Способ и устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов



Способ и устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов
Способ и устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов
Способ и устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов
Способ и устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов
Способ и устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов
Способ и устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов
Способ и устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов
Способ и устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов
Способ и устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов
Способ и устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов
Способ и устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов
Способ и устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов
Способ и устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов

 


Владельцы патента RU 2514197:

Общество с ограниченной ответственностью "Специальный Технологический Центр" (RU)
Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ СВЯЗИ имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации (RU)

Изобретения могут быть использованы для определения угловой ориентации летательных аппаратов (ЛА) в пространстве и на плоскости. Достигаемый технический результат - повышение точности измерения углов крена, азимута и тангажа ЛА. Технический результат достигается тем, что учитываются меняющиеся во времени набеги фаз в аналоговых частях приемных трактов измерителя. Для этого изменяют порядок формирования элементов матрицы измерений, а именно вычисляют разности фаз между соответствующими эталонными и измеренными разностями фаз сигналов от S космических аппаратов (КА) с априорно известным местоположением, назначают в качестве опорных разностные сигналы одного из S обнаруженных КА, находят разность разности между разностными сигналами S-1 КА и соответствующими разностными сигналами опорного КА, возводят их в квадрат и суммируют по всем возможным парам антенных элементов и всем S-1 КА. Устройство определения угловой ориентации ЛА, реализующее способ, содержит M идентичных приемных каналов, где M≥4, блок формирования опорных сигналов, тактовый генератор, S корреляторов, S блоков анализа, S+1 коммутатор, блок начальной установки корреляторов, 2S блоков вычитания, два блока памяти, вычислитель-формирователь, блок управления, дешифратор, блок индикации, три входные установочные шины, радионавигатор и антенный элемент определенным образом соединенные между собой. 2 н.п. ф-лы, 13 ил.

 

Заявляемые объекты объединены одним изобретательским замыслом, относятся к радиотехнике и могут быть использованы для определения угловой ориентации летательных аппаратов (объектов) в пространстве и на плоскости.

Известен способ угловой ориентации объекта по радионавигационным сигналам КА (варианты) (Пат. РФ №2122217, МПК6 G01S 5/02, опубл. в бюл. №32, 1998 г.). Способ основан на приеме сигналов от S КА двумя или более антенно-приемными устройствами, расположенными параллельно одной или двум осям объекта, выделении сигнала с частотой Доплера, определении набега фаз за интервал времени измерения и определении углового положения объекта, в течение интервала времени измерения производят m измерений фазовых сдвигов между парами антенно-приемных устройств, а угловое положение объекта определяют путем решения системы уравнений.

Недостатками способа-аналога и его вариантов являются необходимость обеспечения неподвижности летательного аппарата (объекта) во время проведения измерений и значительные временные затраты. Кроме того, аналоги при измерении путевого угла (азимута) не учитывают угол сноса объекта.

Известен способ угловой ориентации объектов по сигналам КА глобальных навигационных спутниковых систем (Пат. РФ №2105319, МПК6 G01S 5/00, опубл. 20.02.98, бюл. №5). Способ основан на приеме сигналов от КА глобальных навигационных спутниковых систем на антенную решетку (АР) из M, M≥4, пространственно разнесенных антенных элементов (АЭ), расположенных в одной плоскости параллельно двум осям симметрии объекта, измерении фазового сдвига между принятыми в АЭ сигналами от каждого КА, однократном изменении углового положения плоскости антенной решетки и повторном измерении фазового сдвига между принятыми в АЭ сигналами, определении углового положения осей измеряемого объекта путем решения основной системы уравнений и дополнительной системы уравнений.

Способ-аналог позволяет по сигналам КА глобальных навигационных спутниковых систем достаточно точно измерять ориентацию объектов (азимут и крен).

Недостатком аналога являются большие временные затраты на решение основной и дополнительной системы уравнений, последняя из которых является нелинейной. Кроме того, для определения углового положения объекта (АР) необходимо изменить угловое положение АР на произвольный угол, после чего вернуть антенны в исходное состояние (для обеспечения формирования дополнительной системы уравнений). Выполнение этого условия требует наличия на борту объекта устройства поворота АР или маневров самого объекта, что не всегда осуществимо. Другими недостатками аналога являются:

отсутствие возможности измерения угла тангажа;

при измерении путевого угла не учитывается (не измеряется) угол сноса объекта.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому является способ определения угловой ориентации летательных аппаратов (Пат. РФ №2374659, МПК G01/S 5/00, опубл. 27.11.2009 г., бюл. №33). Способ основан на том, что на подготовительном этапе или в процессе полета ЛА сферу над антенной решеткой равномерно разбивают на N=D/D0 элементарных зон привязки, где D и D0 - соответственно площади сферы на удалении нескольких тысяч километров от центра АР и элементарной зоны привязки, каждой зоне привязки присваивают порядковый номер bn, n=1, 2, …, N, определяют координаты местоположения центров элементарных зон привязки, АР выполняют из M, M≥4, пространственно разнесенных антенных элементов, расположенных в одной плоскости параллельно двум осям симметрии ЛА, для каждой пары АЭ Am0, m=1, 2, …, M-1 рассчитывают эталонные значения разностей фаз прихода сигналов относительно координат местоположения центров каждой элементарной зоны привязки ∆φэт.m0000)n, где αijl - соответственно значения углов тангажа, крена и азимута АР, последовательно дискретно изменяют ориентацию АР на заданные значения углов ∆α, ∆β, ∆θ в предварительно заданных интервалах {αminmax}, {βminmax} и {θminmax}, (αmaxmin)/∆α=I, (βmaxmin)/∆β=J, (θmaxmin)/∆θ=L координат центра АР относительно центра элементарных зон привязки, для каждого положения АР (αijl) и для каждого центра элементарных зон привязки рассчитывают и запоминают эталонные значения разностей фаз ∆φэт.m0ijl)n в процессе работы принимают сигналы от первого обнаруженного космического аппарата (КА) глобальной навигационной спутниковой системы, измеряют разности фаз принимаемых сигналов в антенных элементах АР ∆φизм.m0(α,β,θ), вычисляют разность между эталонными разностями фаз, соответствующими углами АР α000 для bn-й элементарной зоны привязки, и измеренными разностями фаз сигналов первого КА с априорно известным местоположением Δ ϕ m 0 1 ( α 0 , β 0 , θ 0 ) n = Δ ϕ э т . m 0 ( α 0 , β 0 , θ 0 ) n Δ ϕ и з м . m 0 1 ( α , β , θ ) , измеренные разности фаз возводят в квадрат и суммируют по всем M-1 используемым в работе парам АЭ, результаты вычислений ∆φ1000) запоминают, принимают сигналы других КА и определяют значения ∆φs000) для всех S наблюдаемых КА, s=1, 2, …, S, результаты вычислений суммируют по всем S отмеченным в работе КА и запоминают в элементе r(1,1,1) трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ), вычисляют значения ∆φ(αijl) для всех возможных углов ориентации АР (αijl), i=0, 1, 2, …, I; j=0, 1, 2, …, J; l=0, 1, 2, …, L, а полученные результаты записывают в соответствующие элементы r(i+1,j+1,l+1) трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ), за измеренную ориентацию АР и ЛА принимают значения углов (αijl), соответствующие элементу r(i+1,j+1,l+1) матрицы измерений R(α,β,θ), имеющему минимальное значение.

Способ-прототип позволяет сократить временные затраты на измерение углов крена и азимута с учетом угла сноса и обеспечивает дополнительное измерение угла тангажа.

В качестве недостатка следует отметить следующее. Известные аналоги и прототип не отслеживают изменения в набеге фазы φкан в аналоговой части приемных трактов, который входит в состав измеренной фазы сигнала. Последнее с течением времени приводит к некорректным результатам. В следствии этого возникает необходимость в регулярном выполнении операции калибровки аналоговых трактов.

Известно устройство угловой ориентации объектов по сигналам КА глобальных навигационных спутниковых систем по Пат. РФ №2185637, МПК7 G01S 5/00, 5/02, опубл. 20.07.2002, бюл. №20.

Устройство-аналог содержит M, M≥, идентичных приемных каналов из последовательно соединенных: антенного элемента, малошумящего усилителя, радиотракта и блока цифровой обработки, блок формирования опорных сигналов, первая группа выходов которого соединена со вторыми входами радиотрактов приемных каналов, вторая группа выходов соединена со вторыми входами блоков цифровой обработки приемных каналов, тактовый генератор, первый выход которого соединен со входом формирователя опорных сигналов, а второй выход подключен ко входу синхронизации вычислительного процессора, группы информационных входов которого соединены с соответствующими группами информационных выходов блоков цифровой обработки приемных каналов.

Недостатками устройства-аналога являются значительные временные затраты на измерение углов крена и азимута, не учитывается угол сноса ЛА и требуется дополнительное измерение угла тангажа.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому устройству определения угловой ориентации летательных аппаратов является устройство по Пат. РФ №2374659, МПК G01S 5/00, опубл. 27.11.2009.

Устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов включает M, M≥4, идентичных приемных каналов из последовательно соединенных антенного элемента, малошумящего усилителя, радиотракта и блока цифровой обработки, предназначенного для преобразования аналогового сигнала в цифровую форму и разложения его на квадратуры, две группы выходов которого являются первой и второй группами информационных выходов соответствующего канала приема, блок формирования опорных сигналов, выход которого соединен со вторыми входами радиотрактов приемных каналов, тактовый генератор, S корреляторов, S блоков анализа, предназначенных для оценки качества принимаемых от космических аппаратов сигналов, S+1 коммутатор, блок начальной установки корреляторов, S блоков вычисления разности фаз, S блоков вычитания, блок памяти, вычислитель-формирователь, предназначенный для формирования трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ), блок принятия решения, предназначенный для нахождения элемента трехмерной матрицы измерений с минимальным значением, блок управления, предназначенный для хранения координат центров элементарных зон привязки и сравнения этих координат с координатами обнаруженного космического аппарата, блок индикации, первую, вторую и третью входные установочные шины, радионавигатор и M+1-й антенный элемент, выход которого подключен ко входу радионавигатора, первый информационный выход которого соединен со входом управления блока начальной установки корреляторов, группы информационных входов которого объединены с соответствующими группами информационных входов корреляторов и соответствующими группами информационных выходов приемных каналов, тактовые входы которых объединены и соединены с тактовыми входами блоков цифровой обработки приемных каналов, выходом тактового генератора, входами синхронизации корреляторов, тактовыми входами блока управления, блоков вычисления разности фаз, блока памяти, блоков вычитания, вычислителя-формирователя, блока принятия решения, блока начальной установки корреляторов, S+1-го коммутатора, блоков анализа, вторые группы информационных выходов которых соединены с группами информационных входов соответствующих блоков вычисления разности фаз, первые выходы блоков анализа соединены со входами управления соответствующих коммутаторов, третьи группы выходов блоков анализа соединены с первыми группами информационных входов соответствующих коммутаторов, группы информационных входов блоков анализа соединены с группами информационных выходов соответствующих корреляторов, первые группы входов управления которых соединены с соответствующими первыми группами информационных выходов блока начальной установки корреляторов, вторые группы входов управления корреляторов соединены с группами выходов соответствующих коммутаторов, вторые группы информационных входов которых соединены с соответствующими вторыми группами информационных выходов блока начальной установки корреляторов, группы информационных выходов блоков вычисления разности фаз соединены с соответствующими группами входов S+1-го коммутатора, группа адресных входов которого соединена с группой адресных выходов блока начальной установки корреляторов, a S групп информационных выходов соединены с группами входов вычитаемого соответствующих блоков вычитания, группы входов уменьшаемого которых объединены и соединены с группой информационных выходов блока памяти, группа информационных входов которого является второй входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, а группа адресных входов соединена с группой информационных выходов блока управления, вторая группа информационных входов которого является первой входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, первая группа информационных входов блока управления соединена со второй группой информационных выходов радионавигатора, S групп информационных входов вычислителя-формирователя соединены с группами информационных выходов соответствующих блоков вычитания, а группа информационных выходов вычислителя-формирователя соединена с первой группой информационных входов блока принятия решения, вторая группа информационных входов которого соединена с третьей входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, а группа информационных выходов соединена с группой информационных входов блока индикации.

