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
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 2553270:

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 относятся к радиотехнике и могут быть использованы для определения угловой ориентации летательных аппаратов (ЛА) в пространстве и на плоскости. Достигаемый технический результат - повышение точности оценивания углов крена α, азимута θ и тангажа β ЛА. Указанный результат достигается тем, что выделяют три антенных элемента (АЭ) из их общего числа M, лежащие в одной плоскости, определяют их предварительные координаты, задают необходимую точность е определения координат АЭ, на основе метода Гауса-Зейделя и золотого сечения уточняют координаты АЭ путем максимизации целевой функции BΣ. Поиск максимума BΣ для каждой комбинации αi, θi, βi осуществляют до тех пор, пока длина интервала золотого сечения не станет меньше наперед заданного значения е. Аналогично последовательно методом одномерной оптимизации на основе золотого сечения с точностью е определяют координаты всех M АЭ антенной решетки и далее - уточненные эталонные значения разностей фаз Δφэт.m0i, βi, θi). Устройство, реализующее способ, содержит M идентичных приемных каналов, M≥3, блок формирования опорных сигналов, тактовый генератор, S корреляторов, S блоков анализа, S+1 коммутатор, блок начальной установки корреляторов, радионавигатор, блок управления, S блоков вычитания, блок памяти, первый и второй вычислители-формирователи, блок принятия решения, первый и второй вычислители, блок индикации и четыре входных установочных шины. Перечисленные средства определенным образом соединены между собой. 2 н.п. ф-лы, 18 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 течении интервала времени измерения производят т измерений фазовых сдвигов между парами антенно-приемных устройств, а угловое положение объекта определяют путем решения системы уравнений.

Недостатками способа-аналога и его вариантов является 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 летательного аппарата (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, где Δφэт.m00, β0, θ0)n, где αi, βj, θl - соответственно значения углов тангажа, крена и азимута АР, последовательно дискретно изменяют ориентацию АР на заданные значения углов Δα, Δβ, Δθ в предварительно заданных интервалах {αmin, αmax}, {βmin, βmax} и {θmin, θmax}, (αmaxmin)/Δα=I, (βmaxmin)/Δβ=J, (θmaxmin)/Δθ=L без изменения координат центра АР относительно центра элементарных зон привязки, для каждого положения АР (αi, βj, θl) и для каждого центра элементарных зон привязки рассчитывают и запоминают эталонные значения разностей фаз Δφэт.m0i, βj, θl)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 Δφизм.m0(α, β, θ), вычисляют разность между эталонными разностями фаз, соответствующими углами АР α0, β0, θ0 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 Δφ10, β0, θ0) запоминают, принимают сигналы других КА и определяют значения Δφs0, β0, θ0) 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 Δφ (αi, βj, θl) для всех возможных углов ориентации АР (αi, βj, θl), 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 (αi, βj, θl), 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. Для точного определения угловой ориентации ЛА необходимо точное знание координат АЭ решетки в локальной системе координат. Данное требование в обычных условиях трудно реализуемо, что в конечном счете ведет к ошибкам измерений пространственной ориентации ЛА.

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≥4, 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 G01/S 5/00, опубл. 27.11.2009 года.

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, а 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 названный выше недостаток. Для обеспечения заданных точностных характеристик требуется повышение точности определения координат АЭ.

Целью заявляемых технических решений является разработка способа и устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, обеспечивающих повышение точности оценивания пространственных углов объекта за счет более точного пространственного описания антенной решетки измерителя (получение неискаженных эталонных разностей фаз).

В заявляемом способе поставленная 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≥3, пространственно разнесенных антенных элементов, расположенных в одной плоскости параллельно двум осям симметрии ЛА, расчет для каждой пары АЭ Am0, m=1, 2, …, M-1, предварительных эталонных значений разностей фаз прихода сигналов относительно координат местоположения центров каждой элементарной зоны привязки Δφэт.m00, β0, θ0)n, где αi, βj, θl - соответственно значения углов тангажа, крена и азимута АР, последовательное дискретное изменение ориентации АР на заданные значения углов Δα, Δβ, Δθ в предварительно заданных интервалах {αmin, αmax}, {βmin, βmax} и {θmin, θmax}, (αmaxmin)/Δα=I, (βmaxmin)/Δβ=J, (θmaxmin)/Δθ=L без изменения координат центра АР относительно центра элементарных зон привязки, расчет и запоминание эталонных значений разностей фаз Δφэт.m0i, βj, θl)n для каждого положения АР (αi, βj, θl) 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 , вычисление разности между эталонными разностями фаз, соответствующими углами АР α0, β0, θ0 для bn-й элементарной зоны привязки, и измеренными разностями фаз сигналов первого КА с априорно известным местоположением , возведение в квадрат измеренных разностей фаз и их суммирование по всем М-1 используемым в работе парам АЭ, запоминание результатов вычислений Δφ1 0, β0, θ0), прием сигналов других КА и определение значений Δφs 0, β0, θ0) 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 Δφ(αi, βj, θl) для всех возможных углов ориентации АР (αi, βj, θl), 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 (αi, βj, θl), соответствующих элементу r(i+1, j+1, l+1) матрицы измерений R(α, β, θ), имеющему минимальное значение. Для формирования эталонных разностей фаз прихода сигналов Δφэт.m00, β0, θ0)n дополнительно выделяют три базовые антенные элемента из общего числа М, лежащие в одной плоскости, один из которых назначают опорным. Выделяют их известные предварительные координаты: (x0=0, y0=0, z0=0), (x1, y1, z1=0) и (x2, y2, z2=0), где xi, yi, zi - координаты i-го АЭ в системе координат АР. Задают необходимую точность е определения координат АЭ. На основе метода Гаусса-Зейделя последовательно уточняют координаты АЭ, для чего фиксируют координаты x1, x2, y2 и методом одномерной аппроксимации на основе золотого сечения максимизируют целевую функцию вида . Поиск максимума функции BΣ(x2 opt, y2, x3, y3) для каждой комбинации αi, βj, θl осуществляют до тех пор, пока длина интервала золотого сечения не станет меньше наперед заданного значения е. Аналогично последовательно методом одномерной оптимизации на основе золотого сечения с заданной точностью е находят уточненные координаты первого (x1 opt, y1 opt, z1=0) и второго (x2 opt, y2 opt, z2=0) АЭ. При использовании АР с количеством АЭ M>3 координаты остальных АЭ последовательно уточняются с помощью одномерной оптимизации на основе золотого сечения для всех трех координат x, y, z путем максимизации целевой функции BΣ(x1 opt, y1 opt, z1=0, …, xM opt, yM opt, zM opt). На основе найденных координат (xopt, yopt, zopt). Для всех АЭ решетки рассчитывают уточненные эталонные значения Δφэт.m00, β0, θ0)n.

