Способ определения координат летательных аппаратов на основе использования двух дирекционных углов и одного угла места



Способ определения координат летательных аппаратов на основе использования двух дирекционных углов и одного угла места
Способ определения координат летательных аппаратов на основе использования двух дирекционных углов и одного угла места
Способ определения координат летательных аппаратов на основе использования двух дирекционных углов и одного угла места

 


Владельцы патента RU 2601494:

Федеральное государственное казённое военное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия материально технического обеспечения имени генерала армии А.В. Хрулева" (RU)

Изобретение относится к способам определения координат летательных аппаратов. Для определения координат летательных аппаратов принимают и формируют информацию в пространственно разнесенных приемниках, одновременно регистрируют информацию на основе двух дирекционных углов и угла места летательного аппарата, обрабатывают ее в ЭВМ определенным образом, определяя координаты летательного аппарата в геодезической системе координат. Обеспечивается уменьшение времени обработки информации при определении пространственных координат летательных аппаратов. 2 ил.

 

Изобретение относится к области обнаружения и определения координат летательных аппаратов и может быть использовано в военной технике.

Известны различные способы определения координат объектов с использованием способов передачи и приема радиосигналов наземных радиомаяков (патент РФ №2436232) и способ триангуляции целей (патент РФ №2423720) [1, 2]. Недостатками данных способов является сложность обработки информации полученной от пунктов обнаружения объектов, использование только активного радиолокационного диапазона электромагнитных волн.

Способ автоматизированного определения координат беспилотных летательных аппаратов (патент РФ №2523446 - прототип) [3] заключается в применении камер кругового обзора, видеомонитора, ориентированного в пространстве, ЭВМ и лазерного дальномера для подсветки летательного аппарата, отличается тем, что камеры кругового обзора размещены симметрично и направлены в разные стороны, так чтобы вести наблюдение на 360° в оптическом диапазоне электромагнитных волн днем и ночью, и появление летательного аппарата фиксируется автоматически как помеха, возникающая на кадре видеопоследовательности относительно предыдущего, а полученные данные обрабатываются на ЭВМ, где вырабатываются угловые значения местонахождения летательного аппарата по высоте по горизонту относительно центра углоизмерительного устройства, которое с помощью поворотных механизмов направляет лазерный дальномер на летательный аппарат для измерения дальности до него, затем измеренная дальность от летательного аппарата поступает на устройство обработки и отображения информации (ЭВМ), где происходит автоматизирование определение пространственных координат ХБЛА, УБЛА, ZБЛА летательного аппарата.

Основными недостатками являются демаскирующая составляющая данного способа, связанная с использованием лазерного излучения, что снижает эффективность использования приведенного способа по обнаружению и определению пространственных координат летательных аппаратов в скрытом режиме работы, а также большие ошибки поворотных механизмов в процессе наведения лазерного дальномера и обработки полученной информации.

Как общий недостаток данных способов определения координат летательных аппаратов - неполное использование данных измерений и как следствие немаксимальная точность.

Задачей, стоящей перед настоящим изобретением, является повышение точности определения координат летательных аппаратов и уменьшение времени на обработку полученной информации в пассивном и активном режимах работы.

Поставленная задача решается следующим образом.

В настоящее время пеленгационный метод определения координат объектов широко распространен в практике оптических и радиолокационных внешнетраекторных измерений. Он основан на измерении угловых координат объекта в горизонтальной (азимут или дирекционный угол) и вертикальной (угол места) плоскостях (фиг. 1). В этом случае достаточно двух измерительных пунктов (ИП), чтобы однозначно определить пространственные координаты летательного аппарата.

В результате измерений с двух ИП определяются величины дирекционных углов и углов места (α1; ε1) и (α2; ε2), по которым пересчитываются координаты объекта в прямоугольной геодезической системе координат.

где Б - база, т.е. расстояние между ИП;

АХ - азимут (дирекционный угол) с одного ИП на другой.

Дальнейшие обязательно синхронные измерения этих углов позволяют вычислять координаты объекта, относящиеся к последующим моментам времени.

Но уже в этом случае обращает на себя внимание тот факт, что в совокупности измеряемых параметров, которые составляет четверка чисел, содержится определенная избыточность данных, так как минимальная информация, необходимая для определения положения центра масс объекта (летательного аппарата) в любой СК, должна содержать три независимых измерения. Также об этом говорит то, что число степеней свободы материальной точки равно трем. Это обстоятельство подтверждается и видом указанных выше зависимостей, которые в качестве аргументов содержат лишь три величины (A1, A2, ε1). Обычно четвертый параметр либо совсем отбрасывается, либо в лучшем случае используется для контроля. Однако и в том и другом случае информация теряется.