Устройство-прототип обеспечивает сокращение временных затрат на измерение углов крена и азимута с учетом угла сноса и дополнительное измерения угла тангажа. Однако прототипу также присущ недостаток. Для обеспечения заданных точностных характеристик требуется периодическое выполнение калибровки аналоговой части приемных трактов.

Целью заявляемых технических решений является разработка способа и устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, обеспечивающих повышение точности оценивания пространственных углов объекта за счет исключения влияния набегах фазы в аналоговых трактах измерителя.

В заявляемом способе представленная цель достигается тем, что в известном способе определения угловой ориентации летательных аппаратов, включающем на подготовительном этапе или в процессе полета ЛА равномерное разбивание сферы над АР на N=D/D0 элементарных зон привязки, где D и D0 - соответственно площади сферы на удалении нескольких тысяч километров от центра АР и элементарной зоны привязки, присвоение каждой зоне привязки порядкового номера bn, n=1, 2, …, N, определение координат местоположения центров элементарных зон привязки, выполнение АР из M, M≥4, пространственно разнесенных антенных элементов, расположенных в одной плоскости параллельно двум осям симметрии ЛА, расчет для каждой пары АЭ Am0, m=1, 2, …, M-1, эталонных значений разностей фаз прихода сигналов относительно координат местоположения центров каждой элементарной зоны привязки ∆φэт.m0000)n, где αijl - соответственно значения углов тангажа, крена и азимута АР, последовательное дискретное изменение ориентации АР на заданные значения углов ∆α,∆β,∆θ в предварительно заданных интервалах {αminmax}, {βminmax} и {θminmax}, (αmaxmin)/∆α=I, (βmaxmin)/∆β=J, (θmaxmin)/∆θ=L без изменения координат центра АР относительно центра элементарных зон привязки, расчет и запоминание эталонных значений разностей фаз ∆φэт.m0ijl) для каждого положения АР (αijl) и для каждого центра элементарных зон привязки, в процессе работы прием сигналов от первого обнаруженного космического аппарата глобальной навигационной спутниковой системы, измерение разности фаз принимаемых сигналов в антенных элементах АР Δ ϕ и з м . m 0 1 ( α , β , θ ) , вычисление разности между эталонными разностями фаз, соответствующими углами АР α000 для bn-й элементарной зоны привязки и измеренными разностями фаз сигналов первого КА с априорно известным местоположением Δ ϕ m 0 1 ( α 0 , β 0 , θ 0 ) n = Δ ϕ э т . m 0 ( α 0 , β 0 , θ 0 ) n Δ ϕ и з м . m 0 1 ( α , β , θ ) , возведение в квадрат измеренных разностей фаз и их суммирование по всем M-1 используемым в работе парам АЭ, запоминание результатов вычислений ∆φ1000) прием сигналов других КА и определение значений ∆φs000) для всех S наблюдаемых КА, s=1, 2, …, S, суммирование результатов вычислений по всем S отмеченным в работе КА и запоминание в элементе r(1,1,1) трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ), вычисление значения ∆φ(αijl) для всех возможных углов ориентации АР (αijl), i=0, 1, 2, …, I; j=0, 1, 2, …, J; l=0, 1, 2, …, L, запись полученных результатов в соответствующие элементы r(i+1,j+1,l+1) трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ), принятие за измеренную ориентацию АР и ЛА значений углов (αijl), соответствующих элементу r(i+1,j+1,l+l) матрицы измерений R(α,β,θ), имеющему минимальное значение. Для формирования матрицы измерений R(α,β,θ) найденные для первого КА разности фаз Δ ϕ m 0 1 ( α 0 , β 0 , θ 0 ) n вычитают из соответствующих значений Δ ϕ m 0 s ( α 0 , β 0 , θ 0 ) n остальных S-1 КА: Δ Δ ϕ m 0 s 1 ( α 0 , β 0 , θ 0 ) = Δ ϕ m 0 s ( α 0 , β 0 , θ 0 ) n Δ ϕ m 0 1 ( α 0 , β 0 , θ 0 ) n . Результаты вычитания возводят в квадрат и суммируют по всем M-1 используемым в работе парам АЭ и S-1 КА для формирования значения ∆φ(α000) с последующим запоминанием в элементе r(1,1,1) трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ), аналогично формируют остальные элементы r[i,j,l) матрицы R(α,β,θ) для всех возможных углов ориентации АР (αijl).

Благодаря новой совокупности признаков в заявляемом способе устраняется набег фазы, возникающий в аналоговых трактах измерителя, что позволяет повысить точность оценивания пространственной ориентации летательного аппарата.

В заявляемом устройстве определения угловой ориентации летательных аппаратов поставленная цель достигается тем, что в известном устройстве, состоящем из M, M≥4, идентичных приемных каналов из последовательно соединенных антенного элемента, малошумящего усилителя, радиотракта и блока цифровой обработки, предназначенного для преобразования аналогового сигнала в цифровую форму и разложения его на квадратуры, две группы выходов которого являются первой и второй группами информационных выходов соответствующего канала приема, блока формирования опорных сигналов, выход которого соединен со вторыми входами радиотрактов приемных каналов, тактового генератора, S корреляторов, S блоков анализа, предназначенных для оценки качества принимаемых от космических аппаратов сигналов, S+1 коммутаторов, блока начальной установки корреляторов, S блоков вычисления разности фаз, S первых блоков вычитания, первого блока памяти, вычислителя-формирователя, предназначенного для формирования трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ), блока принятия решения, предназначенного для нахождения элемента трехмерной матрицы измерений с минимальным значением, блока управления, предназначенного для хранения координат центров элементарных зон привязки и сравнения этих координат с координатами обнаруженного космического аппарата, блока индикации, первой, второй и третьей входных установочных шин, радионавигатора и M+1-го антенного элемента, выход которого подключен ко входу радионавигатора, первый информационный выход которого соединен со входом управления блока начальной установки корреляторов, группы информационных входов которого объединены с соответствующими группами информационных входов корреляторов и соответствующими группами информационных выходов приемных каналов, тактовые входы которых объединены и соединены с тактовыми входами блоков цифровой обработки приемных каналов, выходом тактового генератора, входами синхронизации корреляторов, тактовыми входами блока управления, блоков вычисления разности фаз, первого блока памяти, первых блоков вычитания, вычислителя-формирователя, блока принятия решения, блока начальной установки корреляторов, S+1-го коммутатора, блоков анализа, вторые группы информационных выходов которых соединены с группами информационных входов соответствующих блоков вычисления разности фаз, первые выходы блоков анализа соединены со входами управления соответствующих коммутаторов, третьи группы выходов блоков анализа соединены с первыми группами информационных входов соответствующих коммутаторов, группы информационных входов блоков анализа соединены с группами информационных выходов соответствующих корреляторов, первые группы входов управления которых соединены с соответствующими первыми группами информационных выходов блока начальной установки корреляторов, вторые группы входов управления корреляторов соединены с группами выходов соответствующих коммутаторов, вторые группы информационных входов которых соединены с соответствующими вторыми группами информационных выходов блока начальной установки корреляторов, группы информационных выходов блоков вычисления разности фаз соединены с соответствующими группами входов S+1-го коммутатора, группа адресных входов которого соединена с группой адресных выходов блока начальной установки корреляторов, a S групп информационных выходов соединены с группами входов вычитаемого соответствующих первых блоков вычитания, группы входов уменьшаемого которых объединены и соединены с группой информационных выходов первого блока памяти, группа информационных входов которого является второй входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, а группа адресных входов соединена с группой информационных выходов блока управления, вторая группа информационных входов которого является первой входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, первая группа информационных входов блока управления соединена со второй группой информационных выходов радионавигатора, группа информационных выходов вычислителя-формирователя соединена с первой группой информационных входов блока принятия решения, вторая группа информационных входов которого соединена с третьей входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, а группа информационных выходов соединена с группой информационных входов блока индикации, дополнительно введены последовательно соединенные дешифратор, второй блок памяти и S вторых блоков вычитания. Группы входов уменьшаемого вторых блоков вычитания соединены с группами информационных выходов соответствующих S первых блоков вычитания. Группа информационных входов дешифратора соединена с группой адресных выходов блока начальной установки корреляторов. Сумматор, группы информационных входов которого соединены с группами информационных выходов соответствующих S первых блоков вычитания, а группа информационных выходов соединена с группой информационных входов второго блока памяти, группа информационных выходов которого соединена с группой входов вычитаемого вторых блоков вычитания. Тактовые входы вторых блоков вычитания объединены с тактовыми входами второго блока памяти и S первых блоков вычитания. Группы информационных выходов вторых блоков вычитания соединены с соответствующими группами информационных входов вычислителя-формирователя.

Перечисленная новая совокупность существенных признаков за счет того, что вводятся новые элементы и связи позволяет достичь цели изобретения: обеспечить повышение точности оценивания пространственной ориентации ЛА.

Заявляемые объекты поясняются чертежами, на которых показаны:

на фиг.1 - структурная схема двухканального аналогового тракта;

на фиг.2 - порядок выполнения операций:

а, б) - формирование элементарных зон привязки и присвоение им порядкового номера;

в) - определение координат центра элементарных зон привязки;

на фиг.3 - вариант формирования массива эталонных значений раразностей фаз ∆φэт.m0ijl)n;

на фиг.4 - вариант формирования массива измеренных значений разностей фаз Δ ϕ и з м . m 0 s ( α , β , θ ) ;

на фиг.5 - очередность вычисления ∆φ(α000) элемента r(1,1,1) матрицы измерений R(α,β,θ) для соответствующего значения углов (αijl);

на фиг.6 - вариант формирования трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ);

на фиг.7 - структурная схема заявляемого устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов;

на фиг.8 - алгоритм расчета эталонных значений разностей фаз прихода сигналов;

на фиг.9 - алгоритм работы блока анализа 8.s;

на фиг.10 - алгоритм работы блока начальной установки корреляторов;

на фиг.11 - алгоритм формирования матрицы измерений R(α,β,θ);

на фиг.12 - алгоритм работы блока принятия решения;

на фиг.13 - приведены результаты моделирования точности оценивания пространственного параметра для различных вариантов искажения фазовых параметров в трактах приема измерителя:

а) при отсутствии набега фазы в аналоговых трактах каналов приема;

б) при наличии незначительного набега фазы в каналах приема;

в) при большом набеге фазы в каналах приема;

г) при большом набеге фазы в каналах приема и реализации заявляемых способе и устройстве.