Благодаря новой совокупности признаков в заявляемом способе устраняются погрешности при формировании эталонных разностей фаз, 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≥3, 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 блока цифровой обработки являются первой и второй группами информационных выходов соответствующего канала приема, блок 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, блока памяти, первого вычислителя-формирователя, предназначенного для формирования трехмерной матрицы измерений блока принятия решения, предназначенного для нахождения элемента трехмерной матрицы измерений с минимальным значением R(α, β, θ), блока управления, предназначенного для хранения координат центров элементарных зон привязки и сравнения этих координат с координатами обнаруженного космического аппарата, блока индикации, первой, 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, блока памяти, блоков вычитания, первого 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, а 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 адресных входов которого 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 второй вычислитель формирователь, предназначенный для формирования целевой функции BΣ, первый вычислитель, предназначенный для определения координат АЭ решетки с заданной точностью, второй вычислитель, предназначенный для нахождения эталонных разностей фаз, группа информационных выходов которого соединена с группой информационных входов блока памяти, а вторая группа информационных входов является пятой входной шиной устройства, S групп информационных входов второго вычислителя-формирователя соединена с соответствующими группами информационных выходов блока вычислителя разности фаз, S+1-я группа информационных входов является второй входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации ЛА, а группа входов управления второго-вычислителя формирователя соединена с группой управляющих выходов первого вычислителя, вторая группа информационных входов которого является четвертой входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации ЛА, а входы синхронизации второго вычислителя-формирователя, первого и второго вычислителей объединены и соединены с выходом тактового генератора.

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 - обобщенный алгоритм определения угловой ориентации ЛА;

на фиг. 2 - вариант выбора трех базовых АЭ (A0, A1, A2) антенной решетки (выделены черными окружностями), размещенной на борту беспилотного летательного аппарата;

на фиг. 3 - алгоритм поиска глобального максимума целевой функции методом золотого сечения;

на фиг. 4 - иллюстрация к требуемому количеству шагов при поиске координат АЭ методом золотого сечения;

на фиг. 5 - алгоритм определения с заданной точностью координат АЭ в системе координат антенной решетки;

на фиг. 6 - алгоритм расчета эталонных разностей фаз Δφэт.m0i, βj, θl)n;

на фиг. 7 - вариант формирования массива эталонных значений разностей фаз Δφэт.m0i, βj, θl)n;

на фиг. 8 - вариант формирования массива измеренных значений разностей фаз Δ ϕ и з м . m 0 s ( α , β , θ ) ;

на фиг. 9 - очередность вычисления Δφ(α0, β0, θ0) элемента r(1, 1, 1) матрицы измерений R(α, β, θ) для соответствующего значения углов (α0, β0, θ0);

на фиг. 10 - вариант формирования трехмерной матрицы измерений R(α, β, θ);

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

на фиг. 12 - приведены результаты моделирования:

а) влияние на отклонение min функции G погрешности в определении координат АЭ;

б) зависимости погрешности определения пространственной ориентации АР БПЛА от ошибок измерения координат АЭ;

на фиг. 13 - структурная схема заявляемого устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов;

на фиг. 14 - алгоритм работы блока принятия решения;

на фиг. 15 - алгоритм работы блока анализа;

на фиг. 16 - алгоритм работы блока начальной установки корреляторов;

на фиг. 17 - алгоритм формирования целевой функции βΣ;

на фиг. 18 - обобщенный алгоритм работы первого вычислителя 25.

В рассмотренных выше способах определения пространственной ориентации ЛА основной операцией является нахождения отклонения между измеренной разностью фаз и эталонной. Основные усилия в названных работах направлены на повышение точности измерения фазовых параметров анализируемого сигнала. Однако другим перспективным направлением является обеспечение адекватности эталонных разностей фаз анализируемому процессу. Для определения пространственных параметров ЛА (тангажа α0, крена β0 и азимута θ0) широкое распространение получил подход, основанный на методе максимума пространственной мощности (см. Ветров Ю.В. Повышение точности пространственного позиционирования объектов за счет использования сигналов спутниковых навигационных систем / Ю.В. Ветров, А.С. Давыденко, О.В. Царик // Научно-технические ведомости СПбГПУ. Информатика телекоммуникации. Управление. - 2009. - №2(76)). Последний сводится к анализу целевой функции вида

B s = k = 1 M n = 1 M cos ( Δ ϕ и з м . k n Δ ϕ э т . k n ) ,     ( 1 )

где Δφизм. kn - измеренные разности фаз сигналов, приходящих на k-й и n-й АЭ от s-го КА, Δφэт. kn - значения эталонных разностей фаз, рассчитанные для каждого возможного положения ЛА, то есть для всех возможных значений α, β и θ.

При использовании сигналов от S КА находит свое применение алгоритм максимизации целевой функции BΣ вида

B Σ = s = 1 S k = 1 M n = 1 M cos ( Δ ϕ и з м . k n s Δ ϕ э т . k n s ) .     ( 2 )

Временные затраты на анализ целевой функции BΣ могут быть значительно уменьшены (примерно в два раза) без существенного влияния на качество принимаемого решения. Известно, что модули величин Δφизм. kn и Δφизм.nk в выражении (2) имеют одно и тоже значение, что позволяет отказаться от вычисления BΣ для одной из них. Используя матрицы поворота антенной системы относительно заданной системы координат (матрицей направляющих косинусов), получаем соответствие всех возможных комбинаций углов α, β и θ и координат антенн (xm, ym и zm), а следовательно и соответствие эталонных разностей фаз различным значениям α, β, θ, поскольку связь значений Δ ϕ э т . k n s с координатами антенн взаимно-однозначна и определяется очевидным соотношением

,

где θКА, βКА - азимут и крен s-го КА.

Таким образом, повышая точность определения координат АЭ увеличивается точность формирования эталонных разностей фаз Δφэт. kn.

Применительно к способу-прототипу это соответствует повышению точности определения угловой ориентации ЛА.

Реализация заявляемого способа поясняется следующим образом. По аналогии с прототипом сферу над антенной решеткой равномерно разбивают на N=D/D0 элементарных зон привязки. Размеры элементарной зоны привязки D0 соответствуют предварительно заданной точности измерения угловой ориентации объекта (точности измерения углов тангажа αi, крена βj и азимута θl антенной решетки). Сфера над АР рассчитывается на удалении ~20 тыс.км (высоте полета КА глобальной навигационной спутниковой системы). Далее находятся географические координаты центров элементарных зон привязки {X, Y, Z}n и каждой из них присваивается порядковый номер bn(αi, βj, θl) из набора n=1, 2, …, N.

