DE4225413C1 - Verfahren zur Bewegungskompensation von SAR-Bildern mittels eines Kurs/Lage-Referenzsystems und Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens - Google Patents

Description

Die Erfindung geht aus von einem Verfahren zur Bewegungskompensation von SAR Bildern mittels eines Kurs/Lage-Referenzsystems gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 und betrifft außerdem eine Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens.

In US 46 92 765 ist ein adaptiver Lernregler (ALC) für ein inertiales Navigationssystem (INS) beschrieben, in welchem der ALC-Regler ein Positionskorrektursignal erzeugt, um quadratische Positionsfehler zu korrigieren. Hierbei wird das Positionskorrektursignal durch ein zweimaliges Integrieren eines Beschleunigungs-Korrektursignals erzeugt, das von dem ALC-Regler erzeugt worden ist. Hierzu erhält der ALC-Regler Signale, welche einen augenblicklichen Systemzustand anzeigen, welcher auf dem korrigierten Positionssignal und einem Geschwindigkeitssignal in schräger Richtung basiert. Der ALC-Regler erhält ferner ein Fehlersignal, welches durch Vergleichen des korrigierten Positionssignals mit vorherbestimmten Fehlerkriterien festgelegt worden ist, wobei sich diese Kriterien auf Abweichungen der korrigierten Positionssignale über akzeptable Fehlergrenzwerte hinaus beziehen.

Ein von der Anmelderin betriebenes flugzeuggetragenes Radarsystem mit synthetischer Apertur (SAR) arbeitet im L-, C- und X-Band. Solche Radarsysteme werden zur Abbildung der Erdoberfläche entlang des Flugweges verwendet. Hierbei ist die Antenne senkrecht zur Flugrichtung und schräg nach unten ausgerichtet, wie schematisch in Fig. 8 dargestellt ist. Als Resultat wird eine Landkarte erhalten, deren Bildpunkte die Radarreflektivität der Objekte am Boden wiedergeben.

Im allgemeinen werden bei einer Prozessierung eines Radarbildes ideale Flugbedingungen vorausgesetzt, d. h. Kurs, Lage und Vorwärtsgeschwindigkeit werden als konstant angenommen. Dies trifft jedoch in der Praxis nicht zu, da das Flugzeug durch Turbulenzen von seiner nominellen Flugbahn abgelenkt wird und auch in seiner Vorwärtsgeschwindigkeit variiert. Abweichungen von der Flughöhe und seitlich zur Flugrichtung haben eine Variation der Schrägentfernung zwischen Antenne und einem beleuchteten Ziel am Boden zur Folge und wirken sich somit auf den Phasenverlauf eines Rückstreusignals aus. Durch die variierende Vorwärtsgeschwindigkeit wird zudem ein äquidistantes Abtasten des beleuchteten Geländestreifens verhindert. Die Bewegungsfehler beeinträchtigen darüber hinaus die Azimut-Kompression und führen zu einer Verschlechterung der Qualität von prozessierten Radarbildern, was geometrische Verzerrungen, eine Verschlechterung der Auflösung und eine Abnahme des Kontrastes zur Folge hat.

Zur Bewegungskompensation sind verschiedene Verfahren bekannt. Bei einer Bewegungskompensation mit einem Master/ Slave-System werden zwei inertiale Navigationssysteme (INS) verwendet, wobei das Slave-System in Antennennähe und das Master-System meist in der Flugzeugnase montiert ist. Das Slave-System wird für kurzzeit-stabile Messungen verwendet, während langzeit-stabile Messungen mittels des Master-Systems durchgeführt werden; beide Messungen werden dann anschließend über ein sogenanntes Kalman-Filter verknüpft.

Nachteilig bei einer Bewegungs-Kompensation mittels eines Master/Slave-INS-Systems ist, daß das Slave-System einfach aufgebaut ist und, wie bereits ausgeführt, allein nur für kurzzeitige Messungen verwendet werden kann. Bei Langzeitmessungen bewirken Sensorfehler eine Drift in der Positionsberechnung. Das Slave-System muß daher von einem langzeit-stabilen Master-System gestützt werden, das jedoch im allgemeinen ein Bestandteil eines Flugzeug-Navigationssystems ist und sich, wie vorstehend ausgeführt, in der Nase des Flugzeugs befindet.

Hieraus ergibt sich normalerweise ein langer Hebelarm zwischen dem INS-System und einem Antennenphasenzentrum, welcher rechnerisch kompensiert werden muß. Bei einem sehr langen Hebelarm ergeben sich extrem hohe Anforderungen an das Winkelauflösungsvermögen des Inertialsensors, die von keinem INS-System eingehalten werden können. Das Master-INS-System allein kann daher nur mit eingeschränkter Genauigkeit zur Bewegungskompensation verwendet werden; gleichzeitig ist die Berechnung der Kalman-Filter zur Stützung des Slave-INS-Systems sehr aufwendig und erfordert zusätzlich einen entsprechend hohen Soft- und Hardware-Einsatz.

Eine Verwendung von Global-Positioning-Systemen (GPS-Systemen) zur Bewegungskompensation ermöglicht eine genaue Bestimmung der Position und der Geschwindigkeit. Insbesondere eignet sich ein differentielles GPS-System prinzipiell zur Bewegungskompensation. Nachteilig bei Bewegungskompensationsverfahren mit einem solchen GPS-System ist jedoch, daß es auf eine Unterstützung einer Bodenstation angewiesen ist. Hierdurch sind zum einen die Betriebskosten sehr hoch und zum anderen sind Beschränkungen bei der Wahl des Einsatzgebietes zu erwarten. Ohne eine Bodenstation sind jedoch GPS- Bewegungsdaten nicht genau genug.