В приведенных выше способах определения пространственной ориентации ЛА основной операцией является нахождения отклонения между измеренной разностью фаз и эталонной. Однако ни в одном из них не акцентируется внимание на набеге фазы φкан, который входит в состав измеренной фазы.

На фиг.1 приведена структурная схема двухканального аналогового тракта. Пусть на входе нулевого (опорного) приемного канала регистрируется фаза сигнала φ0, а первого канала φ1. Несмотря на наличие общего опорного генератора, в каждом из них происходит уникальный набег фазы φкан0 и φкан1 соответственно. Последнее вызвано разбросом параметров комплектующих элементов и особенностями их установки. Характеристики аналоговых трактов со временем претерпевают изменения. Кроме того, ремонт трактов приема или их замена в процессе эксплуатации (последнее часто имеет место в измерителях на беспилотных летательных аппаратах) также усложняет ситуацию. Все это влечет за собой ошибки оценивания пространственных параметров ЛА. В настоящее время в качестве основного средства борьбы с ними выступает калибровка каналов, которую необходимо выполнять регулярно.

Предлагаемый способ позволяет исключить влияние набега фазы φкан. Суть его состоит в том, что для определения пространственной ориентации объекта используются сигналы от нескольких источников. Все они принимаются одними и теми же каналами, набег фазы в которых будет одинаковым.

В общем виде разность фаз сигнала первого КА между первым и нулевым (опорным) каналами имеет вид

Δ ϕ 1,0 1 = | Δ ϕ э т .1,0 1 Δ ϕ и з м .1,0 1 + ϕ к а н .1 ϕ к а н .0 | .

Для сигналов второго КА Δ ϕ 0,1 2 может быть записана в следующем виде:

Δ ϕ 1,0 2 = | Δ ϕ э т .1,0 2 Δ ϕ и з м .1,0 2 + ϕ к а н .1 ϕ к а н .0 | .

При выполнении операции вычитания Δ Δ ϕ 1,0 2,1 = Δ ϕ 1,0 2 Δ ϕ 1,0 1 (сигналы второго и первого источников проходят через одни и теже тракты) становится возможным избавиться от набега фазы. Таким образом, вычитая результаты измерений одного источника, например Δ ϕ 0,1 1 , из соответствующих измерений всех остальных источников устраняется их зависимость от набега фазы в аналоговых трактах, что в конечном счете повышает точность измерения пространственных углов ЛА (α,β,θ).

Реализация заявляемого способа поясняется следующим образом. На подготовительном этапе выполняются следующие операции. Сферу над антенной решеткой равномерно разбивают на N=D/D0 элементарных зон привязки (см. фиг.1а). Размеры элементарной зоны привязки соответствуют предварительно заданной точности измерения угловой ориентации объекта (точности измерения углов тангажа α1, крена βj и азимута θl антенной решетки). Сфера над АР рассчитывается на удалении ~20 тыс. км (высоте полета КА глобальных навигационных спутниковых систем). Далее находятся географические координаты центров элементарных зон привязки {X, Y, Z}n и каждой из них присваивается порядковый номер bnijl) (см. фиг.1б, в) из набора n=1, 2, …, N.

На следующем этапе рассчитываются эталонные значения разностей фаз прихода сигналов (см. фиг.8) для каждой пары антенных элементов Am0, m=1, 2, …, M-1, относительно координат местоположения центров каждой элементарной зоны привязки.

Порядок расчета эталонных значений разностей фаз ∆φэт.m0000) следующий. Вводят топологию антенной решетки объекта. Последняя включает взаимные расстояния между антенными элементами АР и ее ориентацию. При проведении моделирования АР целесообразно условно размещать в центре исследуемого района на высоте предстоящих измерений, например 2-3 км. В процессе расчета значений ∆φэт.m0000)n моделируют размещение эталонного источника поочередно в центрах всех элементарных зон привязки bn, n=1, 2, …, N. Последовательно дискретно изменяют ориентацию АР на заданные значения углов ∆α, ∆β, ∆θ в предварительно определенных пределах {αmin, αmax}, {βmin, βmax} и {θmin, θmax}, {αmaxmin)/∆α=I, (βmaxmin)/∆β=J, (θmaxmin)/∆θ=L без изменения координат центра АР относительно центров элементарных зон привязки. Следует отметить, что значения ∆α, ∆β, ∆θ находятся в соответствии с количеством элементарных зон привязки N=(I+1)·(J+1)·(L+1) и определяются заданной точностью выполняемых измерений. При этом полагается, что фронт приходящей к АР волны плоский. Для используемых комбинаций пар антенных элементов АР и всех возможных углов αi, βj, θl вычисляются значения разностей фаз ∆φэт.m0ijl)n для каждой элементарной зоны привязки bn:

Δ ϕ э т . m 0 ( α i , β j , θ l ) n = 2 π f s U m 0 ( γ n , μ n ) / C , ( 1 )

где U m 0 ( γ n , μ n ) = cos ( γ n ) cos ( μ n ) ( x 0 x n ) + sin ( γ n ) cos ( μ n ) ( γ 0 γ n ) + + cos ( γ n ) ( z 0 z n ) ( 2 )

расстояние между плоскими фронтами волн в m-м и нулевом антенных элементах, пришедших из bn-й элементарной зоны привязки к решетке под углами γn в азимутальной и µn в вертикальной плоскостях, m≠0; xm,ym,zm и x0,y0,z0 - координаты m-го и нулевого антенных элементов решетки, C - скорость света, fs - частота сигнала s-го спутника (см. фиг.2).

Координаты местоположения АЭ для различных значений углов антенной решетки определяются следующим образом:

xm=(cos(β)cos(θ)-sin(α)sin(β)sin(θ))xm0-cos(α)sin(θ)ym0+(sin(β)sin(θ)-sin(α)cos(β)cos(θ))zm0;

ym=(cos(β)sin(θ)+sin(α)sin(β)sin(θ))xm0+cos(α)sin(θ)ym0+(sin(β)sin(θ)-sin(α)cos(β)cos(θ))zm0;

zm=-cos(α) sin(β)xm0+sin(α)ym0+cos(α)cos(β)zm0,

где xm0, ym0, zm0 - координаты антенных элементов решетки при α=0, β=0 и θ=0, m=0, 1, …, M-1.

Полученные в результате вычислений значения разностей фаз ∆φэт.m0i, βj, θl)n оформляют в виде эталонного массива данных, вариант представления информации в котором показан на фиг.3.

В процессе работы при обнаружении сигналов от КА глобальной навигационной спутниковой системы формируют массив измеренных разностей фаз Δ ϕ и з м . m 0 s ( α , β , θ ) , структура представления информации в котором приведена на фиг.4. Здесь представлены значения Δ ϕ и з м . m 0 s ( α , β , θ ) для всех возможных сочетаний пар антенных элементов Am0 и заданного числа КА. Количество последних S обычно определяется возможностями измерителя, например S=6, наличием в зоне видимости в данном районе в заданное время минимально необходимого количества КА и др.

В рамках заявляемого способа достоверность информации о поле сигнала достигается:

габаритными характеристиками (разносом между антенными элементами АР);

размерностью (количеством антенных элементов М) АР;

характеристиками антенных элементов и их взаимной ориентацией.

Осуществление этих требований рассматривается ниже в рамках реализации устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов.

На следующем этапе реализации заявляемого способа вычисляют разность между эталонными разностями фаз, соответствующими углам АР α0, β0, θ0 для bn-й элементарной зоны привязки (для зоны, где обнаружен первый из КА глобальной навигационной спутниковой системы с известными координатами {x,y,z}n) и измеренными разностями фаз Δ ϕ и з м . m 0 1 ( α , β , θ ) :

Δ ϕ и з м . m 0 1 ( α , 0 β 0 , θ 0 ) n = Δ ϕ э т . m 0 ( α 0 , β 0 , θ 0 ) n Δ ϕ и з м . m 0 1 ( α , β , θ ) . ( 3 )

Информация о местоположении КА поступает с его борта на частоте fs. На основе последней принимают решение о текущем номере элементарной зоны привязки, в которой находится КА.

Аналогичные операции выполняют с сигналами всех S используемых в работе КА. В качестве опорных выбирают измерения разности фаз сигналов одного из КА, например первого обнаруженного.

Далее для все M каналов и S-1 КА рассчитывают разность разности фаз Δ Δ ϕ m 0 s 1 ( α 0 , β 0 , θ 0 ) в соответствии с выражением

Δ Δ ϕ m 0 s 1 ( α 0 , β 0 , θ 0 ) = Δ ϕ m 0 s ( α 0 , β 0 , θ 0 ) n Β Δ ϕ m 0 1 ( α 0 , β 0 , θ 0 ) n . ( 4 )

Выполнение этой операции позволяет устранить набег фазы φкан во всех используемых приемных каналах.

На следующем этапе значения Δ Δ ϕ m 0 s 1 ( α 0 , β 0 , θ 0 ) возводятся в квадрат и накапливаются

Δ ϕ ( α 0 , β 0 , θ 0 ) = s = 2 S m = 1 M 1 ( Δ Δ ϕ m 0 s 1 ( α 0 , β 0 , θ 0 ) ) 2 . ( 5 )

На фиг.5 иллюстрируется порядок вычисления сумм ∆φ(α000) для исходного положения АР. Операция возведения в квадрат (5) необходима для того, чтобы полученные в выражении (3) разности, имеющие разный знак, не компенсировали друг друга в результате выполнения операции сложения. Полученное значение ∆φ(α000) запоминается в элементе r(1,1,1) трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ).

Аналогичные операции (выражения 3-5) выполняются для всех возможных углов (αijl) ориентации АР, i=0, 1, 2, …, I; j=0, 1, 2, …, J, l=0, 1, 2, …, L. На основе полученных значений ∆φ(αijl) формируют трехмерную матрицу измерений R(α,β,θ), размерность которой определяется выражением (I+1)×(J+1)×(L+1). Данную операцию реализуют путем записи в элементы r{i+1,j+1,l+1} матрицы измерений R(α,β,θ) соответствующих значений ∆φ(αijl) (см. фиг.6). За измеренную ориентацию АР и объекта принимают значения углов (αijl), соответствующие элементу r{i+1,j+1,l+1} матрицы измерений R(α,β,θ), имеющему минимальное значение.

Таким образом, в предлагаемом способе повышение точности оценивания пространственной ориентации ЛА достигается благодаря устранению погрешностей измерения фазы сигнала из-за ее искажения (набега) в аналоговых трактах.