На следующем этапе определяют с заданной точностью координаты АЭ в системе координат антенной решетки. С этой целью предварительно выделяют три АЭ, из общего числа M, лежащих в одной плоскости, один из которых A0 назначают опорным (см. фиг. 2). Необходимость выделения названных АЭ вытекает из следующего. Известно, что через три точки, не лежащие на одной прямой, можно провести только одну плоскость. Именно эта плоскость считается основной, и именно в ней будет находиться опорная система координат, которая участвует в измерении угловой ориентации объекта. При большем количестве антенн таких возможных плоскостей несколько, именно поэтому выбирается одна из них в самом начале, а координаты остальных антенн, не вошедших в тройку вычисляют относительно этой плоскости. В рассматриваемой ситуации возможны три варианта расположения опорной антенны A0: на хвосте БПЛА, на левом или правом крыле (см. фиг. 2). В зависимости от этого меняется количество координат по которым максимизируют целевую функцию BΣ. При расположении опорной антенны A0 на одном из крыльев оптимизацию целевой функции BΣ осуществляют по трем координатам x1, x2, y2 или x2, x1, y1. Координата по оси Y у антенны, расположенной на противоположном крыле относительно A0, равна 0 как и у опорной антенны. В случае расположения A0 в хвостовой части БПЛА количество измеряемых координат равно четырем x1, y1, x2, y2. Следует отметить, что y1 и y2 размещаются на одной оси, из чего вытекает равенство координат y1=y2. По предложенной в прототипе методике определяют предварительные координаты названных АЭ: (x0=0, y0=0, z0=0), (x1, y1, z1=0), (x2, y2, z2=0). Для этого измеряют взаимные расстояния между АЭ и преобразуют их в координаты в координатах антенной решетки. Данная операция необходима для сокращения временных затрат на следующем этапе по выполнению одномерной оптимизации по каждой координате (x, y, z) всех М-1 АЭ решетки. Задают необходимую точность е определения координат АЭ.

На основе метода Гаусса-Зейделя последовательно уточняют координаты АЭ (одномерным методом оптимизации последовательно решают задачу многомерной оптимизации). Для этого фиксируют координаты y1, x2, y2 и методом одномерной оптимизации на основе золотого сечения максимизируют целевую функцию вида:

Использование метода золотого сечения (см. Методы одномерной оптимизации (Метод золотого сечения). Bigor.bmstu.ru/?doc=120_opt/5004.mod./?cou=140_CADedu/CAD.con) на заданном интервале позволяет определить точку глобального максимума целевой функции BΣ за минимальное количество шагов, то есть за минимальное количество вычислений BΣ (см. фиг. 3). При этом требуемые количество шагов P и вычислений целевой функции P+1 зависит от заданной точности е и определяется из выражения (см. фиг. 4):

где a=0,382. Поиск максимума функции BΣ(x1 opt, y1, x2, y2) осуществляют до тех пор, пока длина интервала золотого сечения не станет меньше наперед заданного значения е.

Аналогично последовательно методом одномерной оптимизации на основе золотого сечения с заданной точностью е находят остальные уточненные координаты первого АЭ (x1 opt, y1 opt, z1=0). Использование в (3) функций cos разности Δφизм. m0 и эталонной Δφэт. m0 предопределило поиск максимума BΣ. Последнее связано с тем, что при прочих равных условиях максимизация BΣ является более простой практической реализацией алгоритма оптимизации.

Далее по выше описанному алгоритму последовательно уточняются координаты x2o pt и y2o pt второго АЭ. При наличии в антенной решетке более трех АЭ координаты остальных АЭ последовательно уточняются с помощью одномерной оптимизации путем максимизации функционала BΣ (см. фиг. 5).

После нахождения с заданной точностью координат всех АЭ решетки рассчитывают эталонные значения разностей фаз Δφэт. m00, β0, θ0)n по известному (в прототипе) алгоритму (см. фиг. 6). Порядок расчета Δφэт. m00, β0, θ0)n следующий. Вводят топологию антенной решетки (координаты АЭ). При проведении моделирования АР целесообразно условно размещать в центре исследуемого района на высоте предстоящих измерений, например 2-3 км. В процессе расчета значений Δφэт. m00, β0, θ0)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 Δα, Δβ, Δθ в предварительно определенных пределах {αmin, αmax}, {βmin, βmax} и {θmin, θmax} (αmaxmin)/Δα=I, (βmaxmin)/Δβ=J, (θmaxmin)/Δθ=L без изменения координат центра АР относительно центров элементарных зон привязки. Следует отметить, что значения Δα, Δβ, Δθ 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 Δφэт. m0i, βj, θl)n для каждой элементарной зоны привязки bn:

где

расстояние между плоскими фронтами волн в m-м и нулевом антенных элементах, пришедших из bn-ной 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. 6).

Полученные в результате вычислений значения разностей фаз Δφэт.m0i, βj, θl)n оформляют в виде эталонного массива данных, вариант представления информации в котором показан на фиг. 7.

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.8. 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-ной 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 ) :

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.

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

На фиг.9 иллюстрируется порядок вычисления сумм Δφ(α0, β0, θ0) для исходного положения АР. Операция возведения в квадрат (8) необходима для того, чтобы полученные в выражении (7) разности, имеющие разный знак не компенсировали друг друга в результате выполнения операции сложения. Полученное значение Δφ(α0, β0, θ0) запоминается в элементе r (1,1,1) трехмерной матрицы измерений R(α, β, θ).

Аналогичные операции (выражения 7, 8) выполняются для всех возможных углов (αi, βj, θl) ориентации АР, i=0, 1, 2, …, I; j=0, 1, 2, …, J, l=0, 1, 2, …, L. На основе полученных значений Δφ(αi, βj, θl) 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 Δφ(αi, βj, θl) (см. фиг. 10). За измеренную ориентацию АР и объекта принимают значения углов (αi, βj, θl) соответствующие элементу r{i+1, j+1, l+1} матрицы измерений R(α, β, θ), имеющему минимальное значение. Обобщенный алгоритм определения угловой ориентации ЛА приведен на фиг. 1.

Таким образом, в предлагаемом способе повышение точности оценивания пространственной ориентации ЛА достигается благодаря устранению погрешностей измерения фазы сигнала в АЭ из-за погрешностей пространственного описания антенной решетки (искажений эталонных значений разности фаз Δφэт. m0i, βj, θl)n).

На основе моделирования выполнен анализ зависимости ошибки измерения пространственных параметров АР БПЛА от погрешности определения координат АЭ. Рассмотрению подлежала трехэлементная антенная решетка (см. фиг. 2), опорный АЭ A0 которой находится в хвосте БПЛА. Разнос между АЭ d составил 400 мм, имитация передачи сигнала осуществлялась на частоте 1575 МГц под углом θ=20° к АР БПЛА. На фиг. 12а приведены результаты моделирования, иллюстрирующее зависимость среднего отклонения функции G для двух ситуаций: погрешность в определении координат всех АЭ одинакова и составляет 20 мм (тонкая линия), погрешность в определении координат АЭ отсутствует (толстая линия). Здесь под G понимается разность между измеренной и эталонной разностями фаз, усредненная по всем АЭ. Из рассмотрения фиг. 12а следует, что при отсутствии погрешностей в пространственном описании АР минимум функции G точно совпадает с направлением в 20° (точка 1). В противном случае минимум смещен (точка 2). В таблице на фиг. 12б приведена зависимость необходимой и достаточной точности в определении координат АЭ (их фазовых центров). В качестве последней может служить значение e=1 мм.