Bei einem Autofokus-Verfahren zur Bewegungskompensation werden Radar-Rohdaten ausgewertet und normalerweise nur für die Schätzung der Vorwärtsgeschwindigkeit des Trägers verwendet. Das Autofokusverfahren erfordert jedoch einen sehr hohen Berechnungsaufwand und stellt damit bei Echtzeitsystemen hohe Anforderungen an die Hardware. Außerdem sind Bandbreite und Genauigkeit bei dem Autofokusverfahren nicht sehr hoch und die Kompensation des Geschwindigkeitsfehlers reicht bei größeren Bewegungsfehlern allein nicht mehr aus, um eine gute Bildqualität zu erzeugen.

Bei einer Bewegungskompensation mittels der sogenannten Reflektivitäts-Versatzmethode wird das Azimutspektrum der Radar-Rohdaten ausgewertet; hiermit können die Vorwärtsgeschwindigkeit und ein Phasenfehler bestimmt werden. Mit diesen Informationen wird dann anschließend die Bewegungskompensation durchgeführt. Auch bei der Reflektivitäts-Versatzmethode ist ein hoher Rechenaufwand notwendig. Dieses Verfahren kann daher in Echtzeit nur mittels parallel laufender Rechner realisiert werden. Ferner ist die Bandbreite eingeschränkt und die Trennung der Geschwindigkeits- und Phaseninformation bereitet bei stärkeren Störbewegungen Probleme.

Aufgabe der Erfindung ist es daher, zur Verbesserung der Bildqualität ein Verfahren und eine Einrichtung zur Bewegungskompensation von SAR-Bildern zu schaffen, bei welchem aus Meßdaten eines inertialen Kurs/Lage-Referenzsystems Phasenfehler korrigiert und eine Pulswiederholfrequenz nachgeregelt werden können.

Gemäß der Erfindung ist diese Aufgabe durch ein Verfahren bzw. einer Einrichtung zur Erzeugung von hochqualitativen SAR-Bildern nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1 bzw. 3 durch die im kennzeichnenden Teil des jeweiligen Anspruchs angegebenen Merkmale gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen 2 und 4 angegeben.

Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren werden zur Durchführung einer Bewegungskompensation die Ausgabedaten eines Kurs/Lage-Referenzsystems herangezogen, welches so nahe, wie nur irgend möglich beim Phasenzentrum der Empfangsantenne angeordnet wird. Das gemäß der Erfindung verwendete Kurs/Lage- Referenzsystem arbeitet nicht im Master-Slave-Betrieb mit einem anderen INS-System zusammen, sondern wird, wie bei Inertialsystemen üblich, mit Magnetic Heading, ("Mißweisender Windkurs") tatsächlichen Luftgeschwindigkeits- (True Air Speed), Barometer- und DME/VOR-Daten versorgt. Hierdurch können dann Navigationsdaten mit hoher Genauigkeit berechnet werden. Die eigentlichen Bewegungskompensationsparameter werden aus den Navigationsdaten mit Hilfe des Signalverarbeitungsverfahrens gemäß der Erfindung bzw. der Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens berechnet. Dieses Verfahren arbeitet mit schnellen Algorithmen und die Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens kann mit einem vergleichsweise geringen Aufwand an Soft- und Hardware realisiert werden.

Ein Master/Slave-Betrieb ist dennoch möglich, ohne die Struktur des angewendeten Verfahrens zu verändern. Zur Stützung können die Geschwindigkeit über Grund sowie die Flughöhe ohne eine Kalman-Filterung eingespeist werden; hierbei ist es auch unerheblich, von welchen Sensoren die Daten geliefert werden.

Da nur ein Inertialsystem zur Anwendung kommt, ist das erfindungsgemäße Verfahren im Vergleich zu einem Verfahren mit Master/Slave-INS wesentlich preisgünstiger herzustellen, mit einem reduzierten Aufwand an Soft- und Hardware realisierbar und daher viel weniger fehleranfällig. Auch ist im Vergleich zu einem ungestützten Slave-System die Langzeitgenauigkeit wesentlich höher. Gegenüber dem Master-System, welches üblicherweise Bestandteil eines Flugzeugnavigations-Systems ist, hat die Einrichtung zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens den Vorteil, daß sie nahe bei der Empfangsantenne angeordnet werden kann. Ferner braucht bei dem erfindungsgemäßen Verfahren nicht der gesamte Leistungsumfang eines Master-INS-Systems zur Verfügung zu stehen. Für eine Bewegungskompensation bei einem SAR-System genügt die Leistungsfähigkeit eines Kurs/Lage-Referenzsystems, bei welchem im Unterschied zu einem Master-INS-System keine Positionen in Längen- und Breitengraden berechnet zu werden brauchen. Bei vergleichbarer Genauigkeit ist der Einsatz eines Kurs/Lage- Referenzsystems ohnehin wesentlich kostengünstiger.

Wird das bei der Erfindung vorgesehene Kurs/Lage-Referenzsystem ohne VOR/DME-Stützdaten betrieben, kann eine vollkommen autarke Betriebsweise erreicht werden. Allerdings ist das Kurs/Lage-Referenzsystem sodann nicht mehr in der Lage, die Geschwindigkeit über Grund und den Driftwinkel zu berechnen. Beides kann aber von der Reflektivitäts-Versatzmethode (DE 39 22 428) zur Verfügung gestellt werden. Die Einrichtung zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens ist somit unabhängig von GPS- und/oder VOR/DME-Bodenstationen, sowie den Empfangsbedingungen für GPS-Satelliten.