На фиг.13 приведены результаты моделирования одномерного оценивания пространственных параметров (определения одного из трех пространственных углов ЛА) с помощью способа-прототипа и предлагаемым способом. В эксперименте задействована АР из четырех АЭ и пять КА. Расстояние между антенными элементами составило 1 метр. При отсутствии набега фазы в аналоговых трактах φкан.1кан.2кан.3кан.4=0° график отклонений для всех возможных направлений 0°-360° представлен на фиг.13а. Из его рассмотрения следует, что минимум функции отклонений приходится на направление 30° и совпадает с истинным направлением.

При внесении набега фазы в трактах приема φкан.1=0°, φкан.2=30°, φкан.3=40°, φкан.4=40° минимум функции находится на направлении 31,29°, что соответствует ошибке определения направления 1,29° (см. фиг.13б).

Увеличение набега фазы в трактах приема до значений φкан.1=0°, φкан.2=80°, φкан.3=90°, φкан.4=-70° (см. фиг.13в) приводит к смещению минимума функции на направление 140° (ошибка составляет 110°). Следовательно, при больших набегах фазы устройство теряет свою работоспособность. Использование в этих условиях предлагаемых способа и устройства, базирующихся на использовании Δ Δ ϕ m 0 s 1 ( α i , β j , θ l ) , обеспечивает устранение влияния набега фаз в каналах приема на оценку пространственных параметров, о чем свидетельствует фиг.13г. Выполненные практические испытания хорошо согласуются с представленными результатами.

Заявляемое устройство (см. фиг.7) содержит M, M≥4, идентичных приемных каналов из последовательно соединенных антенного элемента 1.0-1.М-1, малошумящего усилителя 2.1-2.М, радиотракта 3.1-3.М и блока цифровой обработки 5.0-5.М-1, предназначенного для преобразования аналогового сигнала в цифровую форму и разложения его на квадратуры, две группы выходов блоков 5.0-5.М-1,являющихся первой и второй группами информационных выходов соответствующего канала приема, блок формирования опорных сигналов 4, выход которого соединен со вторыми входами радиотрактов 3.1-3.М-1 приемных каналов, тактовый генератор 6, S корреляторов 7.1-7.5, S блоков анализа 8.1-8.S, предназначенных для оценки качества принимаемых от космических аппаратов (КА) сигналов, S+1 коммутаторов 9.1-9.S и 11, блок начальной установки корреляторов 10, S блоков вычисления разности фаз 15.1-15.S, S первых блоков вычитания 16, первый блок памяти 22, вычислитель-формирователь 18, предназначенный для формирования трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ), блок принятия решения 25, предназначенный для нахождения элемента трехмерной матрицы измерений с минимальным значением, блок управления 14, предназначенный для хранения координат центров элементарных зон привязки и сравнения этих координат с координатами обнаруженного космического аппарата, блок индикации 26, первую 19, вторую 20 и третью 24 входные установочные шины, радионавигатор 12 и М+1-й антенный элемент 13, выход которого подключен ко входу радионавигатора 12. Первый информационный выход блока 12 соединен со входом управления блока начальной установки корреляторов 10. Группы информационных входов блока 10 объединены с соответствующими группами информационных входов корреляторов 7.1-7.S и соответствующими группами информационных выходов приемных каналов. Тактовые входы приемных каналов объединены и соединены с тактовыми входами блоков цифровой обработки приемных каналов 5.1-5.М-1, выходом тактового генератора 6, входами синхронизации корреляторов 7.1-7.S, тактовыми входами блока управления 14, блоков вычисления разности фаз 15.1-15.S, первого блока памяти 22, первых блоков вычитания 16, вычислителя-формирователя 18, блока принятия решения 25, блока начальной установки корреляторов 10, S+1-го коммутатора 11, блоков анализа 8.1-8.S. Вторые группы информационных выходов блоков 8.1-8.S соединены с группами информационных входов соответствующих блоков вычисления разности фаз 15.1-15.S. Первые выходы блоков анализа 8.1-8.S соединены со входами управления соответствующих коммутаторов 9.1-9.S, третьи группы выходов блоков анализа 8.1-8.S соединены с первыми группами информационных входов соответствующих коммутаторов 9.1-9.S. Группы информационных входов блоков анализа 8.1-8.S соединены с группами информационных выходов соответствующих корреляторов 7.1-7.S, первые группы входов управления блоков 7.1-7.S соединены с соответствующими первыми группами информационных выходов блока начальной установки корреляторов 10. Вторые группы входов управления корреляторов 7.1-7.S соединены с группами выходов соответствующих коммутаторов 9.1-9.S, вторые группы информационных входов блоков 9.1-9.S соединены с соответствующими вторыми группами информационных выходов блока начальной установки корреляторов 10. Группы информационных выходов блоков вычисления разности фаз 15.1-15.S соединены с соответствующими группами входов S+1-го коммутатора 11. Группа адресных входов блока 11 соединена с группой адресных выходов блока начальной установки корреляторов 10, а S групп информационных выходов соединены с группами входов вычитаемого соответствующих первых блоков вычитания 16. Группы входов уменьшаемого блока 16 объединены и соединены с группой информационных выходов первого блока памяти 22. Группа информационных входов блока 22 является второй входной установочной шиной 20 устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, а группа адресных входов соединена с группой информационных выходов блока управления 14. Вторая группа информационных входов блока 14 является первой входной установочной шиной 19 устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов. Первая группа информационных входов блока управления 14 соединена со второй группой информационных выходов радионавигатора 12. Группа информационных выходов вычислителя-формирователя 18 соединена с первой группой информационных входов блока принятия решения 25, вторая группа информационных входов которого соединена с третьей входной установочной шиной 24 устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов. Группа информационных выходов блока 25 соединена с группой информационных входов блока индикации 26.

Для повышения точности измерения пространственных углов объекта за счет исключения влияния набега фазы в аналоговых трактах измерителя дополнительно введены последовательно соединенные дешифратор 21, второй блок памяти 23 и 5 вторых блоков вычитания 17, группы входов уменьшаемого которых соединены с группами информационных выходов соответствующих 5 первых блоков вычитания 16. Группа информационных входов дешифратора 21 соединена с группой адресных выходов блока начальной установки корреляторов 10. Сумматор 27, группы информационных входов которого соединены с группами информационных выходов соответствующих S первых блоков вычитания 16, а группа информационных выходов соединена с группой информационных входов второго блока памяти 23. Тактовые входы блока 16 объединены с тактовыми входами второго блока памяти 23 и S вторых блоков вычитания 17. Группы информационных выходов блока 17 соединены с соответствующими группами информационных входов вычислителя-формирователя 18.

Работа заявляемого устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов (см. фиг.7) осуществляется следующим образом. На подготовительном этапе по аналогии с прототипом сфера над антенной решеткой, находящаяся на удалении ~20 тысяч километров, равномерно разбивается на N элементарных зон привязки (см. фиг.2). Площадь элементарной зоны привязки D0 определяется заданной точностью измерения углов тангажа ∆α, крена ∆β и азимута ∆θ. Вычисляются координаты местоположения центров элементарных зон привязки {X,Y,Z}n. Каждой элементарной зоне присваивают порядковый номер n, n=1, 2, …, N (см. фиг.2).

На следующем этапе рассчитывают эталонные значения разностей фаз прихода сигналов для каждой пары антенных элементов Am0, m=0, 1, 2, …, М-1, относительно координат местоположения центров каждой элементарной зоны привязки ∆φэт.m0000)n. Для этого предварительно осуществляют описание пространственных характеристик АР 1.0-1.М-1, Последовательно дискретно изменяют ориентацию АР на заданные значения углов ∆α, ∆β, ∆θ в предварительно определенных пределах {αmin, αmax}, {βmin, βmax} и {θmin, θmax} без изменения координат центра АР относительно центров элементарных зон привязки. Для каждого положения АР (αijl) и для каждого центра элементарных зон привязки в соответствии с (1) и (2) рассчитывают эталонные значения разностей фаз ∆φэт.m0ijl)n. Данные операции легко реализуются на специализированной микропроцессорной сборке и в рамках представленных материалов рассмотрению не подлежат. Результаты выполнения названных операций (а именно номера и координаты центров элементарных зон привязки) поступают на первую входную установочную шину 19 устройства, а соответствующие им эталонные значения разностей фаз ∆φ(αijl)n - на вторую входную установочную шину 20.

В основе предлагаемого устройства угловой ориентации объектов по сигналам КА глобальных навигационных спутниковых систем лежит фазовый интерферометр (см. Torrieri D.J. Principles of military communications systems. Dedham, Massachusetts. Artech House, inc., 1981. - 298 р.) с дополнениями, связанными с измерением Δ ϕ и з м . m 0 S ( α , β , θ ) сигналов с двойной фазовой манипуляцией BPSK и псевдослучайной последовательностью (ПСП) в условиях доплеровского сдвига Fдопл частоты. Названные изменения реализованы с помощью блоков 7-13. Кроме того, для преобразования разности фаз Δ ϕ и з м . m 0 S ( α , β , θ ) в угловые параметры объекта α, β и θ используются блоки 21, 22, 23, 16, 17, 18, 25, 26 и 27.

Принятые антенными элементами 1.0-1.М-1 высокочастотные сигналы от первого обнаруженного КА на частоте fs=1575,42 МГц усиливают в соответствующих малошумящих усилителях 2.0-2.М-1 (см. фиг.7). Далее они поступают на входы соответствующих радиотрактов 3.0-3.М-1 каналов приема. В блоках 3.0-3.М-1 обеспечивают преобразование принятых сигналов в электрические сигналы промежуточной частоты, их усиление на 20 дБ, а также избирательность по соседним каналам приема. Следует отметить, что полоса пропускания блоков 3.0-3.М-1 согласована с максимально возможным доплеровским сдвигом частоты сигнала КА. Значение промежуточной частоты определяется характеристиками аналого-цифровых преобразователей блоков 5.0-5.М-1 и составляет, например, 90,42 МГц.

Сигналы промежуточной частоты дискретизируют и квантуют в блоках цифровой обработки сигналов 5.0-5.М-1. Интервал дискретизации выбирают в соответствии с теоремой отсчетов (см. Введение в цифровую фильтрацию. Под. ред. Р.Богнера и А.Константидиса. - М.: Мир, 1976, стр.26-27).

Большинство алгоритмов обработки сигналов рассчитаны на работу с комплексными сигналами. Для перехода от действительных к комплексным сигналам применяют квадратурные преобразования сигналов. В результате на выходах каждого из М приемных каналов формируют две последовательности отсчетов Im и Qm, описывающих принимаемые сигналы КА, сдвинутые друг относительно друга на 90 градусов. Синхронизацию работы элементов блоков цифровой обработки 5.0-5.М-1 приемных каналов осуществляют сигналами тактового генератора 6. Аналогично принимают, оцифровывают и раскладывают на квадратуры сигналы от всех S спутников.

Космические аппараты глобальных навигационных спутниковых систем используют сигналы фазовой манипуляции, например BPSK, которые могут приниматься лишь когерентно (см. Григорьев В.А. Передача сообщений по зарубежным информационным сетям. - Л.: ВАС, 1989. стр.98-102). Когерентное детектирование заключается в сравнении фазоманипулированного сигнала с опорным напряжением Uоп(t), которое синхронно и синфазно с несущей и получается обычно путем обработки самого принимаемого сигнала.