Заявляемое устройство (см. фиг. 13) содержат M, M≥3, идентичных приемных каналов из последовательно соединенных антенного элемента 1.0-1.M-1, малошумящего усилителя 2.0-2.M-1, радиотракта 3.0-3.M-1 и блока цифровой обработки 5.0-5.M-1, предназначенного для преобразования аналогового сигнала в цифровую форму и разложения его на квадратуры. Две группы выходов блоков 5.0-5.M-1 являются первой и второй группами информационных выходов соответствующего канала приема. Блок формирования опорных сигналов 4, выход которого соединен со вторыми входами радиотрактов 3.0-3.M-1 приемных каналов. Тактовый генератор 6, S корреляторов 7.1-7.S, S блоков анализа 8.1-8.S, предназначенных для оценки качества принимаемых от космических аппаратов 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 блоков вычитания 16, блок памяти 22, первый вычислитель-формирователь 20, предназначенный для формирования трехмерной матрицы измерений R(α, β, θ), блок принятия решения 21, 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 22, первую 18 и третью 23 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 5.0-5.M-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, блока памяти 17, блоков вычитания 16, первого вычислителя-формирователя 20, блока принятия решения 21, 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 блоков вычитания 16. Группы входов уменьшаемого блока 16 объединены и соединены с группой информационных выходов блока памяти 17. Группа адресных входов блока 17 соединена с группой информационных выходов блока управления 14. Вторая группа информационных входов блока 14 является первой входной установочной шиной 18 устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов. Первая группа информационных входов блока управления 14 соединена со второй группой информационных выходов радионавигатора 12. Группа информационных выходов первого вычислителя-формирователя 20 соединена с первой группой информационных входов блока принятия решения 21, вторая группа информационных входов которого соединена с третьей входной установочной шиной 23 устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов. Группа информационных выходов блока 21 соединена с группой информационных входов блока индикации 22.

Дополнительно введены последовательно соединенные второй вычислитель-формирователь 19, предназначенный для формирования целевой функции BΣ, первый вычислитель 25, предназначенный для определения координат антенных элементов 1.0-1.M-1 антенной решетки с заданной точностью, второй вычислитель 24, предназначенный для нахождения уточненных эталонных разностей фаз. Группа информационных выходов блока 24 соединена с группой информационных входов блока памяти 17, а вторая группа информационных входов 28 является пятой входной шиной устройства. S групп информационных входов второго вычислителя-формирователя 19 соединены с соответствующими группами информационных выходов блоков вычисления разности фаз 15.1-15.S, S+1-вая группа информационных входов блока 19 является второй входной установочной шиной 26 устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов. Группа входов управления второго вычислителя-формирователя 19 соединена с группой управляющих выходов первого вычислителя 25, вторая группа информационных входов которого является четвертой входной установочной шиной 27 устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов. Входы синхронизации второго вычислителя-формирователя 19, первого и второго вычислителей 25 и 24 соответственно объединены с выходом тактового генератора 6.

Работу заявляемого устройства определения угловой ориентации ЛА (см. фиг. 13) рассмотрим на примере использования в качестве последнего беспилотного летательного аппарата (БПЛА), показанного на фиг. 2.

По аналогии с прототипом на подготовительном этапе сферу над антенной решеткой, находящейся на удалении ~20 тысяч км, равномерно разбивают на N элементарных зон привязки. Площадь элементарной зоны привязки D0 определяется заданной точности измерения углов тангажа Δα, крена Δβ и азимута Δθ. Названные величины по третьей входной установочной шине 23 записывают в блок принятия решения 21. Вычисляют координаты местоположения центров элементарных зон привязки (X, Y, Z)n. Каждой элементарной зоне D0 присваивают порядковый номер n, n=1, 2, …, N. Полученные значения (X,Y,Z)n по первой установочной шине 18 записывают в блок управления 14 по соответствующим адресам n.

С помощью блоков 19, 24 и 25 в два этапа рассчитывают эталонные разности фаз Δφэт.m0i, βj, θl)n для всех М-1 пар АЭ, всех возможных углов ориентации антенной решетки (αi, βj, θl) и каждой элементарной зоны привязки n. С этой целью по четвертой входной установочной шине 27 на вторую группу информационных входов блока 25 поступают измеренные значения взаимных расстояний {rm} между АЭ, заданное значение точности е определения координат АЭ (x, y, z)m и координаты центров элементарных зон привязки (X, Y, Z)n.

Аналогично прототипу на основе поступивших измерений {rm0} определяют предварительные координаты ( x , y , z ) m ' всех используемых АЭ. Полученные в блоке 25 значения ( x , y , z ) m ' преобразуют в предварительные эталонные разности фаз Δφэт.m0(α′, β′, θ′)n, которые с группы управляющих выходов поступают на группу входов управления второго вычислителя-формирователя 19. По второй входной установочной шине 26 на его вход поступает информация Ai о номерах выбранных в качестве базовых АЭ и о номере элемента, являющегося опорным A0 (на фиг. 2 это антенные элементы A0, A1 и A2) и общее количество АЭ в решетке M. В функции блока 19 входит формирование целевой функции в соответствии с (3). С этой целью на S групп его информационных входов с выходов блоков 15.1-15.S поступают разности фаз между сигналами принятыми в нулевом (блоки 1.0; 2.0; 3.0 и 5.0) и другими М-1 каналами 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 ) .     ( 9 )

Найденное в блоке 19 значение целевой функции BΣ в соответствии с выражением (3) поступает на первую группу информационных входов первого вычислителя 25. На основе поступивших значений BΣ и е блок 25 приступает к определению координат базовых АЭ с заданной точностью (см. фиг. 5).

После завершения поиска истинных (с заданной точностью е) координат базовых антенных элементов A1 и A2 блоком 25 формируется управляющий сигнал блоку 19 на формирование расширенной на один АЭ (A3) целевой функции BΣ. Далее в блоке 25 уточняют координаты очередного АЭ A3. Данные процедуры продолжаются до тех пор пока не будут уточнены координаты всех M антенных элементов АР. На этом первый этап определения уточненных эталонных разностей фаз завершается.