Из теории известно, что пара чисел (α; ε) геометрически однозначно определяет прямую в пространстве. При наличии двух измерительных пунктов таких прямых можно построить две. Данные прямые пересекаются в точке, где в момент засечки находится объект. Однако при наличии ошибок измерений прямые ИПi-О в общем случае не пересекутся в одной точке, а будут являться скрещивающимися. Истинное положение объекта будет определяться некоторой областью пространства, которая будет тем больше, чем ниже точность измерений величин (Ai, εi). Повышения достоверности результатов можно добиться, увеличивая число ИП, но в этом случае использовать классические зависимости (1) не представляется возможным. Таким образом, необходимо искать иные пути обработки результатов ВТИ.

Минимальная информация, необходимая для определения положения центра масс объекта (летательного аппарата) в любой СК, должна содержать три независимых измерения.

В дальнейшем задача сводится к пересчету тройки исходных величин сферической СК в тройку искомых величин прямоугольной СК. Число возможных сочетаний троек чисел из четырех равно С34=4. Здесь возможны два принципиально разных геометрических подхода к решению задачи определения объекта.

Из четырех измеренных величин выберем (α1; ε1; α2) или (α1; α2; ε2). Из них две величины (α1; ε1) определяют линию, проходящую через ИΠ1 в направлении на объект. Геометрическим местом точек, для которых величина α2=cosnt, есть вертикальная плоскость, проходящая через ИП2 (фиг. 2). Таким образом, положение объекта будет определяться точкой пересечения прямой и плоскости.

В общем случае плоскость и прямая в пространстве могут располагаться одним из следующих образов.

1. Прямая принадлежит плоскости. В этом случае общих точек у этих объектов будет бесконечное множество.

2. Прямая параллельна плоскости, но не принадлежит ей. В этом случае общих точек у этих объектов нет.

3. Прямая пересекает плоскость. В этом случае прямая и плоскость имеют одну общую точку.

Определим координаты летательного аппарата в ГСК XгhгYг, используя для этого минимум необходимой информации, т.е. три независимые величины, например (α1; α2; ε2). Составим уравнение вертикальной плоскости (1), проходящей через ИП1 в направлении α1. С этой целью рассмотрим единичный горизонтальный вектор А (фиг.2). Проекции этого вектора на оси ГСК будут равны (cos α1; 0; sinα1). Единичный вертикальный вектор B будет иметь координаты (0; 1; 0). Вектора A  и  B принадлежат вертикальной плоскости (1), тогда нормаль этой плоскости

n=A×B=(-sin α1; 0; cosα1).

Вектор с началом в точке ИП1 и с концом в произвольной точке M(x; h; y), принадлежащей плоскости (1), будет иметь координаты (x-x1; h-h1; y-y1). Здесь индекс «Г» опущен. Он ортогонален нормали плоскости n, поэтому их скалярное произведение равно нулю, т.е.

-sinα1(x-x1)+0(h-h1)+cosα1(y-y1)=-х·sinα1+y·cosα1+

+(x1sinα1-y1cosα1)=0.

Т.к. каноническое уравнение плоскости имеет вид:

Ax+By+Cz+D=0,

а в условиях решаемой задачи

Ax+Bh+Cy+D=0,

то

А=-sinα-1; В=0; C=cosα1; D=x1sinα1-y1cosα1.

Определим уравнение прямой, проходящей через ИП2 в направлении на летательный аппарат и задаваемой величинами α2 и ε2. Для этого рассмотрим единичный вектор С. Его проекции на оси ГСК равны (cosε2cosα2; sinε2; cosε2sinα2). Таким образом, уравнение искомой прямой запишется в виде:

Т.к. каноническое уравнение прямой имеет вид:

(x-a)/m=(y-b)/n=(z-c)/p,

где (а; b; с) - координаты точки, принадлежащей прямой;

(m; n; p) - координаты вектора, параллельного прямой, то в условиях решаемой задачи:

(x-a)/m=(h-b)/n=(y-c)/p=k,

где а=х2; b=h2; с=у2; m=cosε2cosα2; n=sinε2; p=cosε2sinα2.

Точка пресечения прямой и плоскости определяется следующим алгоритмом.

1. Определяется параметр k - коэффициент пропорциональности в уравнении прямой в пространстве

k=-(Aa+Bb+Cc+D)/(Am+Bn+Cp).