Vorteilhaft gegenüber dem Verfahren mit Autofokus ist, daß neben der Geschwindigkeit die Position mit hoher Bandbreite und Genauigkeit bestimmt wird. Wie bereits ausgeführt, arbeitet das erfindungsgemäße Signalverarbeitungsverfahren mit relativ einfachen, jedoch schnellen Algorithmen, welche leicht zu realisieren sind und die obendrein keinen sehr großen Berechnungsaufwand erfordern.

Im Unterschied zu der Reflektivitäts-Versatzmethode ist bei dem erfindungsgemäßen Verfahren und bei der Einrichtung zu dessen Durchführung ein erheblich niedrigerer Berechnungsaufwand und daraus resultierend ein erheblich geringerer Soft- und Hardware-Einsatz erforderlich. Obendrein stellt die gesonderte Berechnung von Vorwärtsgeschwindigkeit und Position kein Problem dar, noch dazu ist die Bandbreite des Verfahrens wesentlich größer.

Nachfolgend wird die Erfindung anhand von bevorzugten Ausführungsformen unter Bezugnahme auf die anliegenden Zeichnungen im einzelnen erläutert. Es zeigt:

Fig. 1 in Form eines schematischen Blockdiagramms einen prinzipiellen Ablauf einer SAR-Datenprozessierung mit einer Kompensation von Bewegungsfehlern;

Fig. 2 schematisch ein detailliertes Blockdiagramm einer Einrichtung zur Berechnung der Vorwärtsgeschwindigkeit;

Fig. 3 schematisch ein detailliertes Blockdiagramm einer Einrichtung zur Berechnung der Position;

Fig. 4 schematisch ein detailliertes Blockdiagramm einer Einrichtung zur Transformation von Hebelarmkomponenten in Erdkoordinaten;

Fig. 5 schematisch ein detailliertes Blockdiagramm einer Einrichtung zur Berechnung der Ablage in Antennenblickrichtung;

Fig. 6 eine schematische Darstellung einer Geometrie einer Soll- und Ist-Schrägentfernung zu einem Punkt am Boden;

Fig. 7 schematisch eine perspektivische Darstellung des Zeitverlaufs des Phasenfehlers nach Fig. 6 für jedes Entfernungstor, und

Fig. 8 eine schematische Darstellung einer SAR-Fluggeometrie.

Nachfolgend wird anhand von Fig. 1 in Form eines Blockdiagramms eine SAR-Bild-Prozessierung (gestrichelter Block 1) und als Überblick ein Signalverarbeitungsverfahren zur Bewegungskompensation, gemäß der Erfindung (gestrichelter Block 2) beschrieben.

In Fig. 1 bedeuten:
a_x′′ horizontale Beschleunigung in Flugzeug-Längsachse (Along Heading Acceleration);
a_y′′ horizontale Beschleunigung orthogonal zur Flugzeug-Längsachse (Across Heading Acceleration);
a_z′′ vertikale Beschleunigung;
l_x′, l_y′, l_z′ Hebelarmkomponenten im Flugzeug-Koordinatensystem
l_x, l_y, l_z Hebelarmkomponenten im Erd-Koordinatensystem;
p_y horizontale seitliche Ablage quer zur Flugzeug-Längsachse (Across Heading Displacement)
p_z vertikale Position (= zeitlicher Verlauf der Flughöhe über Grund)
p_alt barometrisch gestützte Flughöhe (Altitude Inertial)
p_ter Terrainhöhe
r Ablage in Antennenblickrichtung
v_G Geschwindigkeit über Grund
v_x Geschwindigkeit in Soll-Flugrichtung (Along Track Velocitiy)
Φ Rollwinkel (Roll Angle)
R Nickwinkel (Pitch Angle)
ψ Gierwinkel (Yaw Angle)
ψ_P Mißweisender Windkurs (Magnetic Heading) in Verbindung mit der Winkelmessung des Intertialsystems (Platform Heading)
ψ_D Driftwinkel
ψ_T Track-Winkel, d. h. Kurs über Grund, "Kartenkurs"
ϕ Korrekturphase

Aus Energiegründen werden von einem Radarsystem keine Impulse im eigentlichen Sinn, sondern frequenzmodulierte Signale mit quadratischem Phasenverlauf, sogenannte Chrip-Signale gesendet, welche nach einem Empfang mit einer ebensolchen Funktion korreliert werden. Bei der SAR-Technik wird dies als Range Kompression (Block 1₁ in Fig. 1) bezeichnet.

Eine Änderung der Vorwärtsgeschwindigkeit v_x hat zur Folge, daß der beleuchtete Geländestreifen durch eine Pulswiederholfrequenz (PRF) des Radars nicht mehr äquidistant abgetastet wird. Während eines Überflugs kann dies durch eine Online-Nachregelung der Pulswiederholfrequenz kompensiert werden. Offline muß dann ein sogenanntes Resampling (Block 1₂), d. h. eine Interpolation und eine erneute Abtastung der Radarrohdaten, durchgeführt werden.

Eine Ablage in Schrägentfernung hat außer einem Phasenfehler auch eine fehlerhafte Zuordnung des Rückstreusignals zu den entsprechenden Entfernungstoren zur Folge. Durch eine zusätzliche zeitliche Verzögerung des Radarechos vor einer Phasenkorrektur wird dieser Effekt durch eine Ablagekorrektur (Block 1₃) behoben.