Найденные в блоке 25 уточненные координаты всех М АЭ поступают на первую группу информационных входов второго вычислителя 24. На второй группе его информационных входов 28 присутствуют данные о координатах центров элементарных зон привязки (X, Y, Z)n. С помощью блока 24 выполняется операция определения уточненных эталонных разностей фаз по известному алгоритму (см. фиг. 6). С приходом очередного тактового импульса блока 6 найденные эталонные значения разностей фаз Δφэт. m0i, βj, θl)n записываются в блок памяти 17. Первый этап по нахождению эталонных разностей фаз (блоки 19 и 25) используют при первоначальном (первом) включении устройства или при очередном изменении архитектуры антенной решетки.

В процессе работы устройства антенными элементами 1.0-1.M-1 принимают высокочастотные сигналы от первого обнаруженного КА на частоте fs=1575,42 МГц и усиливают в соответствующих малошумящих усилителях 2.0-2.M-1 (см. фиг. 13). Далее они поступают на входы соответствующих радиотрактов 3.0-3.M-1 каналов приема. В блоках 3.0-3.M-1 обеспечивают преобразование принятых сигналов в электрические сигналы промежуточной частоты, их усиление на 20 dB, а также избирательность по соседним каналам приема. Следует отметить, что полоса пропускания блоков 3.3-3.M-1 согласована с максимально возможным доплеровским сдвигом частоты сигнала КА. Значение промежуточной частоты определяется характеристиками аналого-цифровых преобразователей блоков 5.0-5.M-1 и составляет, например, 90,42 МГц.

Сигналы промежуточной частоты дискретизируют и квантуют в блоках цифровой обработки сигналов 5.0-5.M-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 M 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.M-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}s;

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 находятся 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 M 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 7A-7.S с интервалом 1 мс формируют значения 11·M 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

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 M-1 каналах приема (выражение (9)).

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. 8). 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 блока памяти 17 (см. фиг. 13). С приходом очередного тактового импульса блока 6 значения эталонных разностей фаз Δφэт.m0i, βj, θl)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 (9) только от блока 15.s. Последние соответствуют сигналам s-го КА, 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 7, фиг. 9) поступают на соответствующие группы информационных входов S первого вычислителя-формирователя 20.

Основной задачей вычислителя-формирователя 20 является формирование трехмерной матрицы измерений R(α, β, θ). С этой целью полученные в блоках 16.1-16.S разности разностей фаз возводят в квадрат и суммируются (выражение 8). Аналогичные операции выполняют над сигналами всех используемых в работе КА. Полученные результаты (см. фиг. 9 и 10) запоминают в качестве элемента трехмерной матрицы измерений R(α, β, θ). В функции блока принятия решения 21 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 22.

В устройстве, реализующем предложенный способ, используются известные элементы и блоки, описанные в научно-технической литературе. Блоки с 1 по 17, 20-22 реализуются аналогично соответствующим блокам прототипа.

Варианты реализации антенных элементов 1.0-1.M-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.M-1 и АЭ 13 могут быть реализованы на антеннах C576 (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.M-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. Выполненное макетирование заявляемого устройства показало, что последний сохраняет свою работоспособность при M=3.

Малошумящие усилители 2.0-2.M-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 MGA53543. Полоса пропускания фильтра около 1 МГц.

Радиотракты 3.0-3.M-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 LMY2306.

Реализация блока цифровой обработки 5.m 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 Share 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 45X35. 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. 14.

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 8.5 приведен на фиг. 15.

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. 16.

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 5 блоков элементов И. Первые входы поблочно объединяют и соединяют с соответствующим адресным выходом блока 10. На вторые входы блоков подают значения с выходов соответствующих блоков 15.1-15.5. 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 (9) 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 блоков вычитания 16.1-16.S известна и трудностей не вызывает. С помощью блоков 16.1-16.S осуществляется вычисление (7). Блоки 16.1-16.S могут быть выполнены на дискретных элементах (элементарной логики) по известным схема (Рэд Э. Справочное пособие по высокочастотной схемотехнике: Схемы, блоки, 50-омная техника: Пер. с нем. - М.: Мир, 1990. - 256 с.).

Блок 17 предназначен для хранения эталонных значений разностей фаз Δφэт.m0i, βj, θl)n, которые записываются в него на подготовительном этапе работы устройства (см. фиг. 7). Номера ячеек памяти, в которые записаны значения Δφэт.m0i, βj, θl)n и номера элементарных зон привязки n находятся в строгом соответствии. Емкость P блока памяти 17 определяется выражением:

Реализация блока 17 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.).

Первый вычислитель-формирователь 20 предназначен для формирования трехмерной матрицы измерений R(α, β, θ) размерности (I+1)·(J+1)·(L+1). Предварительно рассчитывают значения элементов Δφ{αi, βj, θl} матрицы измерений R(α, β, θ). С этой целью измеренные блоками 16.1-16.5 разности фаз Δφm0i, βj, θl) возводят в квадрат и суммируют в соответствии с (8) (см. фиг. 9). Найденные значения элементов Δφ{αi, βj, θl} записывают в трехмерный массив матрицы измерений R(α, β, θ) по адресу {i+1, j+1, l+1} (см. фиг.10). В качестве адреса записи выступают значения углов αi, βj, θl которые хранят в блоке 17 совместно с эталонными разностями фаз и сопровождают их в процессе вычислений в блоках 16.1-16.S. В связи с тем, что на блок 20 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. 17.

Блок принятия решения 21 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 20) с минимальной суммой Δφ{αi, βj, θl}min соответствующей искомым угловым параметрам антенной решетки (объекта) {αi, βj, θl}.

Структурная схема блока принятия решения 21 приведена на фиг. 21 описания устройства прототипа, а описание его работы - на страницах 39-40 (там же). Блок 21 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. 14.

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.).

Второй вычислитель-формирователь 19 предназначен для формирования целевой функции (3). С этой целью на его группы информационных входов поступают измеренные разности фаз Δ ϕ и з м . m 0 s ( α , β , θ ) с информационных выходов блоков 15.1-15.S (выражение (9)). На группу управляющих входов блока 19 поступают предварительные значения эталонных разностей фазс группы управляющих выходов блока 25. На S+1 группу информационных входов поступает информация о номерах АЭ Ai, выбранных в качестве базовых и значение M. На основе этих исходных данных формируется целевая функция BΣ (3), значение которой поступает на первую группу информационных входов блока 25. После определения в блоке 25 координат базовых АЭ с заданной точностью е, последний формирует управляющий сигнал блоку 19 на расширение целевой функции BΣ (включение в ее состав информации о дополнительном АЭ из состава АР). После выполнения операции одномерной оптимизации в блоке 25 на основе нового значения BΣ блоком 19 формируется очередное расширенное значение целевой функции. Данный процесс продолжается до тех пор, пока информация о всех АЭ решетки не будет учтена в BΣ.