Известно, что с помощью устройства GPS U-blox (в заявляемом устройстве блок 12) принимают сигналы КА глобальных навигационных спутниковых систем с интервалом в 1 секунду, которые содержат следующие параметры:

текущее положение объекта {X,Y,Z};

время GPS (TOW);

эфемериды (для каждого обнаруженного спутника).

По этим данным для каждого спутника определяют его номер, положение в пространстве и доплеровское смещение частоты Fдопл. Последнее связано с тем, что спутник и объект находится в движении. Практические испытания показали, что изменение Fдопл составляет примерно 1 Гц за 1 с. Само изменение происходит монотонно, но скорость этого изменения зависит от положения спутника (чем меньше угол места, тем больше скорость "ухода"). Опытным путем было определено, что параметр Fдопл необходимо обновлять не реже, чем 1 раз в 20 мс, а с борта КА значение Fдопл поступает лишь 1 раз в секунду. Данная задача в предлагаемом устройстве (по аналогии с прототипом) решается следующим образом. С помощью блоков 12 и 13 принимаются сигналы КА. Радионавигатор 12 определяет номер обнаруженного спутника s, вычисляет значение доплеровского смещения частоты F д о п л . s на данный спутник и его местоположение в пространстве {X,Y,Z}s. Знание номера спутника s необходимо в связи с тем, что все КА излучают индивидуальные псевдослучайные последовательности. Последние используют далее для корреляционной свертки принимаемых от КА сигналов fs.

С первого выхода блока 12 (стык RS232) на вход управления блока начальной установки корреляторов 10 последовательно поступает информация о номерах обнаруженных спутников s и соответствующих им доплеровских сдвигах частоты Fдопл. В функции блока 10 входит определение позиции максимума функции корреляции между опорным и оцениваемым сигналами всех обнаруженных КА. В качестве опорного сигнала используют выборку ПСПs длиной в один период (2046 точек), формируемую блоком 10 в соответствии с номером s обнаруженного спутника. В качестве оцениваемого сигнала используется выборка точек длиной в два периода ПСПs (4092 точек), принятая одним из приемных каналов и записанная в блок 10. Одновременно с вычислением корреляционной функции осуществляют поиск позиции ее максимального значения Ks. Следует отметить, что операции записи оцениваемого сигнала в блоке 10 предшествует уточнение частоты сигнала fs s-го спутника на значении F д о п л . s . В результате на группе информационных выходов блока начальной установки корреляторов 10 присутствуют данные о позиции максимума Ks корреляционной функции, значение F д о п л . s и номер спутника s. Указанные величины параллельно (каждая по своей шине) поступают на первую группу входов управления первого коррелятора 7.1. Исключение составляет значение Ks, которое поступает на вторую группу управляющих входов блока 7.1 через коммутатор 9.1. Кроме того, номер обнаруженного спутника s поступает на соответствующий адресный вход блока 11. При обнаружении сигналов очередных КА в блоках 13, 12 и 10 выполняются аналогичные операции, а результаты вычислений Ks и значения Fдопл и s поступают на управляющие входы следующих корреляторов 7.2-7.S. Данная настройка корреляторов 7.1-7.S выполняется один раз на этапе инициализации. В дальнейшей работе устройства проводится только подстройка корреляторов 7.1-7.S с помощью блоков 8.1-8.S. Значения Fдопл и s (сформированные блоком 12) в блоке настройки корреляторов 10 дешифрируют и направляют на раздельные управляющие входы корреляторов 7.1-7.S (см. фиг.10).

Назначение корреляторов 7.1-7.S состоит в постоянном вычислении корреляционных функций сигналов соответствующих спутников s=1, 2, 3, …, S. Количество корреляторов как правило соответствует числу наблюдаемых спутников S. Каждый коррелятор содержит М идентичных каналов обработки по числу каналов приема и настраивается на сигналы "своего" КА. В общем случае чем больше количество наблюдаемых КА, а соответственно и корреляторов, тем точнее оцениваются угловые параметры объекта α, β и θ. Однако при этом возрастает сложность реализации устройства и временные затраты на выполняемые операции.

В корреляторах 7.1-7.S предварительно осуществляют комплексное понижение частоты сигнала fs на соответствующее значение F д о п л . s . Далее по аналогии с блоком 10 реализуют вычисление корреляционной функции, длина которой составляет 2046 символов. На этапе начальной установки выделяют позиции с максимальным значением функций корреляции Ks (определенные блоком 10) для всех S наблюдаемых КА. Дополнительно с каждой позицией Ks в корреляционных функциях выделяют соседние точки (например пять с обеих сторон). Например, если Ks=100, то в блоке 7.s выделяют позиции с 95 по 105. Это необходимо для отслеживания смещения корреляционного максимума блоками 8.1-8.S в процессе работы устройства из-за отсутствия синхронизации приемной и передающей частей. В результате на выходе каждого из корреляторов 7.1-7.S с интервалом 1 мс формируют значения 11·М квадратур сигналов, соответствующие максимальным и соседним значениям функции корреляции. Последние поступают на входы соответствующих блоков анализа 8.1-8.S. Здесь осуществляют анализ качества принимаемых от КА сигналов. Для этого на основе поступивших значений квадратур принятых сигналов вычисляют абсолютные значения элементов соответствующих функций корреляции

A K s = I m s 2 + Q m s 2 , ( 6 )

и далее определяют максимальные значения A K s . max . Если качество сигнала отвечает заданным требованиям ( A K s / max > A п о р ) включается механизм подстройки соответствующих корреляторов (к работе подключается необходимый блок 8.s). На первых выходах этих блоков 8.1-8.S формируются управляющие сигналы, которые поступают на управляющие входы коммутаторов 9.1-9.S, переводя их во второе устойчивое положение. В результате вторые группы информационных выходов блока 10, несущие сведения о позиции максимума функции корреляции Ks, отключаются от вторых групп входов управления корреляторов 7.1-7.S, а вместо них подключаются к ним соответствующие группы выходов блоков анализа 8.1-8.S. Номера позиций максимума функции корреляции Ks через соответствующие коммутаторы 9.1-9.S поступают на управляющие входы корреляторов 7.1-7.S. Одновременно квадратуры сигналов, соответствующих максимальному значению A K s . max , со вторых групп выходов блоков анализа 8.1-8.S поступают на группы входов соответствующих блоков вычисления разности фаз 15.1-15.S.

Если имеет место невыполнение пороговых условий ( A K s / max < A п о р ) квадратуры сигналов с выходов соответствующих корреляторов блокируются блоками анализа и не поступают на входы блоков вычисления разности фаз 15.1-15.S.

Блоки 15.1-15.S обеспечивают вычисление разности фаз между сигналами, принятыми в нулевом (блоки 1.0, 2.0, 3.0 и 5.0) и других М-1 каналах приема

Δ ϕ и з м . m 0 s ( α , β , θ ) = Δ ϕ и з м .0 s ( α , β , θ ) Δ ϕ и з м . m s ( α , β , θ ) . ( 7 )

Результаты вычислений с выходов блоков 15.1-15.S поступают на соответствующие группы входов S+1-го коммутатора 11 и далее на соответствующие входы вычитаемого блоков вычитания 16.1-16.S. Здесь очередным тактовым импульсом блока 6 их записывают в соответствующие буферные регистры (см. фиг.4). Одновременно в блоке управления 14 выполняют операцию сравнения хранящихся в его перепрограммируемой памяти координат центров элементарных зон привязки {X,Y,Z}n и поступивших на его первую группу информационных входов координат КА (со второй группы информационных выходов радионавигатора 12). В результате на выходах блока управления 14 формируют код числа n (соответствующий номеру элементарной зоны привязки, в которой в данный момент времени находится s-й КА) поступающий на адресные входы первого блока памяти 22 (см. фиг.7). С приходом очередного тактового импульса блока 6 значения эталонных разностей фаз ∆φэт.m0ijl)n для n-й элементарной зоны привязки поступают на группы входов уменьшаемого блоков вычитания 16.1-16.S. В функции S+1-го коммутатора 11 входит обеспечение прохождения измеренной разности фаз (7) только от блока 15.s. Последние соответствуют сигналам s-го KA, находящегося в данный момент времени в n-й элементарной зоне привязки. Текущая информация о номере спутника s на группу адресных входов блока 11 поступает с адресных выходов блока 10. Аналогичные операции с помощью блоков 12, 10, 14, 11, 15.1-15.S, 14 и 16.1-16.S выполняются по всем S обнаруженным спутникам. Результаты вычислений (выражение 3, фиг.5) поступают на соответствующие группы информационных входов S вторых блоков вычитания 17.

Одновременно номер KA S с группы адресных выходов блока начальной установки корреляторов 10 поступает на группу информационных входов дешифратора 21. На подготовительном этапе в блоке 21 задается номер KA S, выбранного в качестве опорного. Пусть в качестве последнего выбран KA с S=1. При возникновении в ходе работы устройства данной ситуации на выходе блока 21 формируется управляющий сигнал, реализующий запись значений Δ ϕ m 0 1 ( α i , β j , θ l ) n (см. выражение 3) с соответствующей группы информационных выходов блока 16 (через сумматор 27) во второй блок памяти 23. С приходом очередных тактовых импульсов в блоке 17 определяется разность разности фаз Δ Δ ϕ m 0 s 1 ( α i , β j , θ l ) в соответствии с (4). Выполнение этой операции позволяет устранить набег фаз φкан во всех используемых приемных каналах.

При переходе первого KA в n+1-ю элементарную зону содержимое блока 23 обновляется в соответствии с выше описанным алгоритмом. Далее результаты вычислений с S-1 групп информационных выходов блока 17 поступают на соответствующие группы информационных выходов вычислителя-формирователя 18.

Основной задачей вычислителя-формирователя 18 является формирование трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ). С этой целью

полученные в блоках 17.1-17.S-1 разности разностей фаз возводят в квадрат и суммируются (выражение 5). Аналогичные операции выполняют над сигналами всех используемых в работе КА. Полученные результаты (см. фиг.5 и 6) запоминают в качестве элемента трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ). В функции блока принятия решения 25 входит нахождение элемента r{i+1,j+1,l+1} трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ) с минимальными значениями, которому однозначно соответствуют оцениваемые угловые параметры объекта αi, βj и θl. Результаты измерений в заданной форме отображаются в блоке 26.

В устройстве, реализующем предложенный способ, используются известные элементы и блоки, описанные в научно-технической литературе. Блоки с 1 по 16, 18, 22, 25 и 26 реализуются аналогично соответствующим блокам прототипа. Варианты реализации антенных элементов 1.0-1.М-1, а также 13 широко рассмотрены в литературе (см. Саидов А.С. и др. Проектирование фазовых автоматических радиопеленгаторов. - М.: Радио и связь, 1997).