Ein Radar-Rückstreusignal S(t) läßt sich folgendermaßen beschreiben:

wobei mit A₀ die Signalamplitude, mit ϕ(t) der nominelle Phasenverlauf und mit ϕ_err(t) der Phasenfehler bezeichnet sind, welcher durch eine Abweichung von einer Soll-Flugbahn hervorgerufen wird. Zur Korrektur eines Phasenfehlers wird das Radar-Rücksteuersignal S(t) mit dem konjugiert komplexen Phasenfehlerterm exp[-jϕ_err(t)] multipliziert (Phasenkorrektur-Block 1₄).

Das Radar-Rückstreusignal S(t) enthält aufgrund der Veränderung der Schrägentfernung während eines Vorbeiflugs an einem beleuchteten Ziel einen näherungsweise quadratischen Phasenverlauf. Durch eine Korrelation eines Rückstreusignals mit einer im voraus berechenbaren Funktion mit dem gleichen Phasenverlauf werden dann Punktzielantworten in Azimutrichtung erhalten, was als Azimut-Kompression (Block 1₅) bezeichnet ist.

Von einer Berechnung einer Position mit Hilfe des Signalverarbeitungsverfahrens gemäß der Erfindung muß jedoch zuerst das Koordinatensystem definiert werden. Aus Inertialdaten wird fortlaufend die Position eines Flugzeugs im Erdkoordinatensystem berechnet und auf die Soll-Flugbahn bezogen, d. h. es wird ein neues, rechtwinkliges Koordinatensystem geschaffen, dessen Ursprung auf der Erdoberfläche liegt und den Anfang eines abgebildeten Geländestreifens markiert. Dieses neue Koordinatensystem ist nicht mehr nach Norden oder Osten ausgerichtet, sondern ist auf den Soll-Kurs des Flugzeugs bezogen. Der Soll-Kurs ist der mittlere Kurs über Grund, der sogenannte mittlere Track-Winkel, der sich während eines Meßflugs einstellt.

Hierbei verläuft die X-Achse auf der Erdoberfläche entlang der Soll-Flugbahn und ist um den mittleren Track-Winkel zur Nordrichtung gedreht. Die Y-Achse liegt in der gleichen Ebene senkrecht dazu, während die Z-Achse senkrecht auf dieser Ebene steht. Bei den folgenden Betrachtungen, die für ein flugzeuggetragenes SAR-System gelten, ist die Erdkrümmung nicht berücksichtigt.

Die positive Achsenrichtung und der positive Drehsinn der Lagewinkel in diesem Koordinatensystem sind wie folgt festgelegt:

X-Richtung: positiv in Soll-Flugrichtung;
Y-Richtung: positiv nach rechts zur Soll-Flugrichtung;
Z-Richtung: positiv nach oben;
Nickwinkel: positiv, wenn Flugzeugnase nach oben weist;
Gierwinkel: positiv, wenn Flugzeugnase nach rechts weist;
Rollwinkel: positiv, wenn rechter Flügel nach unten weist.

Ferner ist zu beachten, daß bei den folgenden Berechnungen öfter eine Mittelwertbildung vorgenommen wird; so wird beispielsweise der Mittelwert des zeitabhängigen Signals s(t) mit bezeichnet, wobei gilt:

Als Plattform-Heading wird die auf Norden bezogene Ausrichtung des Inertial-Systems bezeichnet. Wird durch Seitenwind ein Flugzeug von seinem Kurs abgedrängt, versucht der Pilot durch einen entsprechenden Vorhaltewinkel einem Abdriften entgegenzuwirken. Dadurch kann dann der Soll-Kurs wieder eingehalten werden; das Platform-Heading und die tatsächliche Flugzeugrichtung (d. h. der Track-Winkel (ψ_T)) stimmen dann jedoch nicht mehr überein. Die Differenz zwischen dem Track-Winkel und dem Platform-Heading wird als Driftwinkel ψ_D bezeichnet. Der Driftwinkel muß berücksichtigt werden, um eine Horizontal-Beschleunigung a_x′′ in Richtung der Flugzeuglängsachse (Along Heading Acceleration) in eine Horizontalbeschleunigung a_x′ entlang der tatsächlichen Flugbahn (Along Track Acceleration) umzurechnen.

Die Beschleunigung a_x′ entlang der tatsächlichen Flugbahn wird wie aus Fig. 2, Block 10 zu ersehen, mit Hilfe des Driftwinkels ψ_D mittels einer durch nachstehend Gl. (3) wiedergegebene Drehmatrix berechnet:

a_x′ = a_x′′cosψ_D + a_y′′sinψ_D (3)

Mittels einer Einrichtung 10 in Fig. 1, deren detaillierte Ausführung in Fig. 2 wiedergegeben ist, wird eine Geschwindigkeit v_x(t) in der Soll-Flugrichtung, d. h. der X-Richtung berechnet; die Geschwindigkeit v_x(t) setzt sich aus zwei Anteilen zusammen, nämlich aus einer mittleren Geschwindigkeit und aus einer relativen Geschwindigkeitsänderung v_x′(t). Hierbei wird die mittlere Geschwindigkeit , wie aus dem oberen Teil der Fig. 2 zu ersehen ist, aus der Projektion der Geschwindigkeit v_G(t) über Grund auf die X-Achse des auf die Soll-Flugbahn bezogenen Koordinatensystems in einer Multipliziereinheit 20₁ aus einer anschließenden Mittelwertbildung in einer mittelwertbildenden Einheit 20₂ erhalten. Liegt eine Abweichung vom mittleren Track-Winkel vor, so stimmt die Geschwindigkeit v_G(t) über Grund nicht mehr mit der Geschwindigkeit in X-Richtung überein und die mittlere Geschwindigkeit muß entsprechend den Gl.′en (4) und (5) bestimmt werden:

Zur Realisierung der beiden Gl.′en (4) und (5) wird der Track-Winkel ψ_T(t) direkt an eine Summiereinheit 20₄ angelegt, von der ein mittlerer, durch eine erste mittelwertbildende Einheit 20₃ erzeugter Wert substrahiert wird, so daß an dessen Ausgang ein mittelwertfreier Tack-Winkel ψ_T′(t) anliegt, welcher zur Berechnung des Cosinus des anliegenden Winkels ψ_T′(t) an eine cosψ_T′(t) berechnende Einheit 20₅ angelegt wird. Der Ausgang der Einheit 20₅ wird dann in einer Multipliziereinheit 20₁ mit der Geschwindigkeit v_G(t) über Grund multipliziert, so daß am Ausgang der Multipliziereinheit 20₁ die Geschwindigkeit v_xo(t) anliegt.

Aus der Beschleunigung a_x′(t) entlang der Flugbahn wird die relative Geschwindigkeitsänderung v_x′ berechnet, indem vor und nach einer Integration der Beschleunigung a_x(t) mittels eines Integrators 20₈ entsprechend den nachstehenden Gl.′en (6) und (7)

der Gleichanteil in der dritten, mittelwertbildenden Einheit 20₆ aus dem Signal a_x′(t) in der Summiereinheit 20₇ bzw. der Gleichanteil , welcher in einer vierten mittelwertbildenden Einheit 20₉ erzeugt worden ist, in einer dritten Summiereinheit 20₁₀ aus dem Signal v_x′′(t) entfernt wird.

Anschließend wird zur mittleren Vorwärtsgeschwindigkeit die am Ausgang der Summiereinheit 20₁₀ anliegende, relative Geschwindigkeitsänderung v_x′(t) in einer Summiereinheit 20₁₁ entsprechend der nachstehenden Gl. (8) addiert:

v_x(t) = v_x′(t) + v_xo (8)

Der Verlauf der Vorwärtsgeschwindigkeit v_x(t) in der X-Richtung wird schließlich für das sogenannte Resampling (Block 1₂ in Fig. 1) herangezogen. Hierbei ist freigestellt, welcher Sensor die Geschwindigkeit v_G(t) über Grund liefert. Außer den erwähnten Inertialsensoren sind das Global Positioning System (GPS) sowie Verfahren zur Auswertung eines Radarsignals besonders geeignet.

Zur Berechnung der Position in der Y-Richtung wird in Fig. 3 die Beschleunigung a_y′(t) quer zur Flugbahn (Across Track Acceleration) in zweiten und dritten Integratoren 30₃ bzw. 30₆ zweifach integriert. Hierbei wird vor und nach jeder Integration der Mittelwert des Signals a_y′(t) bzw. der Mittelwert des Signals v_y′(t) in fünften und sechsten mittelwertbildenden Einheiten 30₁ und 30₄ gebildet und in jeweils nachgeordneten Summiereinheiten 30₂ bzw. 30₅ von den dort anliegenden Signalen a_y′(t) bzw. v_y′(t) subtrahiert. Nach der Integration des Signals v_y′(t) in dem Integrator 30₆ und einer anschließenden Mittelwert-Subtraktion in einer sechsten Summiereinheit 30₈, in welcher der in einer siebten mittelwertbildenden Einheit 30₇ erzeugte Mittelwert subtrahiert worden ist, wird am Ausgang der Summiereinheit 30₈ die relative Änderung der Position p_y(t) in Y-Richtung erhalten, wie aus den nachstehenden Gl.′en (9) bis (12) zu ersehen ist:

Die Position p_z(t) in der Z-Richtung bzw. der Verlauf der Flughöhe über Grund (p_z(t)) wird durch eine zweifache Integration in vierten und fünften Integratoren 40₃ bzw. 40₆ der vertikalen Beschleunigung a_z(t) bzw. der vertikalen Geschwindigkeit v_z(t) entsprechend den nachstehend wiedergegebenen Gl.′en (13) bis (17) erhalten:

Hierbei wird vor der ersten Integration der vertikalen Beschleunigung a_z(t) der in einer achten mittelwertbildenden Einheit 40₁ erzeugte Mittelwert des Signals a_z(t) in einer siebten Summiereinheit 40₂ von dem Beschleunigungssignal a_z(t) substrahiert. Ferner wird nach der Integration mittels des vierten Integrators 40₃ der von einer neunten, mittelwertbildenden Einheit 40₄ erzeugte Mittelwert in einer nachgeordneten achten Summiereinheit 40₅ von dem Integrator-Ausgangssignal v_z′(t) substrahiert. Ferner wird in einer dem fünften Integrator 40₆ nachgeordneten, neunten Summiereinheit 40₈ der durch eine zehnte mittelwertbildende Einheit 40₇ erzeugte Mittelwert von dem Integrator- Ausgangsignal p_z′′(t) subtrahiert. Am Ausgang der neunten Summiereinheit 40⁸ liegt dann die relative Höhenänderung p_z′(t) an.