2. Определяются координаты точки пересечения прямой и плоскости

x=a+mk; y=b+nk; z=c+pk.

В условиях решаемой задачи

k=-(-x2sinα1+y2cosα1+x1sinα1-y1cosα1)/

(-cosε2cosα2sinα1+cosε2sinα2cosα1)=

=[(x2-x1)sinα1+(y1-y2)cosα1]/[cosε2sin(α21)].

Окончательно

k=[(x2-x1)sinα1-(y2-y1)cosα1]/[cosε2sin(α21)],

хЛА=x2+k·cosε2cosα2; hЛА=h2+k·sinε2; уЛА=y2+k·cosε2sinα2,

где (xГ; hГ; zГ) - координаты летательного аппарата в ГСК.

Справочная информация: sin(α-β)=sinα·cosβ-sinβ·cosα.

Для другого подобного сочетания измеряемых параметров (α1; ε1; α2) геометрия решения не изменяется, т.е. ищется пересечение плоскости и прямой.

Таким образом, способ определения пространственных координат летательных аппаратов на основе использования двух дирекционных углов и угла места позволяет определить точку на пересечении прямой и плоскости, что уменьшает время обработки полученной информации от датчиков, работающих в оптическом и радиолокационном диапазонах электромагнитных волн.

Источники информации

1. Панов В.П., Приходько В.В. Способ передачи и приема радиосигналов наземных радиомаяков. - ФИПС. Патент на изобретение №2436232, 10.12.2011 г.

2. Безяев B.C. Способ триангуляции целей. - ФИПС. Патент на изобретение №2423720, 10.07.2011 г.

3. Шишков С.В. Способ автоматизированного определения координат беспилотных летательных аппаратов. - ФИПС. Патент на изобретение №2523446, 26.05.2014 г.

Способ определения координат летательных аппаратов на основе использования двух дирекционных углов и одного угла места, заключающийся в приеме и формировании информации в пространственно разнесенных приемниках с одновременной регистрацией информации о летательных аппаратах и анализе ее на ЭВМ, отличающийся тем, что полученную информацию от двух разнесенных приемников обрабатывают на основе использования информации от двух дирекционных углов и угла места летательного аппарата, определяют коэффициент пропорциональности в уравнении прямой в пространстве k=[(x2-x1)sin α1-(y2-y1)cos α1]/[cos ε2sin(α21)], и определяют координаты летательного аппарата в геодезической системе координат xЛA=x2+k·cos ε2cos α2; hЛA=h2+k·sin ε2; уЛА=y2+k·cos ε2sin α2, что уменьшает время обработки полученной информации от датчиков, работающих в активном и пассивном режиме в оптическом и радиолокационном диапазонах электромагнитных волн.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области радиотехники и может быть использовано в навигационных и метеорологических системах. Достигаемый технический результат - определение дальности до молниевых разрядов без ухудшения точностных характеристик и без увеличения габаритов устройства.

Изобретение относится к области радиотехники, в частности к системам пеленгования источников радиоизлучения, и может найти применение в системах слежения за источниками радиоизлучения в целях контроля местоположения объектов, обеспечения устойчивости канала связи, в системах самонаведения.

Изобретение относится к области технических средств регистрации и контроля рейсов подвижных объектов. Технический результат - осуществление контроля за выполнением графика заданного маршрута движения.

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.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах морской навигации. Технический результат - повышение быстродействия.

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.

Изобретение относится к области испытательной и измерительной техники, а именно к способам определения пространственных координат и энергетических характеристик взрыва боеприпасов.

Изобретение относится к области навигационных систем и может быть использовано для позиционирования удаленного объекта на основе нескольких пространственно разнесенных дальномерно-угломерных приборов (ПДУ).

Изобретение относится к области радиотехнической разведки. Достигаемый технический результат - оперативная оценка наличия и характер траектории полета воздушного объекта (ВО).

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).

Изобретение относится к области защиты летательного аппарата в процессе противодействия управляемому оружию на основе системы самонаведения на источник оптического излучения.

Изобретение относится к способу имитации оптического излучения воздушных целей. Для имитации воздушной цели сбрасывают источник ложного излучения, в котором индуцируют ложное оптическое излучение широкой полосы с помощью набора излучающих светодиодов различного диапазона и/или лазеров, смешивают мультипликативно эти дискретные излучения на нелинейных оптических элементах, выделяют и фильтруют участки спектров, необходимые для имитации конкретной воздушной цели, а ненужные компенсируют или ослабляют с помощью оптических фильтров, затем аддитивно смешивают и рассеивают их на внешней оболочке имитатора.