Антенная решетка 1.0-1.М-1 и АЭ 13 могут быть реализованы на антеннах С576 (см. E-mail: support@novatel.com. Web: www.novatel.com US&Canada). Антенные элементы настроены на частоту 1575,42 МГц. В случае использования антенной решетки из четырех АЭ, расположенных в одной плоскости в углах квадрата, расстояние между соседними элементами может составлять 1 м. В общем случае плоскость антенной решетки 1.0-1.М-1 может быть произвольно ориентирована относительно осей симметрии объекта. В данном случае вносится склонение по углам α, β и θ в эталонные значения (блок 22) или в блоке принятия решения 25.

Малошумящие усилители 2.0-2.М-1 выполняют функции предварительной избирательности по соседним каналам приема и усиления. Могут быть реализованы из последовательно подключенных PAW-фильтра 801-RF1575.42M-D и усилителя на базе MGL453543. Полоса пропускания фильтра около 1 МГц.

Радиотракты 3.0-3.М-1 предназначены для обеспечения основной избирательности по соседним каналам приема, усиления и преобразования частоты сигнала 1575,42 МГц в частоту 90,42 МГц. Каждый из радиотрактов содержит последовательно соединенные первый PAW-фильтр, усилитель, второй PAW-фильтр, смеситель и усилитель промежуточной частоты. Первый и второй PAW- фильтры соответственно могут быть реализованы на элементах 801-RF1575.42M-G. Усилитель реализуют на микросхеме MGA53543. Смеситель может быть реализован по трансформаторной схеме. Усилитель промежуточной частоты может быть реализован из последовательно подключенных двух усилителей на базе элементов 2SC5551, в нагрузке которых находятся LC-фильтры.

Реализация блока формирования опорных напряжений 4 широко известна и трудностей не вызывает. Его назначение - сформировать гармоническое колебание с частотой, например 1485, 42 МГц. Блок 4 может быть реализован на основе генератора управляемого напряжения UMS-1000 и синтезатора LMX23Q6.

Реализация блока цифровой обработки 5 известна и трудностей не вызывает. Блок 5.m предназначен для преобразования аналогового сигнала, поступающего с выхода блока 3.m, в цифровую форму и разложение его на квадратуры. На фиг.9 описания устройства-прототипа (см. Пат. РФ №2374659) приведен вариант реализации блока цифровой обработки, который содержит аналого-цифровой преобразователь, цифровой генератор, первый и второй умножители соответственно, фазовращатель, первый и второй фильтры нижних частот.

В случае использования в заявляемом устройстве четырех каналов приема блоки цифровой обработки могут быть реализованы с помощью двух комплектов стандартных плат: субмодуля цифрового приема ADMDDC2WB и ADP60PCI v.3.2 на процессоре Sharc ADSP-21062 (см. Руководство пользователя. E-mail: insys@arc.ru www-сервер www.insys.ru). Наиболее предпочтительным является вариант реализации блоков 5 на базе ADC микросхем LTC2208 (аналого-цифровой преобразователь) в совокупности с использованием программируемой логической интегральной схемой FPGA фирмы Xilinx Virtex4SX35 (см. FPGA-Virtex4: http://www.xilinx.com/products/silicon_solutions/fpgas/virtex/virtex4/index/htm).

Построение тактового генератора 6, обеспечивающего генерацию сигналов с частотой 120 МГц, известно и широко освещено в литературе (Радиоприемные устройства: учебное пособие по радиотехнике. Спец. ВУЗов / Ю.Т.Давыдов и др.; - М.: Высшая школа, 1989. - 342 с.; Функциональные узлы адаптивных компенсаторов помех: Часть 2. В.В.Никитченко. - Л.: ВАС. - 1990. - 176 с.; Вениаминов Д.Р. и др. Микросхемы и их применение. - М.: Радио с связь, 1989 - 240 с.).

Реализация корреляторов 7.1-7.S известна и широко освещена в научно-технической литературе (см. B.C.Шебшаевич, П.П.Дмитриев, Н.В.Иванцевич и др. Сетевые спутниковые радионавигационные системы. Под. ред. B.C.Шебшаевича - М.: Радио и связь 1993; Рэд Э. Справочное пособие по высокочастотной схемотехнике: Схемы, блоки, 50-омная техника: Пер. с нем. - М.: Мир, 1990. - 256 с.).

Известно, что сигналы КА BPSK модулируются индивидуальными ПСП, называемые дальномерными кодами. Поэтому для измерения разности фаз сигналов предварительно необходимо снять априорно известную модуляцию ПСП, учесть доплеровский сдвиг частоты и задержку сигнала при его распространении. Эти задачи решаются с помощью блоков 7.1-7.S в совокупности с блоками 8.1-8.S и 10. В функции блоков 7.1-7.S входит учет (смещение) частоты принятого сигнала на значение F д о п л . s , а также снятие ПСП-модуляции путем построения функции корреляции. Поступающая управляющая информация с блоков 10 и 8.1-8.S позволяет выделить позицию максимума функции корреляции Ks, а следовательно, определить задержку сигнала при его распространении.

Все блоки корреляторов 7.1-7.S выполнены идентично и содержат цифровой генератор, генератор ПСП, M трактов обработки. Каждый тракт обработки содержит два смесителя, два умножителя соответственно, фазовращатель, два блока памяти.

Работа корреляторов подробно рассмотрена в Пат. РФ №2374659. Целесообразно блоки 7.1-7.S реализовывать на программируемой логической интегральной схеме фирмы Xilinx типа Virtex 4SX35. На базе одной FPGA возможно реализовать до 16 корреляторов (см. FPGA-Virtex4: http://www.xilinx.com/products/silicon_solutions/fpgas/virtex/virtex4/index/htm). Алгоритм работы корреляторов приведен на фиг.12.

Блоки 8.1-8.S предназначены для анализа качества принимаемых от КА сигналов и на его основе принимают решение о трансляции квадратур сигналов (соответствующих позициям Ks) на входы блоков вычисления разности фаз 15.1-15.S. Блоки анализа 8.1-8.S выполняют идентично, а вариант реализации одного из них приведен на фиг.13 описания устройства-прототипа (см. Пат. РФ №2374659).

Блоки анализа могут быть реализованы с использованием сигнального процессора TMS320c6416 (см. TMS320c6416: http://focus/ti/com/docs/prod/folders/print/TMS320c6416.html). Алгоритм работы блока анализа 8.s приведен на фиг.9.

Реализация коммутаторов 9.1-9.S широко известна и трудностей не вызывает (см. Справочник по интегральным микросхемам / Б.В.Тарабкин, С.В.Якубовский, Н.А.Барканов и др.; Под ред. Б.В.Тарабкина. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Энергия, 1980. - 816 с.). Они имеют два устойчивых состояния и обеспечивают коммутацию выходных сигналов со значениями Ks блока 10 (вторая группа входов) и блоков 8.1-8.S (первая группа входов) соответствующей разрядности. Управляются сигналами с первого выхода блоков 8.1-8.S (потенциалами ТТЛ-го уровня).

Блок 10 предназначен для поочередной настройки корреляторов 7.1-7.S на сигналы обнаруженных КА. Блок начальной настройки корреляторов 10 содержит два дешифратора, блок сравнения, счетчик импульсов, S идентичных трактов анализа в составе двух блоков элементов И, цифрового генератора, генератора псевдослучайной последовательности, двух смесителей, фазовращателя, четырех умножителей, сумматора, блока извлечения квадратного корня и блока поиска максимума (см. фиг.15 описания устройства-прототипа, Пат. РФ №2374659). Работа блока 10 подробно освещена там же (стр.33-34).

Целесообразно блок начальной установки корреляторов 10 выполнить на сигнальном процессоре TMS320c6416 (см. TMS320c6416: http://focus/ti/com/docs/prod/folders/print/TMS320c6416.html). Алгоритм работы блока 10 приведен на фиг.10.

Блок 11 (S+1-й коммутатор) предназначен для поочередного (по командам блока 10) подключения выходов блоков 15.1-15.S с результатами вычислений (7) ко входам вычитаемого соответствующих первых блоков вычитания 16.1-16.S. Может быть выполнен с помощью S блоков элементов И. Первые входы поблочно объединяют и соединяют с соответствующим адресным выходом блока 10. На вторые входы блоков подают значения Δ ϕ и з м . m 0 S ( α , β , θ ) с выходов соответствующих блоков 15.1-15.S. Реализация блоков элементов И известна и трудностей не вызывает.

Реализация радионавигатора 12 известна и широко освещена в литературе (см. U-blox: http://www.u-blox.com/customersupport/antaris4_doc.html).

Блок управления 14 выполняет две основные функции:

хранение координат центров элементарных зон привязки {X,Y,Z}n;

сравнение значений {X,Y,Z}n с координатами обнаруженного КА {X,Y,Z}s .

Реализация первой функции осуществляют с помощью перепрограммируемого блока памяти, в который на подготовительном этапе записывают значения {X,Y,Z}n. Адреса размещения {X,Y,Z}n соответствуют номерам "n" элементарных зон привязки, n=1, 2, …, N.

Реализация блока 14 известна и широко освещена в литературе (см. Пат. РФ №2374659, фиг.16). Легко реализуется на дискретных элементах, например на микросхемах с ТТЛ-уровнями сигналов 555, 1533 и др. серий.

Блоки измерения разности фаз 15.1-15.S обеспечивают вычисление разности фаз (7) между сигналами, принятыми в нулевом (блоки 1.0, 2.0, 3.0 и 5.0) и других М-1 каналах приема. Все S блоков измерения разности фаз 15.1-15.S выполняются идентично. Реализация блоков 15.1-15.S известна и трудностей не вызывает (см. Pat. RU №2283505, МПК6 G01S 13/46, опубл. 10.09.2006 г. бюл. №25).

Реализация S первых и вторых блоков вычитания 16.1-16.S и 17.1-17.S соответственно известна и трудностей не вызывает. С помощью блоков 16.1-16.S реализуется вычисление (3), а с помощью блоков 17.1-17.S - выражение (4), порядок выполнения которых приведен на фиг.5. Блоки 16.1-16.S и 17.1-17.S могут быть реализованы на дискретных элементах (элементарной логики) по известным схемам (Рэд Э. Справочное пособие по высокочастотной схемотехнике: Схемы, блоки, 50-омная техника: Пер. с нем. - М.: Мир, 1990. - 256 с.). В случае, когда в качестве опорных принимаются сигналы одного и того же КА, например первого обнаруженного, количество вторых блоков вычитания 17 может быть сокращено до S-1.

Блок 22 предназначен для хранения эталонных значений разностей фаз ∆φэт.m0ijl), которые записываются в него на подготовительном этапе работы устройства (см. фиг.3). Номера ячеек памяти, в которые записаны значения ∆φэт.m0ijl)n и номера элементарных зон привязки n, находятся в строгом соответствии. Емкость P первого блока памяти 22 определяется выражением:

Р=(I+1)·(J+1)·(L+1)·N·М.

Реализация блока 22 известна и трудностей не вызывает (см. Лебедев О.Н. Микросхемы памяти и их применение. - М.: Радио и связь, 1990. - 160 с.; Большие интегральные микросхемы запоминающих устройств: Справочник / А.Ю.Гордонов и др.; Под ред. А.Ю.Гордонова и Ю.Н.Дьякова. - М.: Радио и связь, 1990. - 288 с.).