Um nunmehr die absolute Flughöhe über Grund zu erhalten, wird von diesem Signalverlauf p_z′(t) noch die in einer elften, mittelwertbildenden Einheit 40₉ erzeugte mittlere Flughöhe addiert, wobei in einer Summiereinheit 40₁₀ die Terrainhöhe p_ter(t) entsprechend der nachstehenden Gl. (17) substrahiert wird:

Als Sensoren zur Bestimmung der Flughöhe p_alt(t) kommen Barometer, das GPS-System und Altimeter in Frage.

Da in der Praxis das inertiale Meßsystem aus Platzgründen nur in einem bestimmten Abstand vom Phasenzentrum der Antenne untergebracht und montiert werden kann, ist es nicht möglich, die Bewegung der Antenne genau an der Stelle des Phasenzentrums zu messen. Es existiert also ein Hebelarm zwischen dem Antennen-Phasenzentrum und dem Inertialsystem; der Hebelarm weist im Flugzeug-Koordinatensystem konstant Komponenten l_x′, l_y′ und l_z′ auf. Dieser Hebelarm muß bezüglich des erdfesten, auf den Flugzeug-Sollkurs bezogenen Koordinatensystem daher kompensiert werden. Hierzu werden die vorstehend erwähnten Hebelarm-Komponenten l_x′, l_y′ und l_z′ im Flugzeug-Koordinatensystem mittels der in der nachstehenden Gl. (18) wiedergegebenen Drehmatrix 50₄ in Fig. 4 in Hebelarmkomponenten l_x, l_y und l_z des erdfesten Koordinatensystems transformiert, wobei die Länge der Hebelarmkomponenten vom Nickwinkel R(t), vom Gierwinkel ψ(t) und vom Rollwinkel Φ(t) des Flugzeugs abhängen und daher mittels der in Fig. 4 wiedergegebenen Einrichtung 50 ständig neu berechnet werden müssen.

Hierbei wird der Gierwinkel ψ(t) aus dem Driftwinkel ψ_D(t) und einem "Platform Heading"-Winkel ψ_P(t) gemäß Gl. (19) bestimmt.

Hierzu wird von dem "Platform Heading"-Winkel ψ_P(t) in einer zwölften Summiereinheit 50₂ der durch eine zwölfte, mittelwertbildende Einheit 50₁ erzeugte Mittelwert subtrahiert, wobei von dem Ausgangswert der Summiereinheit 50₂ in einer dreizehnten Summiereinheit 50₃ der Driftwinkel ψ_D(t) subtrahiert wird. Somit wird dann von der dreizehnten Summiereinheit 50₃ der Gierwinkel ψ(t) an die Drehmatrix 50₄ angelegt.

Wie der schematischen Geometrie-Darstellung in Fig. 6 zu entnehmen ist, wird die Position des Flugzeugs im X-, Y- und Z-Koordinatensystem anschließend zur Berechnung einer Ist- Schrägentfernung R′ zwischen einem beleuchteten Streifen herangezogen und mit einer Soll-Schrägentfernung R verglichen. Durch die Aufteilung eines Entfernungsbereichs in n Entfernungstore muß dieser Schritt n-mal nach dem Empfangen eines Echos durchgeführt werden. Die Soll-Schrägentfernungen für jedes Entfernungstor R_i ergeben sich gemäß Gl. (20) zu

R_i = 1/2 · c · t_rd + R_G · (i-1), mit i = 1, 2, . . . , n (20)

wobei mit c die Lichtgeschwindigkeit, mit t_rd die zweifache Laufzeit des Radarsignals zwischen Antenne und dem nächstgelegenen Bereich des beleuchteten Geländestreifens (Range Delay) und mit R_G die Länge eines Entfernungstors bezeichnet sind. Die Ist-Schrägentfernung ergibt sich aus der in Fig. 6 wiedergegebenen Geometrie und wird unter Berücksichtigung des Hebelarms gemäß Gl. (21) berechnet:

Hierbei werden die Positionen p_y(t) und p_z(t) in Y- und Z- Richtung nach den Gl.′en (11) und (16) mittels der Einrichtungen 30 und 40 erhalten. Die Position in X-Richtung braucht nicht berücksichtigt zu werden, da sich das "Resampling" (1₂ in Fig. 1) so auswirkt, als befände sich das Flugzeug zu jedem Zeitpunkt in der X-Richtung an der richtigen Position. Die Hebelarmkomponenten l_x, l_y und l_z gemäß Gl. (18) stammen von der Drehmatrix 50₄ der Einrichtung 50.

Die Schrägentfernungsablage für jedes Entfernungstor ΔR_i(t) ergibt sich nach Gl. (22) zu

ΔR_i = R_i - R_i′(t) (22)

und wird schließlich in Phasenwerte ϕ_i(t) gemäß Gl. (23)

ϕ_i(t) = -ΔR_i(t) · 4π/λ (23)

für jedes Entfernungstor in der Multipliziereinheit 60₃ umgerechnet und damit zur Phasenkorrektur der Rohdaten herangezogen. Hierbei ist in Gl. (23) mit λ die Wellenlänge des gesendeten Radarsignals bezeichnet.

