-Filter mit einer überlagerten Hüllkurve der AB-Entfernungsmesswellenformen überlagert. Eine Bank von schmalbandigen WFIR-Filtern kanalisiert die Breitbandwellenform in einen Satz von Schmalbandwellenformen, die mit den Satellitenkommunikationskanälen kompatibel sind, wie bspw. ICO.
  • Die Empfangsverarbeitung an der Satellitenbodenstation 14 ist bei 42 gezeigt. Das Basisbandsignal von dem Digitalisierer, das als Analog/Digital (AD)-Funktion und als In-Phasen-Quadratur (I/Q)-Funktion gezeigt ist, die kombiniert werden können, wird von einer Bank schmalbandiger (NB) WFIR-Filter erfasst, die auf die ICO-Kommunikationskanäle angepasst sind. Die Ausgangssignale werden verwendet, um eine Rekonstruktion des Breitband-WFIR-Entfernungsmesssignals für jedes Flugzeug auszuführen. Diese rekonstruierte breitbandige WFIR-Wellenform wird dann erfasst durch In-Zeit-, Früh- und Spätkorrelatoren. Die Entfernungsmesszeit und -daten von jedem Flugzeug werden durch separate Verarbeitung wieder gewonnen, die das AB-CDMA spreizen, erfassen, nachführen, Zeitgewinnung und Datengewinnung ausführen.
  • Wie am besten in 4 gezeigt ist, umfassen die Flugzeugsender/-empfänger 44 eine retrogerichtete Antenne 46. Eine Butler-Matrix, eine digitale Strahlform mit niederem Profil (DBF) und eine WFIR-Signalverarbeitung werden vorzugsweise verwendet. Die retrogerichtete Antenne 46 misst die Richtung des empfangenen Signals von dem Satelliten 11 und sendet automatisch das Rücksignal zurück zu dem geeigneten Satelliten 11. Die Butler-Matrix implementiert eine Fourier-Transformation, die einen Satz von nahezu orthogonalen Strahlen bildet, die das Sichtfeld abdecken, und die sich als relativ kostengünstige Lösung herausgestellt hat, um eine retrogerichtete Antenne zu realisieren. Die DBF-Gruppe mit niederem Profil eignet sich für eine dünne konforme Gruppenkonfiguration, die bei einer Flugzeuginstallation bevorzugt ist. Die Implementationstechnik beseitigt das Bedürfnis nach einer teuren Nachführungsantenne am Flugzeug, die üblicherweise aus einer elektronischen oder mechanisch gelenkten Antenne besteht, die durch einen Monoimpuls-, schrittabgetastete oder konisch abgetastete Nachführschleife besteht.
  • Die Prinzipien der vorliegenden Erfindung werden von einem Flugzeug verwendet, das sich in einer End-Annäherungs- und Landephase befindet. Das Verfahren und das System können jedoch auch auf einen Luftraum ausgedehnt werden, der eine hohe Verkehrsdichte besitzt und von existierendem S-Band Secondary Surveillance Radar abgedeckt wird. Die vorliegende Erfindung zeichnet ADS-Techniken aus, die auf Global Navigation Satellite System (GNSS) basieren, und GPS und/oder GLONASS-Systeme benutzen. Diese Erfindung wird jedoch auch ohne ADS funktionieren.
  • Während die besten Modi zur Ausführung der Erfindung im Detail beschrieben wurden, werden jene, die mit der Technik vertraut sind, auf die sich diese Erfindung bezieht, erkennen, dass verschiedene alternative Designs und Ausführungsformen zur Ausführung der Erfindung, wie sie in den nachfolgenden Ansprüchen definiert ist, möglich sind.