Второй блок памяти 23 предназначен для хранения текущего значения разностей фаз Δ ϕ m 0 1 ( α i , β j , θ l ) n сигналов опорного КА. Реализуется аналогично с блоком 22.

Вычислитель-формирователь 18 предназначен для формирования трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ) размерности (I+1)·(J+1)·(L+1). Предварительно рассчитывают значения элементов ∆φ{αijl} матрицы измерений R(α,β,θ). С этой целью измеренные блоками 17.1-17.S разности разностей фаз ∆∆φm0ijl) возводят в квадрат и суммируют в соответствии с (4) и (5) (см. фиг.5). Найденные значения элементов ∆φ{αijl} записывают в трехмерный массив матрицы измерений R(α,β,θ) по адресу {i+1,j+1,l+1} (см. фиг.6). В качестве адреса записи выступают значения углов αi, βj, θl, которые хранят в блоке 22 совместно с эталонными разностями фаз и сопровождают их в процессе вычислений в блоках 16.1-16.S, 17.1-17.S. В связи с тем, что на блок 18 приходится значительная часть временных затрат устройства, последний целесообразно реализовать на сигнальном процессоре TMS320c6416 (см. TMS320c6416: http://focus/ti/com/docs/prod/folders/print/TMS320c6416.html). Алгоритм формирования матрицы измерений R(α,β,θ) приведен на фиг.11.

Блок принятия решения 25 предназначен для определения элемента матрицы измерений R(α,β,θ) с адресом r{i+1,j+1,l+1} (ячейки памяти запоминающего устройства из состава блока 18) с минимальной суммой ∆φ{αijl}, соответствующей искомым угловым параметрам антенной решетки (объекта) {αijl}.

Структурная схема блока принятия решения 21 приведена на фиг.21 описания устройства прототипа, а описание его работы - на страницах 39-40 (там же). Блок 25 также целесообразно реализовать на сигнальном процессоре TMS320c6416 (см. TMS320c6416: http://focus/ti/com/docs/prod/folders/print/TMS320c6416.html). Алгоритм работы блока принятия решения приведен на фиг.12.

Реализация блока индикации 22 известна и трудностей не вызывает (см. Быстров А.Ю. и др. Сто схем с индикаторами / Быстров А.Ю. и др. - М.: Радио и связь, 1990. - 112 с.; Пароль Н.В., Кайдалов С.А. Знакосинтезирующие индикаторы и их применение: Справочник. - М.: Радио и связь. 1998. - 128 с.).

Дешифратор 21 выполняет функцию сравнения поступающих на его вход кодовых комбинаций с текущими номерами s KA с номером назначенного опорного KA. При совпадении кодовых комбинаций на выходе блока 21 формируется управляющий сигнал, реализующий запись текущего значения Δ ϕ m 0 1 ( α i , β j , θ l ) во второй блок памяти 23. Реализация блока 21 трудностей не вызывает.

Сумматор 27 предназначен для объединения потока выходных сигналов S первых блоков вычитания 16.1-16.S для подачи их на группу информационных входов второго блока памяти 23. Реализация блока 27 известна и трудностей не вызывает.

1. Способ определения угловой ориентации летательных аппаратов (ЛА), заключающийся в том, что на подготовительном этапе или в процессе полета ЛА сферу над антенной решеткой (АР) равномерно разбивают на N=D/D0 элементарных зон привязки, где D и D0 - соответственно площади сферы на удалении нескольких тысяч километров от центра АР и элементарной зоны привязки, каждой зоне привязки присваивают порядковый номер bn, n=1, 2, …, N, определяют координаты местоположения центров элементарных зон привязки, АР выполняют из M, M≥4 пространственно разнесенных антенных элементов (АЭ), расположенных в одной плоскости параллельно двум осям симметрии ЛА, для каждой пары АЭ Am0, m=1, 2, …, M-1 рассчитывают эталонные значения разностей фаз прихода сигналов относительно координат местоположения центров каждой элементарной зоны привязки ∆φэт.m0000)n, где αi, βj, θl - соответственно значения углов тангажа, крена и азимута АР, последовательно дискретно изменяют ориентацию АР на заданные значения углов ∆α, ∆β, ∆θ в предварительно заданных интервалах {αmin, αmax}, {βmin, βmax} и {θmin, θmax}, (αmaxmin)/∆α=I, (βmaxmin)/∆β=J, (θmaxmin)/∆θ=L без изменения координат центра АР относительно центра элементарных зон привязки, для каждого положения АР (αijl) и для каждого центра элементарных зон привязки рассчитывают и запоминают эталонные значения разностей фаз ∆φэт.m0ijl)n, в процессе работы принимают сигналы от первого обнаруженного космического аппарата (КА) глобальной навигационной спутниковой системы, измеряют разности фаз принимаемых сигналов в антенных элементах АР , вычисляют разность между эталонными разностями фаз, соответствующими углам АР α000 для bn-й элементарной зоны привязки, и измеренными разностями фаз сигналов первого КА с априорно известным местоположением , измеренные разности фаз возводят в квадрат и суммируют по всем М-1 используемым в работе парам АЭ, результаты вычислений ∆φ1000) запоминают, принимают сигналы других КА и определяют значения ∆φs000) для всех S наблюдаемых КА, s=1, 2, …, S, результаты вычислений суммируют по всем S отмеченным в работе КА и запоминают в элементе r(1,1,1) трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ), вычисляют значения ∆φ(αijl) для всех возможных углов ориентации АР (αijl), i=0, 1, 2, …, I; j=0, 1, 2, …, J; l=0, 1, 2, …, L, a полученные результаты записывают в соответствующие элементы r(i+1,j+1,l+1) трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ) за измеренную ориентацию АР и ЛА принимают значения углов (αijl), соответствующие элементу r(i+1,j+1,l+1) матрицы измерений R(α,β,θ), имеющему минимальное значение, отличающийся тем, что для формирования матрицы измерений найденные для первого КА разности фаз вычитают из соответствующих значений остальных S-1 КА: , а результаты вычитания возводят в квадрат и суммируют по всем М-1 используемым в работе парам АЭ и S-1 КА для формирования значения ∆φ(α000) с последующим запоминанием в элементе r(1,1,1) трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ), аналогично формируют остальные элементы r(i,j,l) матрицы R(α,β,θ) для всех возможных углов ориентации АР (αijl).

2. Устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов (ЛА), включающее M, M≥4, идентичных приемных каналов из последовательно соединенных антенного элемента, малошумящего усилителя, радиотракта и блока цифровой обработки, предназначенного для преобразования аналогового сигнала в цифровую форму и разложения его на квадратуры, две группы выходов которого являются первой и второй группами информационных выходов соответствующего канала приема, блок формирования опорных сигналов, выход которого соединен со вторыми входами радиотрактов приемных каналов, тактовый генератор, S корреляторов, S блоков анализа, предназначенных для оценки качества принимаемых от космических аппаратов (КА) сигналов, S+1 коммутатор, блок начальной установки корреляторов, S блоков вычисления разности фаз, S первых блоков вычитания, первый блок памяти, вычислитель-формирователь, предназначенный для формирования трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ), блок принятия решения, предназначенный для нахождения элемента трехмерной матрицы измерений с минимальным значением, блок управления, предназначенный для хранения координат центров элементарных зон привязки и сравнения этих координат с координатами обнаруженного космического аппарата, блок индикации, первую, вторую и третью входные установочные шины, радионавигатор и М+1-й антенный элемент, выход которого подключен ко входу радионавигатора, первый информационный выход которого соединен со входом управления блока начальной установки корреляторов, группы информационных входов которого объединены с соответствующими группами информационных входов корреляторов и соответствующими группами информационных выходов приемных каналов, тактовые входы которых объединены и соединены с тактовыми входами блоков цифровой обработки приемных каналов, выходом тактового генератора, входами синхронизации корреляторов, тактовыми входами блока управления, блоков вычисления разности фаз, первого блока памяти, первых блоков вычитания, вычислителя-формирователя, блока принятия решения, блока начальной установки корреляторов, S+1-го коммутатора, блоков анализа, вторые группы информационных выходов которых соединены с группами информационных входов соответствующих блоков вычисления разности фаз, первые выходы блоков анализа соединены со входами управления соответствующих коммутаторов, третьи группы выходов блоков анализа соединены с первыми группами информационных входов соответствующих коммутаторов, группы информационных входов блоков анализа соединены с группами информационных выходов соответствующих корреляторов, первые группы входов управления которых соединены с соответствующими первыми группами информационных выходов блока начальной установки корреляторов, вторые группы входов управления корреляторов соединены с группами выходов соответствующих коммутаторов, вторые группы информационных входов которых соединены с соответствующими вторыми группами информационных выходов блока начальной установки корреляторов, группы информационных выходов блоков вычисления разности фаз соединены с соответствующими группами входов S+1-го коммутатора, группа адресных входов которого соединена с группой адресных выходов блока начальной установки корреляторов, a S групп информационных выходов соединены с группами входов вычитаемого соответствующих первых блоков вычитания, группы входов уменьшаемого которых объединены и соединены с группой информационных выходов первого блока памяти, группа информационных входов которого является второй входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, а группа адресных входов соединена с группой информационных выходов блока управления, вторая группа информационных входов которого является первой входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, первая группа информационных входов блока управления соединена со второй группой информационных выходов радионавигатора, группа информационных выходов вычислителя-формирователя соединена с первой группой информационных входов блока принятия решения, вторая группа информационных входов которого соединена с третьей входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, а группа информационных выходов соединена с группой информационных входов блока индикации, отличающееся тем, что дополнительно введены последовательно соединенные дешифратор, второй блок памяти и S вторых блоков вычитания, группы входов уменьшаемого которых соединены с группами информационных выходов соответствующих S первых блоков вычитания, группа информационных входов дешифратора соединена с группой адресных выходов блока начальной установки контроллеров, сумматор, группы информационных входов которого соединены с группами информационных выходов соответствующих первых блоков вычитания, а группа информационных выходов соединена с группой информационных входов второго блока памяти, группа информационных выходов которого соединена с группой входов вычитаемого вторых блоков вычитания, тактовые входы которых объединены с тактовыми входами второго блока памяти и S первых блоков вычитания, а группы информационных выходов вторых блоков вычитания соединены с соответствующими группами информационных входов вычислителя-формирователя.



 

Похожие патенты:

Изобретение может быть использовано в загоризонтных радиолокаторах. Достигаемый технический результат - повышение точности измерения высот и упрощение устройства.

Изобретение относится к области определения местоположения источников радиоизлучений. Достигаемый технический результат изобретения - определение координат местоположения источника радиоизлучения известной интенсивности в пассивном режиме в условиях отсутствия взаимной временной синхронизации пунктов приема.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к беспроводной связи, и может быть использовано в системе определения местоположения. Технический результат заключается в предоставлении информации, применимой для выполнения операций определения местоположения для обеспечения возможности определения местоположения.

Изобретение предназначено для определения координат воздушных объектов (ВО) по сигналам системы радиолокационного опознавания (РЛО) при отсутствии приема сигналов радиолокационных запросчиков (РЛЗ), местоположение которых известно.