Реализация блока 19 известна и трудностей не вызывает. Блок 19 целесообразно реализовать совместно с блоком 20 на сигнальном процессоре TMS320c6416 (см. TMS320c6416: http://focus/ti/com/docs/prod/folders/print/TMS320c64l6.html). Алгоритм формирования целевой функции BΣ приведен на фиг. 17.

Второй вычислитель 24 предназначен для расчета уточненных эталонных значений разностей фаз Δ ϕ э т . m 0 ' ' ( α i , β j , θ l ) n . С этой целью на его первую группу информационных входов поступают уточненные координаты АЭ с группы информационных выходов блока 25. На вторую группу информационных входов подают координаты центров элементарных зон привязки с пятой входной установочной шины 28. Реализация вычислителя 24 известна (см. Пат. №2263327, опубл. 27.10.2005 г., блок №17), алгоритм работы которого приведен на фиг. 6.

Первый вычислитель 25 предназначен для определения координат АЭ с заданной точностью е, например 1 мм. С этой целью на его первую группу информационных входов поступают значения целевой функции BΣ с группы информационных выходов блока 19. На вторую группу информационных входов поступают значения взаимных расстояний между АЭ решетки {rm0}, заданная точность определения координат е, координаты центров элементарных зон привязки (X, Y, Z)n и количество АЭ в решетке M. С помощью вычислителя 25 на первым этапе переводят значения взаимных расстояний {rm0} в предварительные координаты АЭ ( x , y , z ) m ' . Далее на основе полученных значений ( x , y , z ) m ' определяют предварительные эталонные значения разностей фаз Δ ϕ э т . m 0 ' ( α i , β j , θ l ) n . Найденные величины поступают на управляющий вход блока 19. На их основе блоком 19 формируется значение целевой функции BΣ, которое поступает на первую группу информационных входов вычислителя 25. В результате наступает второй этап работы блока 25. На основе полученной целевой функции BΣ путем одномерной оптимизации на основе золотого сечения последовательно уточняют координаты базовых АЭ. Далее путем последовательного расширения целевой функции уточняют координаты всех остальных АЭ из состава решетки M. Найденные на втором этапе работы вычислителя 25 уточненные координаты АЭ ( x , y , z ) m ' ' с группы информационных выходов поступают на группу информационных входов второго вычислителя 24. Алгоритм нахождения предварительных эталонных значений разностей фаз Δ ϕ э т . m 0 ' ( α i , β j , θ l ) n известен и приведен на фиг. 6. Алгоритм нахождения координат АЭ ( x , y , z ) m ' ' с заданной точностью приведен на фиг. 5. Реализация первого вычислителя 25 трудностей не представляет, может быть реализован на втором сигнальном процессоре TMS320c6416, обобщенный алгоритм работы которого представлен на фиг. 18.

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≥3 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 предварительные эталонные значения разностей фаз прихода сигналов относительно координат местоположения центров каждой элементарной зоны привязки Δφэт.m00, β0, θ0)n, где αi, βj, θl - соответственно значения углов тангажа, крена и азимута АР, последовательно дискретно изменяют ориентацию АР на заданные значения углов Δα, Δβ, Δθ в предварительно заданных интервалах {αmin, αmax}, {βmin, βmax} и {θmin, θmax}, (αmaxmin)/Δα=I, (βmaxmin)/Δβ=J, (θmaxmin)/Δθ=L без изменения координат центра АР относительно центра элементарных зон привязки, для каждого положения АР (αi, βj, θl) и для каждого центра элементарных зон привязки рассчитывают и запоминают эталонные значения разностей фаз Δφэт.m0i, βj, θl)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 α0, β0, θ0 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 Δφ10, β0, θ0) запоминают, принимают сигналы других КА и определяют значения Δφs0, β0, θ0) 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 Δφ(αi, βj, θl) для всех возможных углов ориентации АР (αi, βj, θl), 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 (αi, βj, θl), соответствующие элементу r(i+1, j+1, l+1) матрицы измерений R(α, β, θ), имеющему минимальное значение, отличающийся тем, что при расчете эталонных разностей фаз прихода сигналов Δφэт.m00, β0, θ0)n дополнительно выделяют три базовых антенных элемента из общего числа M, лежащие в одной плоскости, один из которых назначают опорным, выделяют их известные предварительные координаты: (x0=0, y0=0, z0=0), (x1, y1, z1=0) и (x2, y2, z2=0), где xi, yi, zi, - координаты i-го АЭ в системе координат АР, задают необходимую точность е определения координат АЭ, на основе метода Гаусса-Зейделя последовательно уточняют координаты АЭ, для чего фиксируют координаты x1, x2, y2 и методом одномерной аппроксимации на основе золотого сечения максимизируют целевую функцию вида
, поиск максимума функции BΣ(x1 opt, y1, x2, y2) для каждой комбинации αi, βj, θl осуществляют до тех пор, пока длина интервала золотого сечения не станет меньше наперед заданного значения е, аналогично последовательно методом одномерной оптимизации на основе золотого сечения с заданной точностью е находят остальные уточненные координаты первого (x1 opt, y1 opt, z1=0) и второго (x2 opt, y2 opt, z2=0) АЭ, при использовании АР с количеством АЭ M>3 координаты остальных АЭ последовательно уточняют с помощью одномерной оптимизации на основе золотого сечения для всех трех координат x, y и z путем максимизации целевой функции BΣ(x1 opt, y1 opt, z1=0, …, xM opt, yM opt, zM opt), на основе найденных координат (xopt, yopt, zopt) для всех АЭ решетки рассчитывают эталонные значения Δφэт.m00, β0, θ0)n.

2. Устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов (ЛА), включающее M, M≥3, 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 блока цифровой обработки 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 блоков вычитания, блок памяти, первый 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 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, первого 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, а 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 адресных входов которого 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 первого 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 второй-вычислитель формирователь, предназначенный для формирования целевой функции BΣ, первый вычислитель, предназначенный для определения координат антенных элементов решетки с заданной точностью, второй вычислитель, предназначенный для нахождения уточненных эталонных разностей фаз, группа информационных выходов которого соединена с группой информационных входов блока памяти, а вторая группа информационных входов является пятой входной установочной шиной устройства, S групп информационных входов второго вычислителя-формирователя соединены с соответствующими группами информационных выходов блоков вычисления разности фаз, S+1-я группа информационных входов является второй входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, а группа входов управления второго вычислителя-формирователя соединена с группой управляющих выходов первого вычислителя, вторая группа информационных входов которого является четвертой входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, а входы синхронизации второго вычислителя-формирователя, первого и второго вычислителей объединены и соединены с выходом тактового генератора.



 

Похожие патенты:

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).

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.

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.

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.

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.

Способ предназначен для определения оценок местоположения объектов на дорожной сети (ДС). Достигаемый технический результат - обеспечение возможности однозначного определения подвижного объекта, привязанного к ДС.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения морских подвижных объектов. Достигаемый технический результат изобретения - повышение точности и помехоустойчивости системы.