Claims (6)

  1. Verfahren zum Bestimmen einer Position eines Objekts, indem ein Bodenradar (13) und ein erster und ein zweiter Satellit verwendet werden, die in einem Sichtfeld des Objekts (12) positioniert sind und eine Zweiwege-Entfernungsmessung benutzen, mit den Schritten: Senden eines ersten Entfernungsmesssignals von dem Bodenradar (13) direkt zu dem Objekt (12); Senden eines zweiten Entfernungsmesssignals von dem Objekt (12) direkt zu dem Bodenradar (13) in Antwort auf das erste Entfernungsmesssignal; Senden eines dritten Entfernungsmesssignals von dem Objekt (12) direkt zu dem ersten Satelliten (11) in Antwort auf das erste Entfernungsmesssignal; Senden eines vierten Entfernungsmesssignals von dem ersten Satelliten (11) direkt zu einer Satellitenbodenstation (14) in Antwort auf das dritte Entfernungsmesssignal; Senden eines fünften Entfernungsmesssignals von dem Objekt (12) direkt zu dem zweiten Satelliten in Antwort auf das erste Entfernungsmesssignal; Senden eines sechsten Entfernungsmesssignals von dem zweiten Satelliten (11) direkt zu der Satellitenbodenstation (14) in Antwort auf das fünfte Entfernungsmesssignal; Bestimmen einer ersten Zeitverzögerung entsprechend einer Zeitdifferenz zwischen der Übertragung des ersten Entfernungsmesssignals und dem Empfang des zweiten Entfernungsmesssignals; Bestimmen einer zweiten Zeitverzögerung entsprechend einer Zeitdifferenz zwischen dem Senden des ersten Entfernungsmesssignals und dem Empfang des vierten Entfernungsmesssignals; Bestimmen einer dritten Zeitverzögerung entsprechend einer Zeitdifferenz zwischen der Übertragung des ersten Entfernungsmesssignals und dem Empfang des sechsten Entfernungsmesssignals; Bestimmen der Position des Objekts (12) basierend auf den bekannten Orten des Bodenradars (13), des ersten Satelliten (11), des zweiten Satelliten (11) und der Satellitenbodenstation (14) und der ersten, der zweiten und der dritten Zeitverzögerung.
  2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Bodenradar (13) ein Sekundär-Überwachungsbodenradar (13) ist.
  3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Objekt (12) ein Flugzeug (12) ist.
  4. System zum Bestimmen einer Position eines Objekts (12), indem eine Zweiwege-Entfernungsmessung verwendet wird, mit: einer Satellitenbodenstation (14); einem Bodenradar (13) zum Senden eines ersten Entfernungsmesssignals direkt zu dem Objekt (12) und zum Empfang eines zweiten Entfernungsmesssignals, das von dem Objekt (12) direkt zu dem Bodenradar (13) in Antwort auf das erste Entfernungsmesssignal gesendet wird; einem ersten Satelliten im Sichtfeld des Objekts (12) zum Empfang eines dritten Entfernungsmesssignals, das direkt von dem Objekt (12) in Antwort auf das erste Entfernungsmesssignal gesendet wird und zum Senden eines vierten Entfernungsmesssig nals direkt zu der Satellitenbodenstation (14) in Antwort auf das dritte Entfernungsmesssignal; einem zweiten Satelliten im Sichtfeld des Objekts (12) zum Empfang eines fünften Entfernungsmesssignals, das direkt von dem Objekt (12) in Antwort auf das erste Entfernungsmesssignal gesendet wird und zum Senden eines sechsten Entfernungsmesssignals direkt zu der Satellitenbodenstation (14) in Antwort auf das fünfte Entfernungsmesssignal von dem Objekt (12), wobei der erste und der zweite Satellit von dem Objekt und dem Bodenradar (13) getrennt sind; und einem Signalprozessor (13, 14, 16) zum Bestimmen einer ersten Zeitverzögerung entsprechend einer Zeitdifferenz zwischen dem Senden des ersten Entfernungsmesssignals und dem Empfang des zweiten Entfernungsmesssignals, zum Bestimmen einer zweiten Zeitverzögerung entsprechend einer Zeitdifferenz zwischen dem Senden des ersten Entfernungsmesssignals und dem Empfang des vierten Entfernungsmesssignals, und zum Bestimmen einer dritten Zeitverzögerung entsprechend einer Zeitdifferenz zwischen dem Senden des ersten Entfernungsmesssignals und dem Empfang des sechsten Entfernungsmesssignals, wobei der Prozessor die Position des Objekts (12) basierend auf bekannten Orten des Bodenradars (13), des ersten Satelliten (11), des zweiten Satelliten (11) und der Satellitenbodenstation (14) und der ersten, zweiten und dritten Zeitverzögerung bestimmt.
  5. System nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Bodenradar ein Sekundär-Überwachungsbodenradar (13) ist.
  6. System nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Objekt ein Flugzeug (12) ist.
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