Изобретение относится к системам отслеживания, выполненным с возможностью отслеживать продукт и/или деятельность. Технический результат заключается в уменьшении искажений и фальсификаций в системе отслеживания.

Изобретение относится к навигационному приборостроению, в частности к устройствам совместной обработки результатов измерения курса ГНСС-компасом и гирогоризонткомпасом, и может быть использовано в навигационных комплексах мобильных средств (МС).

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при организации безопасного и удобного способа складирования в автоматизированных системах обработки и хранения грузов (AS/RS).

Изобретение относится к системам спутникового контроля (СРК). .
Изобретение относится к измерительной технике, а именно к зрительной навигации в прибрежной полосе моря. .

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано в многопозиционных радиотехнических системах с подвижными пунктами приема, устанавливаемыми, например, на летательных аппаратах. Способ включает периодический прием радиосигналов источника одновременно не менее чем в двух пространственно разнесенных подвижных пунктах приема, синхронно с этим измерение собственных координат и параметров вектора скорости движения, с последующей передачей их и принятых радиосигналов на центральный пункт и определением местоположения источника радиоизлучения. На центральном пункте в каждом из периодов приема рассчитывают доплеровские сдвиги частот и взаимные запаздывания моментов прихода электромагнитных волн из мест возможного положения источника в пункты приема с учетом их измеренных собственных координат и параметров вектора скорости, измеряют энергию принятых радиосигналов, для различных пар радиосигналов определяют среднее геометрическое энергии, измеряют значения модуля комплексных взаимных корреляционных функций в точках расчетных запаздываний и доплеровских сдвигов частот, которые вычитают из среднего геометрического энергии, затем по совокупности различных пар радиосигналов и периодов приема полученные разности усредняют и по минимуму этих усредненных значений определяют местоположение источника радиоизлучения. Достигаемый технический результат - расширение области применения при произвольном числе пунктов приема и интервалов времени движения с увеличением точности определения координат до потенциального предела. 7 ил.

Изобретение относится к вычислительной технике и может быть использовано при формировании эталонной информации (изображений) для корреляционно-экстремальных навигационных систем летательных аппаратов (ЛА). Техническим результатом является повышение эффективности планирования и подготовки полетных заданий летательных аппаратов. Устройство автоматизированного формирования эталонной информации для навигационных систем содержит: блоки памяти, сумматоры, регистры, блоки сравнения группы, коммутаторы группы, блоки элементов И/ИЛИ, дешифраторы, счетчики, блоки задержки, генератор тактовых импульсов, триггер, логический блок подготовки яркостных эталонов, включающий блок преобразования исходных картографических данных, аэрофотоснимков и космоснимков, формирователь одноканального или многоканального поля информативности, блок поиска экстремумов поля информативности, блок сопоставления экстремумов поля информативности каждого из каналов, блок расчета эталонных изображений, блок буферной памяти и связи между указанными элементами. 2 ил.

Изобретение относится к радиопеленгации и может быть использовано в комплексах радиоконтроля для определения местоположения источников излучения коротковолнового диапазона с ионосферным распространением радиоволн. Достигаемый технический результат - расширение функциональных возможностей. Указанный результат достигается тем, что включает определение высоты ионосферных слоев и критических частот, прием радиосигналов с помощью пространственно разнесенных пеленгаторных антенн и приемников, определение пеленга и дальности до источника излучения при этом, предварительно для точек возможного положения источника по дальности рассчитывают число и углы места прихода лучей, удовлетворяющих условиям отражения от ионосферных слоев с учетом их высоты, критических частот и длины волны излучения. Затем для каждого из лучей, их расчетных углов места, возможных значений пеленга рассчитывают набеги фаз сигналов в антеннах, после чего в принятых радиосигналах компенсируют радиосигналы источника с учетом расчетных набегов фаз. Скомпенсированные сигналы квадратично детектируют и усредняют по совокупности антенн, а пеленг и дальность до источника излучения определяют по минимуму результатов усреднения, взвешенных пропорционально числу лучей. 8 ил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения морских подвижных объектов. Достигаемый технический результат изобретения - повышение точности и помехоустойчивости системы. Указанный результат достигается тем, что заявленная система содержит бескарданный инерциальный измерительный модуль (БИИМ) с измерительным блоком на инерциальных датчиках (микромеханических гироскопах, акселерометрах низкой точности) и магнитометрах, а также приемную аппаратуру спутниковой навигационной системы (ПА СНС) с фазовыми измерениями и разнесенными на соответствующей базе антеннами при выработке курса объекта. При этом в измерительный блок БИИМ дополнительно включают волоконно-оптический гироскоп навигационного класса точности с измерительной осью, ортогональной плоскости палубы, причем БИИМ, кроме параметров ориентации (курс и углы качки), осуществляет дополнительно выработку составляющих вектора линейной скорости и координат места объекта. В вычислительный модуль системы дополнительно поступают данные от судового лага для формирования совместно с данными от блока магнитометров соответствующих разностных измерений и их обработки с целью реализации автономного режима работы системы; при этом в вычислительном модуле системы дополнительно осуществляют оценку погрешностей БИИМ по составляющим вектора линейной скорости, а также оценку дрейфов микромеханических гироскопов и волоконно-оптических гироскопов (ВОГ) и их подачу по обратной связи в БИИМ для коррекции.8 ил.

Способ предназначен для определения оценок местоположения объектов на дорожной сети (ДС). Достигаемый технический результат - обеспечение возможности однозначного определения подвижного объекта, привязанного к ДС. Сущность изобретения состоит в следующем. Измеряют угол прихода электромагнитной волны (пеленг) αизм(t) от объекта из одного измерительного пункта (ИП), положение которого известно, при этом сигналы, излучаемые объектом, содержат его опознавательный код. Одновременно с излучением сигнала на объекте измеряют скорость νизм его перемещения вдоль элемента дорожной сети (ЭДС). Сигнал, пропорциональный измеренной скорости, кодируют и полученный код передают по радиоканалу передачи данных на ИП, на котором после приема и декодирования получают значение измеренной скорости. Через интервал времени длительностью Δt повторно измеряют пеленг αизм(t+Δt), идентифицируя его по опознавательному коду объекта. Определяют длину пройденного пути Δe=Δtνизм за время Δt. По измеренному пеленгу αизм(t) и параметрическим моделям пеленга αi(e),, заданным в функции натурального параметра, для каждого ЭДС определяют значения натурального параметра , , соответствующие точкам пересечения линии положения для измеренного пеленга αизм(t) и ЭДС. Для каждого из этих элементов определяют возможные значения пеленгов , , соответствующие перемещению объекта на расстояние Δe, и из условия минимального рассогласования между ними и повторно измеренным пеленгом αизм(t+Δt) определяют номер i* ЭДС, на котором находится объект. Определяют координаты местоположения объекта как координаты точки пересечения линии положения, соответствующей измеренному пеленгу (αизм(t) или αизм(t+Δt)) и i*-го ЭДС. 4 ил.

Изобретение относится к гидроакустическим системам навигации подводных аппаратов относительно судна обеспечения и может быть использовано для определения координат буксируемого подводного аппарата (БПА), осуществляющего гидролокацию рельефа дна. Достигаемый технический результат изобретения - уменьшение погрешности определения координат буксируемого подводного аппарата с одновременным снижением трудозатрат при выполнении подводных исследовательских работ. Указанный результат достигается за счет того, что система навигации буксируемого подводного аппарата содержит установленные на буксирующем судне GPS приемник, систему управления, многолучевой эхолот (МЛЭ), набортный блок гидролокатора, антенну подводной навигации и установленные на БПА гидролокатор бокового обзора (ГБО), управляющее устройство и транспондер подводной навигации, при этом путем фазовой пеленгации определяются координаты БПА относительно места расположения антенны GPS приемника на буксирующем судне, затем система управления производит корректировку координат БПА путем кросскорреляционной обработки изображений рельефа дна, полученных с помощью ГБО и МЛЭ, скорректированные координаты БПА пересчитываются в географические координаты. 5 ил.

Изобретение относится к обнаружению сигналов с линейной частотной модуляцией (ЛЧМ). Достигаемый технический результат - повышение достоверности обнаружения ЛЧМ-сигналов и возможность определения их характеристик в случае обнаружения. Указанный результат достигается тем, что в заявленном способе принимают пространственно разнесенные сигналы, излучаемые множеством радиопередатчиков, выполняют ЛЧМ-гетеродинирование суммарного сигнала и вычисляют быстрое преобразование Фурье (БПФ), с помощью сумматора в течение сеанса обнаружения парциально накапливают отсчеты БПФ, далее среди выходов сумматора находят максимальное значение rh и соответствующий ему индекс jp, по заданному значению вероятности ложной тревоги вычисляют пороговое значение rhпор, устанавливают флаг и, если sобн=«Обнаружен», по величине индекса jp определяют значения стартового времени обнаруженного ЛЧМ-сигнала и длины его группового пути распространения. 3 ил.

Изобретение относится к области обнаружения в атмосфере объектов, преимущественно малозаметных, и их координатометрии. Согласно способу дальнего оптического обнаружения по признакам конденсационного следа в атмосфере обеспечивают оптимальные условия обзора с размещением приемных постов угломерной системы координатометрии на бортах барражирующих выше облаков беспилотных вертолетов. При этом скорость перемещения фронта, альбедо и форма искусственного облака представляют его как конденсационный след, а по измеренным углам фронта конденсационного следа угломерным методом определяются местоположение и параметры движения объекта. Техническими результатами являются реализация дальнего пассивного местоопределения и расчета параметров движения объектов с минимальными ошибками, расширение зоны наблюдения. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано в системах контроля воздушного, наземного и морского пространства с использованием прямых и рассеянных подвижными объектами радиосигналов, излучаемых множеством неконтролируемых и контролируемых передатчиков радиоэлектронных систем различного назначения. Достигаемым техническим результатом изобретения является повышение вероятности обнаружения далеких и слаборассеивающих объектов. Повышение вероятности обнаружения достигается за счет применения новых операций поляризационно-чувствительной нелинейной итерационной обработки радиосигналов, обеспечивающих повышение чувствительности и динамического диапазона при формировании компонент горизонтальной и вертикальной поляризации двухкомпонентного комплексного частотно-временного изображения радиосигналов, рассеянных объектами в анализируемой области доплеровских частот и временных задержек. 1 ил.

Изобретение относится к радиотехнике, в частности к радиопеленгации. Достигаемый технический результат - повышение точности пеленгации при приеме радиосигналов источника радиоизлучения и одновременно отраженных сигналов с использованием антенных систем (АС), состоящих из слабонаправленных элементов (вибраторов). Повышение точности пеленгации достигается за счет использования эффективного способа идентификации параметров АС, состоящего в том, что первоначально с помощью преобразования Фурье определяются амплитуды и разность по времени приходов сигналов, входящих в суммарный сигнал, затем находятся по аналитическому выражению сигналов значения фаз сигналов, по которым составляется система алгебраических уравнений для определения амплитуды, азимутальных и угломестных пеленгов и начальной фазы каждого наложившегося сигнала. 4 ил.
Наверх