Изобретение относится к радиопеленгации и может быть использовано в комплексах радиоконтроля для определения местоположения источников излучения коротковолнового диапазона с ионосферным распространением радиоволн.

Изобретение относится к вычислительной технике и может быть использовано при формировании эталонной информации (изображений) для корреляционно-экстремальных навигационных систем летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано в многопозиционных радиотехнических системах с подвижными пунктами приема, устанавливаемыми, например, на летательных аппаратах.

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. Достигаемый технический результат изобретения - повышение вероятности поиска малоразмерных подвижных объектов. Указанный результат достигается за счет применения новых операций адаптивной обработки с обратной связью по полезному радиосигналу, 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. 3 ил.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к системам радиоконтроля для определения местоположения источников радиоизлучения. Достигаемый технический результат - определение пространственных координат местоположения источников радиоизлучений (ИРИ) путем измерения его уровня сигнала с помощью двух стационарных постов радиоконтроля и одного мобильного в М точках (первый вариант) или двух мобильных постов радиоконтроля (второй вариант) в M1 и М2 точках их положения при независимом перемещении по нелинейной траектории без привлечения уравнений линий положения. Способ основан на сравнении отношений расстояний от точек измерения до местоположения источника радиоизлучения и обратных отношений измеренных уровней сигналов Для этого составляются мультипликативные функции разностей указанных отношений. Для обработки этих функций предложен дихотомический способ, в основе которого лежит принцип последовательного определения параметров местоположения ИРИ. 1 табл., 3 ил.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации, функционально объединяющего инерциальный способ навигации, спутниковый способ навигации и дальномерный способ навигации. Изобретение может быть использовано при осуществлении навигации высокодинамичных ЛА в сложных навигационных условиях. Новизна способа состоит в том, что формируют дополнительную базу данных, включающую диаграммы направленности антенны спутникового приемника и бортовых антенн приемопередатчика дальномерных сигналов, после приема сигналов навигационных спутников (НС) параллельно с определением навигационных параметров по спутниковому способу навигации (ССН) выделяют состав рабочего созвездия и угловые координаты НС, выделяют отношения сигнал/шум спутникового приемника и формируют корреляционную матрицу ошибок ССН, затем формируют векторы направления НС и определяют весовые коэффициенты НС из состава рабочего созвездия по ориентации ЛА, уточненному положению ЛА, угловым координатам НС и диаграмме направленности антенны спутникового приемника, корректируют состав рабочего созвездия спутников по весовым коэффициентам НС, корректируют навигационные параметры по откорректированному составу рабочего созвездия НС, далее формируют ориентированную корреляционную матрицу ошибок ССН, учитывающую ориентацию ЛА на основе откорректированного состава рабочего созвездия и учета весовых коэффициентов НС, параллельно по дальномерному способу навигации (ДСН) формируют корреляционную матрицу ошибок ДСН, формируют векторы направления и определяют весовые коэффициенты наземных радиомаяков (НРМ) из рабочего состава НРМ по ориентации ЛА, уточненному положению ЛА, координатам НРМ из рабочего состава НРМ и диаграмме направленности упомянутой бортовой антенны приемопередатчика, корректируют рабочий состав НРМ по весовым коэффициентам НРМ, формируют ориентированную корреляционную матрицу ошибок ДСН, учитывающую ориентацию ЛА, на основе откорректированного рабочего состава НРМ и учета весовых коэффициентов НРМ формируют соответственно ориентированные навигационные параметры по ССН и ДСН и используют их в бортовом вычислителе для формирования комплексных навигационных параметров, при этом выходные результаты представляют в виде уточненного положения ЛА, откорректированного с учетом ориентации ЛА. Предлагается вариант способа, использующий для определения данных по ориентации ЛА оператор ориентации, вычисляемый в инерциальном способе навигации. Предлагается также вариант способа, определяющий выбор диаграммы направленности антенны одной из бортовых антенн приемопередатчика дальномерных сигналов. Предлагается также вариант способа, учитывающий зависимость диаграммы многолучевости ЛА от ориентации ЛА и корректирующий определение положения ЛА в зависимости от уровня многолучевости. Результатом использования способа является повышение надежности и точности систем навигации, снижения вероятности авиационных катастроф. 3 з.п. ф-лы, 5 ил., 3 прил.

Изобретение относится к геофизике и может использоваться в системе мониторинга окружающей среды, сейсмического и инфразвукового мониторинга, МЧС России, контроля околоземного космического пространства для диагностики положения эпицентральной зоны потенциальных источников протяженных перемещающихся ионосферных возмущений (ПИВ). Достигаемый технический результат - повышение точности и надежности определения скорости распространения ПИВ и положения эпицентральной зоны источника ПИВ. Способ определения положения эпицентральной зоны источника и скорости распространения ПИВ заключается в том, что: принимают сетью рассредоточенных по поверхности Земли навигационных приемников, синхронизированных по времени, электромагнитные сигналы от группировки космических аппаратов (КА); передают принятые данные в центр обработки с ПЭВМ оператора на базе процессора с устройством отображения информации, где: рассчитывают время прохождения электромагнитных сигналов от каждого КА к каждому навигационному приемнику; рассчитывают характеристики псевдопозиционирования навигационных приемников; рассчитывают ошибки и изменения ошибок позиционирования навигационных приемников; определяют время прохождения фронта ПИВ, при этом: время получения сигнала о прохождении фронта ПИВ устанавливают отдельно для каждого навигационного приемника и определяют его по времени появления в течение нескольких секунд сочетания знакопеременных экстремумов ошибок его позиционирования; скорость распространения ПИВ определяют путем осреднения скоростей перемещения ПИВ между парами из трех любых заранее выбранных навигационных приемников, а положение эпицентральной зоны источника ПИВ определяют по зоне пересечения прямых, направление которых определено векторами осредненных скоростей, полученных для каждых трех заранее выбранных навигационных приемников. 7 ил.