Изобретение относится к устройствам для систем противоракетной обороны, а также к средствам уничтожения живой силы и техники вероятного противника. Согласно способу поражения цели боевой лазер, выполненный с возможностью сбивать ракету, запускают в полет на ракете и поражают цель излучением лазера.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в средствах противовоздушной обороны. Зенитная ракетно-пушечная боевая машина (ЗРПБМ) содержит башенную установку с пушечным и ракетным вооружением, зенитные управляемые ракеты (ЗУР) с оптическими и радиолокационными ответчиками, оптико-электронную аппаратуру визирования ЗУР, цифровую вычислительную систему, радиолокационную станцию (РЛС) обнаружения целей, РЛС сопровождения целей и ввода ЗУР миллиметрового диапазона волн (ССЦР) с устройством обработки сигналов и управления, задающий генератор (ЗГ), усилитель мощности (УМ), передающий тракт, приемопередающую основную антенну (OA), с корпусом в виде металлического кольца, в виде фазированной антенной решетки (ФАР) проходного типа с пространственным возбуждением с системой управления лучом (СУЛ), моноимпульсным облучателем (МИО), приемным трактом, малошумящими усилителями (МШУ), приемником промежуточной частоты (ПЧ-приемник), приемную антенну ввода ЗУР (АВР) в виде ФАР проходного типа с пространственным возбуждением с СУЛ, МИО, приемным трактом, МШУ, ПЧ-приемником, примыкающие друг к другу линейные модули с основанием в виде металлической ленты с многопроводной печатной платой, стяжки с закрепленными между собой металлическими пластинами, упоры.

Изобретение относится к системам обнаружения и борьбы с малогабаритными беспилотными летательными аппаратами (МБЛА). Изобретение содержит две системы поражения, систему управления боевой частью, пакет направляющих, ракету, систему обнаружения и прицеливания, систему управления боевой частью, систему навигации и топопривязки, систему горизонтального и вертикального наведения, систему скрытности, систему перехвата, систему подавления, блок питания, систему управления МБЛА, процессор, систему захвата, МБЛА со средствами борьбы, систему обработки и формирования команд с ЭВМ с элементами искусственного интеллекта.

Изобретение относится к области обнаружения и поражения малогабаритных беспилотных летательных аппаратов (МБЛА). Система обнаружения и поражения МБЛА состоит из средств обнаружения и прицеливания, устройств поражения, боевой части пакета направляющих, ракеты, состоящей из головной части, поражающих элементов, взрывчатого вещества, детонатора, блока питания.

Изобретение относится к области применения индивидуальной защиты (скрытности) объектов на основе формирования голографического изображения реального фона без объекта от оптико-электронных приборов малогабаритных беспилотных летательных аппаратов (МБЛА), может быть использовано в военной технике.
Группа изобретений относится к способу определения нарушения воздушной границы охраняемого объекта и устройству для реализации этого способа. Для определения нарушения воздушной границы используют частотный радиолокатор в виде одного передающего модуля и четырех приемных модулей, два фазовых детектора, четыре блока отображения информации.

Изобретение относится к области радиоэлектронной борьбы, а именно к способам защиты наземных малоразмерных подвижных объектов от высокоточного оружия с лазерным наведением.

Изобретение относится к классу моделирующих устройств, которые следует рассматривать как учебные или тренировочные устройства, вызывающие в обучающихся ощущения, идентичные ощущениям, возникающим при обращении с реальными системами вооружения.

Изобретение относится к области радиоэлектроники и может быть использовано в радиотехнических системах. Достигаемый технический результат - увеличение точности определения дальности и направления до излучателей без увеличенных базовых расстояний. Указанный технический результат достигается за счет введения трех селекторов по длительности сигнала, двух блоков определения малого временного рассогласования, вычислителя и блока вторичной обработки, при этом выход третьего приемника соединен через третий селектор по длительности сигнала с первым входом второго блока определения малого временного рассогласования, имеющего второй вход, соединенный с вторым входом первого блока определения малого временного рассогласования, и через второй селектор по длительности сигнала с выходом второго приемника, при этом второй блок определения малого временного рассогласования имеет группу выходов, соединенную через второе постоянное запоминающее устройство со второй группой входов вычислителя, имеющего группу выходов и первую группу входов, соответственно соединенные через блок вторичной обработки с группой входов индикатора и через первое постоянное запоминающее устройство с группой выходов первого блока определения малого временного рассогласования, имеющего первый вход, соединенный через первый селектор по длительности сигнала с выходом первого приемника. 3 ил.
Наверх