Bei einer praktischen Erprobung des Bewegungskompensations- Verfahrens wurde ein Meßflug mit Gierbewegungen von etwa ±2° durchgeführt, um auf diese Weise bewußt ein verzerrtes SAR- Bild zu erzeugen. Ferner wurden die Meßdaten des Kurs-Lage- Referenzsystems anschließend zur Berechnung der Korrekturparameter herangezogen. Hierbei zeigte das mit Hilfe des Bewegungskompensations-Verfahrens gemäß der Erfindung hergestellte SAR-Bild eine erheblich verbesserte Auflösung in Azimutrichtung, eine verbesserte geometrische Treue und einen höheren Kontrast als ein nicht-kompensiertes SAR-Bild. In Fig. 7 ist zur Verdeutlichung noch der zeitliche Verlauf des berechneten Phasenfehlers für jedes Entfernungstor (Range, Gate) in einer perspektivischen Wiedergabe dargestellt, wobei auf der Abszisse die Zeit in s, auf der Ordinate die Range Gate Nummer und auf der zu Abszisse und Ordinate senkrechten Achse der Phasenfehler in rad aufgetragen ist.

Ferner kann das Bewegungskompensations-Verfahren gemäß der Erfindung in Verbindung mit einem Kurs/Lage-Referenzsystem auch in Lidar- und Sonarsystemen wie auch in Zusammenhang mit der Reflektivitäts-Versatzmethode nach DE 39 22 428 zur Erhöhung der Genauigkeit verwendet werden.

Claims (4)

1. Verfahren zur Bewegungskompensation von SAR-Bildern mittels eines Kurs/Lage-Referenzsystems, wobei ein Fehlersignal aus einer zweifachen Integration von Beschleunigungswerten gewonnen wird, dadurch gekennzeichnet,

• - daß als Soll-Flugrichtung ein sich während eines Meßfluges einstellender, mittlerer Track-Winkel gewählt wird;
• - daß eine horizontale Beschleunigung (a_x′′(t)) in Richtung der Flugzeuglängsachse um einen Drehwinkel (ψ_D) in Soll-Flugrichtung gedreht wird, wodurch eine Beschleunigung (a_x′(t)) in Soll-Flugrichtung erhalten wird;
• - daß die Geschwindigkeit (v_xo′(t)) in Soll-Flugrichtung aus einer Geschwindigkeit über Grund (v_G(t)) berechnet wird, indem die Geschwindigkeit über Grund (v_G(t)) auf die Soll-Flugrichtung bei einer Abweichung von dieser projiziert wird;
• - daß eine Änderung der relativen Geschwindigkeit (v_x′(t)) in Soll-Flugrichtung durch eine Integration der Beschleunigung in Soll-Flugrichtung (a_x′(t)) berechnet wird, wobei vor und nach der Integration der Gleichanteil des Signals und daher dann die absolute Geschwindigkeit (v_x(t)) in Soll-Flugrichtung durch Addition einer konstanten, mittleren Vorwärtsgeschwindigkeit zur Änderung der relativen Geschwindigkeit (v_x′(t)) in Soll-Flugrichtung berechnet wird;
• - daß eine relative Änderung einer Horizontal-Position (p_y(t)) quer zur Flugzeuglängsachse durch eine zweifache Integration der Horizontal-Beschleunigung (a_y′(t)) quer zur Flugzeuglängsachse berechnet wird, wobei vor und nach jeder Integration der Gleichanteil des Signals subtrahiert wird;
• - daß eine relative Änderung einer Vertikalposition (p_z′(t)) durch eine zweifache Integration der Vertikalbeschleunigung (a_z(t)) berechnet wird, wobei vor und nach jeder Integration der Gleichanteil des Signals substrahiert und die absolute Vertikalposition (p_z(t)) durch Addition einer konstanten mittleren Flughöhe über Grund zur Vertikalposition (p_z′(t)) berechnet wird, und
• - daß eine Ist-Schräg-Entfernung des Flugzeugs zu einem beleuchteten Geländestreifen (R_i′(t)) für jedes Entfernungstor in an sich bekannter Weise berechnet wird.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß nach der zweifachen Integration der Vertikalbeschleunigung (a_z(t)) ein Hebelarm zwischen Phasenzentrum einer Empfangsantenne des Radars und dem inertialen Kurs/Lage-Referenzsystem rechnerisch kompensiert wird, indem dessen Komponenten (l_x′, l_y′, l_z′) vom Flugzeug-Koordinatensystem ins Erdkoordinatensystem transformiert werden, wodurch die Hebelarmkomponenten (l_x, l_y, l_z) erhalten werden.

3. Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1, gekennzeichnet

• - durch eine Einrichtung (10) zur Erzeugung einer Drehmatrix und zur Berechnung der Beschleunigung (a_x′(t)) in Soll-Flugrichtung aus der horizontalen Beschleunigung (a_x′′(t)) in Richtung der Flugzeug-Längsachse mit Hilfe des Driftwinkels (ψ_D′(t)):
• - durch eine Einrichtung (20) zur Berechnung der absoluten Geschwindigkeit (v_x(t)) in Soll-Flugrichtung, welche Einrichtung (20) eine Summiereinheit (20₄) mit einer dieser zugeordneten mittelwertbildenden Einheit (20₃) zur Erzeugung eines mittelwertfreien Track-Winkels (ψ_T′(t)), eine der Summiereinheit (20₄) machgeordnete Einheit (20₅) zur Berechnung des Cosinus des anliegenden Track-Winkels (ψ_T′(t)), welcher Cosinus (cosψ_T′) mit der Geschwindigkeit (v_G′(t)) über Grund in einer Multipliziereinheit (20₁) multipliziert wird, aus deren Ausgangssignal (v_xo′(t)) in einer zweiten, mittelwertbildenden Einheit (20₂) ein mittleres Geschwindigkeitssignal erzeugt wird, eine weitere Summiereinheit (20₇) mit einer dieser zugeordneten, dritten, mittelwertbildenden Einheit (20₆), wodurch aus der Beschleunigung (a_x′(t)) in Soll-Flugrichtung eine mittelwertfreie Beschleunigung (a_x′(t)) erzeugt wird, einen der zweiten Summiereinheit (20₇) nachgeordneten Integrator (20₈) zur Berechnung einer Geschwindigkeit (v_x′′(t)) sowie eine dem Integrator (20₈) nachgeordnete dritte Summiereinheit (20₁₀) mit einer dieser zugeordneten, vierten, mittelwertbildenden Einheit (20₉) zur Erzeugung einer mittelwertfreien Geschwindigkeit (v_x′(t)) aufweist, welche zusammen mit dem Ausgangssignal der ersten mittelwertbildenden Einheit (20₂) an eine vierte Summiereinheit (20₁₁) angelegt ist, deren Ausgangssignal dann die Geschwindigkeit (v_x(t)) in Soll-Flugrichtung ist;
• - durch eine Einrichtung (30) zur Berechnung der relativen Änderung Horizontal-Position (p_y′(t)) quer zur Flugzeuglängsachse, welche (30) zur Erzeugung einer mittelwertfreien Beschleunigung (a_y(t)) orthogonal zur Flugzeuglängsachse eine vierte Summiereinheit (30₂) mit einer dieser zugeordneten, fünften, mittelwertbildenden Einheit (30₁) und einer zweiten, der vierten Summiereinheit (30₂) nachgeordneten Integrator (30₃) zur Berechnung einer Geschwindigkeit (v_y′(t)) aufweist, die zur Erzeugung einer mittelwertfreien Geschwindigkeit (v_y(t)) an eine fünfte Summiereinheit (30₅) mit einerr dieser zugeordneten, sechsten, mittelwertbildenden Einheit (30₄) angelegt wird, aus deren Ausganssignal (v_y(t)) in einem dritten Integrator (30₆) eine Position (p_y′(t)) berechnet wird, aus welchem Wert (p_y′(t)) in einer sechsten Summiereinheit (30₈) mit einer dieser zugeordneten, siebten, mittelwertbildenden Einheit (30₇) eine mittelwertfreie Position (p_y(t)) geschaffen wird,
• - durch eine Einrichtung (40) zur Berechnung einer vertikalen Position (p_z(t)), welche zur Erzeugung einer mittelwertfreien Beschleunigung (a_z(t)) aus einer vertikalen Beschleunigung (a_z′(t)) eine siebte Summiereinheit (40₂) mit einer dieser zugeordneten achten, mittelwertbildenden Einheit (40₁), einen nachgeordneten, vierten Integrator (40₃) zur Berechnung einer Geschwindigkeit (v_z′(t)), eine achte Summiereinheit (40₅) mit einer dieser zugeordneten, neunten mittelwertbildenden Einheit (40₄) zur Erzeugung einer mittelwertfreien Geschwindigkeit (v_z(t)), aus welcher in einem fünften Integrator (40₆) eine vertikale Position (p_z′′(t)) berechnet wird, welche zur Erzeugung einer mittelwertfreien, relativen Position (p_z′(t)) an eine neunte Summiereinheit (40₈) mit einer dieser zugeordneten zehnten, mittelwertbildenden Einheit (40₇) angelegt wird, aus welcher Position (p_z′(t)) mittels einer elften Summiereinheit (40₁₁) diese Position über Grund (p_z(t)) berechnet wird, indem an den anderen Eingang der Summiereinheit (40₁₁) das der Berechnung der mittleren Höhe über Grund dienende Ausgangssignal (p_zo) einer zehnten Summiereinheit (40₁₀) angelegt wird, an deren Eingänge wiederum ein durch eine elfte mittelwertbildende Einheit (40₉) gemitteltes "Altitude Inertial"-Signal (p_alt(t)) und ein Terrainhöhen-Signal (p_t(t)) angelegt sind, wobei anschließend in an sich bekannter Weise eine Berechnung der Ist-Schräg-Entfernung des Flugzeugs zu einem beleuchteten Geländestreifen (R_i′(t)) für jedes Entfernungstor durchgeführt wird.

4. Einrichtung nach Anspruch 3, gekennzeichnet durch eine Einrichtung (50), in welcher mittels einer dreidimensionalen Drehmatrix (50₄) Hebelarmkomponenten (l_x′, l_y′, l_z′) eines Flugzeug-Koordinatensystems in Hebelarmkomponenten (l_x, l_y, l_z) des Erdkoordinatensystems transformiert werden, indem an die Drehmatrix (50₄) neben den Hebelarmkomponenten (l_x′, l_y′, l_z′) der Rollwinkel (Φ(t)), der Nickwinkel (R(t)) und ein Gierwinkel (ψ(t)) angelegt werden, indem aus einem "Platform-Heading"-Winkel (ψ_p(t)) in einer zwölften Summiereinheit (50₂) mit einer dieser zugeordneten, zwölften, mittelwertbildenden Einheit (50₁) ein mittelwertfreier "Platform Heading"-Wert berechnet wird, von welchem Wert zur Erzeugung des benötigten Gier-Winkels (ψ(t)) der Drift-Winkel (ψ_D(t)) in einer dreizehnten Summiereinheit (50₃) subtrahiert und dann an die Drehmatrix (50₄) angelegt wird.