Изобретение относится к области радиотехнической разведки. Достигаемый технический результат - оперативная оценка наличия и характер траектории полета воздушного объекта (ВО). Указанный результат достигается за счет того, что при сопровождении воздушного объекта по первичной радиотехнической информации на приемных постах производят одновременную первичную фильтрацию отдельных пеленгов по времени их поступления, при этом движение воздушного объекта принимают прямолинейным и равномерным, а в противном случае принимают за маневр, при этом формирование начальной оценки приближенного вектора параметров траектории воздушного объекта и ковариационной матрицы ошибок на приемных постах производят по первому пеленгу, поступившему от одного из информационных датчиков по новому воздушному объекту, далее производят окончательную фильтрацию информации с получением уточненного вектора параметров траектории каждого воздушного объекта и алгоритмической ковариационной матрицы ошибок параметров наблюдения приемных постов, выдают точную оценку параметров траектории каждого воздушного объекта для четкого отслеживания характера и параметров его полета, при этом на приемных постах фильтрацию отдельных пеленгов воздушного объекта по времени их поступления производят определенным образом. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области навигационных систем и может быть использовано для позиционирования удаленного объекта на основе нескольких пространственно разнесенных дальномерно-угломерных приборов (ПДУ). Достигаемый технический результат - повышение точности и скорости позиционирования, обеспечение надежности и живучести системы позиционирования. Указанный результат достигается за счет того, что дальномерный узел наводчика наводит свой ПДУ на объект и определяет расстояние и угловые координаты объекта, по этим измерениям вычисляют первое приближение координат объекта, которые передают на остальные дальномерные узлы, которые по этим координатам прицеливают свои ПДУ и определяют расстояния до объекта, затем по измеренным расстояниям вычисляют второе приближение координат объекта, используя для этого расстояние от дальномерного узла наводчика и множество сочетаний расстояний от дальномерных узлов до объекта, взятых попарно, и передают координаты объекта на остальные дальномерные узлы, которые по этим координатам заново прицеливают свои ПДУ и определяют расстояния до объекта, затем по измеренным расстояниям вычисляют третье приближение координат объекта и так далее, пока разница в определении координат объекта в двух соседних, по порядку выполнения, приближениях координат объекта не станет менее порогового значения. Для дальномерных узлов, расстояния которых до объекта определяют координаты объекта, отклоняющиеся от приближений координат объекта более, чем на величину порогового значения, выполняют дополнительное прицеливание ПДУ путем их пробных угловых перемещений, при этом расстояния от дальномерных узлов до объекта, определяющие координаты объекта, отклоняющиеся от приближений координат объекта более, чем на величину порогового значения, исключают из вычислений координат объекта. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области испытательной и измерительной техники, а именно к способам определения пространственных координат и энергетических характеристик взрыва боеприпасов. Способ определения координат взрыва и энергетических характеристик боеприпаса при испытаниях включает размещение на испытательной площадке геодезически привязанных к системе ее пространственных координат нескольких видеорегистраторов (видеокамер) с устройством временной синхронизации их работы, реперных знаков в поле обзора видеорегистраторов, последующую регистрацию объекта при его срабатывании посредством скоростной фотосъемки с нескольких позиций. Скоростную фотосъемку осуществляют методом, обеспечивающим визуализацию фронта воздушной ударной волны, с последующей раскадровкой отснятого материала и выбором для определения координат взрыва двух снимков, полученных с наиболее дальней дистанции относительно точки взрыва, соответствующих одному моменту времени с начала съемки. Достигается повышение точности определения координат взрыва и энергетических характеристик боеприпаса при испытаниях. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области высокоточного позиционирования с помощью спутниковых систем GPS/ГЛОНАСС, позиционирования объектов на удаленных, труднодоступных территориях в северных широтах для навигации судов, мониторинга ледовой обстановки, плавучих платформ, полярных станций, разведки полезных ископаемых, объектов на железных дорогах и других. Технический результат состоит в высокоточном позиционировании объектов за счет использования эфемиридно-временных поправок глобального действия, передаваемых по каналам цифрового телевидения. Для этого введены передающее оборудование федерального телецентра, приемник цифрового телевидения, сервер ввода навигационных данных, сервер криптозащиты, сервер биллинга, NTRIP-сервер, формирователь корректирующей информации, NTRIP-кастер, межсетевой экран, NTRIP-клиент, блок обработки информации, блок выделения корректирующих поправок, блок обработки навигационной информации по методу РРР, FTP - сервер оперативных данных орбит и FTP - клиент. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах морской навигации. Технический результат - повышение быстродействия. Для этого выставку морской бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС), обеспечивающей уменьшение погрешностей начальной выставки в условиях качки без увеличения времени готовности, осуществляют за счет использования поправок к сигналам акселерометров, формируемых по информации об угловых скоростях, угловых ускорениях и расстоянии между центром БИНС и центром качания корабля. 5 ил.

Способ относится к радиолокации и радионавигации и предназначен для определения оценок местоположения подвижных источников радиосигнала на дорожной сети. Достигаемый технический результат - расширение возможностей обеспечения однозначного местоопределения подвижного объекта на множестве возможных конфигураций дорожной сети. Указанный результат достигается за счет того, что в различные моменты времени из одного измерительного пункта, положение которого известно, измеряют углы прихода электромагнитной волны (пеленги) по сигналам, излучаемым подвижным источником радиосигнала и содержащим его опознавательный код. Одновременно с излучением сигнала в момент времени t на подвижном источнике радиосигнала измеряют скорость его перемещения вдоль элемента дорожной сети. Сигнал, пропорциональный измеренной скорости, кодируют и полученный код передают по радиоканалу передачи данных на измерительный пункт, на котором после приема и декодирования получают значение измеренной скорости. Определяют длину пройденного пути за время Δt. По измеренному пеленгу αизм(t) и параметрическим моделям пеленга, заданным в функции натурального параметра для каждого элемента дорожной сети, определяют значения натурального параметра, соответствующие точкам пересечения линии положения для измеренного пеленга и элементов дорожной сети. Для каждого из этих элементов определяют расчетные значения пеленгов, соответствующие перемещению подвижного источника радиосигнала на соответствующее расстояние. Из условия минимального рассогласования между ними и повторно измеренным пеленгом αизм(t+Δt) определяют номера элементов дорожной сети, на которых может находиться подвижный источник радиосигнала. Одновременно с излучением сигнала в момент времени t на подвижном источнике радиосигнала измеряют угол наклона касательной к элементу дорожной сети, на котором находится подвижный источник радиосигнала. Сигнал, пропорциональный измеренному углу, кодируют и полученный код передают по радиоканалу передачи данных на измерительный пункт, на котором после приема и декодирования получают значение измеренного угла. По параметрическим моделям углов наклона касательных к элементам дорожной сети, заданным в функции натурального параметра, для каждого элемента дорожной сети и значениям натурального параметра, соответствующим точкам пересечения линии положения для измеренного пеленга и элементов дорожной сети, для каждого элемента дорожной сети определяют расчетные значения углов наклона. Из условия минимального рассогласования между ними и измеренным углом наклона касательной к элементу дорожной сети определяют номера элементов дорожной сети, на которых может находиться подвижный источник радиосигнала. Из сравнения этих номеров с номерами, полученными из условия минимального рассогласования между расчетными значениями пеленгов и повторно измеренным пеленгом, определяют номер элемента дорожной сети, на котором находится подвижный источник радиосигнала. Соответствующие координаты местоположения подвижного источника радиосигнала определяют как координаты точки пересечения линии положения, соответствующей измеренному пеленгу (αизм(t) или αизм(t+Δt)), и выбранного элемента дорожной сети. 4 ил.
Наверх