Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией



Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией
Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией
Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией
Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией
Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией

Владельцы патента RU 2660159:

Акционерное общество "Научно-исследовательский институт приборостроения имени В.В. Тихомирова" (RU)

Изобретение относится к области радиолокации и предназначено для применения в бортовых радиолокационных станциях (БРЛС) для определения угла сноса летательного аппарата-носителя БРЛС. Достигаемый технический результат – повышение точности за счет определения угла сноса по фазе сигналов, отраженных от одного и того же участка местности. Способ основан на том, что формируют антенной БРЛС на прием два независимых луча, разнесенных по азимуту, когерентно принимают импульсные сигналы, отраженные от земной поверхности, в процессе сканирования двумя лучами земной поверхности по азимуту в переднем секторе обзора относительно строительной оси летательного аппарата-носителя БРЛС. При этом когерентное излучение сигнала осуществляют одним лучом на передачу, перекрывающим по ширине лучи на прием. Принятые сигналы стробируют по дальности, осуществляют аналого-цифровое преобразование сигналов, когерентно накапливают сигналы, принятые во всем секторе обзора. Затем определяют и компенсируют временную задержку между сигналами, принятыми по каждому независимому лучу, отраженными от одного и того же участка земной поверхности, определяют между скомпенсированными сигналами усредненную по стробам дальности и излученным импульсам сигналов разность фаз, фиксируют сигналы, величина усредненной разности фаз которых меняет знак на противоположный, определяют направление на участок земной поверхности, от которого были приняты эти сигналы. Угол сноса определяют как угол между этим направлением и строительной осью летательного аппарата-носителя БРЛС в горизонтальной плоскости относительно земной поверхности. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области радиолокации и предназначено для применения в бортовых радиолокационных станциях (БРЛС) для определения угла сноса летательного аппарата-носителя БРЛС. Угол сноса - угол между продольной осью летательного аппарата (ЛА) и направлением его движения относительно земной поверхности.

Известен «Способ определения вектора земной скорости и угла сноса летательного аппарата» [RU 2231757 опубликовано 27.06.2004, МПК G01C 23/00]. Способ заключается в том, что на борту с помощью многолучевого измерителя доплеровских частот определяют доплеровские частоты по коммутируемым приемопередающим радиолокационным лучам, на основании этих измерений корректируют первые ступени интеграторов гироинерциальной навигационной системы и на ее выходе получают уточненные значения вектора земной скорости летательного аппарата. Направляющие косинусы матрицы перехода от гироинерциальной к связанной системе координат получают методом интегрирования кинематических дифференциальных уравнений Пуассона по данным от блока датчиков угловых скоростей летательного аппарата при начальных корректируемых значениях, которые вычисляют по данным о мгновенных значениях углов курса, тангажа и крена, получаемых от гироинерциальной навигационной системы. По данным высотомера и пространственной ориентации лучей к коммутации для измерений допускаются только те лучи, для которых выполняются энергетические условия устойчивого выделения отраженного от земли сигнала. По данным гироинерциальной навигационной системы о составляющих вектора земной скорости летательного аппарата и пространственной ориентации коммутируемого луча вычисляют для него прогнозируемое значение скорости сближения для настройки его доплеровского фильтра. После состоявшегося измерения получают невязку между измеренным и прогнозируемым значениями скорости сближения по этому лучу и на ее основе получают очередное уравнение для составляющих вектора приращений земной скорости в связанной системе координат. При наличии линейной связи этого уравнения с двумя предыдущими его исключают и коммутируют очередной луч, для которого тоже выполняются энергетические условия устойчивого выделения отраженного от земли сигнала. Проводят измерения, вычисляют прогнозируемое значение скорости сближения, настраивают доплеровский фильтр этого луча, получают невязку и на ее основе получают очередное уравнение для составляющих вектора приращений земной скорости до получения системы трех линейно независимых уравнений. Решают эту систему, включая уравнения, полученные до или между возможными сбоями, получают значения составляющих вектора приращений земной скорости в связанной системе координат, представляют полученный вектор по составляющим в гироинерциальной системе координат. Производят статистическую обработку получаемых измерений, например, по методу скользящего среднего на выборке, полученными статистическими оценками корректируют соответственно по канально показания гироинерциальной системы и получают уточненные значения вектора земной скорости летательного аппарата, к тому же лучи доплеровского измерителя при установке на летательном аппарате ориентируют за пределами сектора передней полусферы, чтобы не происходило радиодемаскирования летательного аппарата при подлете к ПВО зоны фронта и атакуемой наземной цели. Угол сноса определяют как угол между текущими значениями трехмерных векторов земной и воздушной скоростей летательного аппарата, для чего наряду с уточненным текущим значением вектора земной скорости дополнительно учитывают текущее значение трехмерного вектора его воздушной скорости.

Недостатком указанного способа является невозможность измерения угла сноса исключительно бортовой радиолокационной станцией из-за необходимости использования данных инерциальной навигационной системы и высотомера, установленных на самолете.

Известен способ измерения скорости и угла сноса посредством двухлучевой антенной системы [Радиотехнические системы / Под ред. Ю.М. Казаринова. М.: Высшая школа, 1990 г., стр. 361-365]. Способ заключается в излучении и приеме радиосигнала в процессе сканирования двухлучевой антенной системой земной поверхности по азимуту в переднем секторе обзора относительно строительной оси носителя доплеровского измерителя скорости и угла сноса (ДИСС). Затем измеряют значения доплеровских частот сигналов, принятых по каждому из лучей антенной системы. Далее добиваются поворотом антенной системы равенства доплеровских частот. И определяют угол сноса как азимутальное положение оси антенной системы.

Недостатком указанного способа является низкая точность определения угла сноса, вызванная слабой корреляцией принятых по двум лучам сигналов из-за разносюжетных подстилающих поверхностей, накрываемых разными лучами антенной системы ДИСС.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение точности за счет определения угла сноса по фазе сигналов, отраженных от одного и того же участка местности.

Технической проблемой, решаемой предлагаемым изобретением, является создание высокоточного способа определения угла сноса для реализации в бортовых радиолокационных станциях летательных аппаратов.

Сущность изобретения заключается в том, что формируют антенной БРЛС на прием два независимых луча, разнесенных по азимуту, когерентно принимают импульсные сигналы, отраженные от земной поверхности, в процессе сканирования двумя лучами земной поверхности по азимуту в переднем секторе обзора относительно строительной оси летательного аппарата-носителя БРЛС.

Новым в заявляемом способе является то, когерентное излучение сигнала осуществляют одним лучом на передачу, перекрывающим по ширине лучи на прием. Принятые сигналы стробируют по дальности, осуществляют аналого-цифровое преобразование сигналов, когерентно накапливают сигналы, принятые во всем секторе обзора. Затем определяют и компенсируют временную задержку между сигналами, принятыми по каждому независимому лучу, отраженными от одного и того же участка земной поверхности. Далее определяют между скомпенсированными сигналами усредненную по стробам дальности и излученным импульсам сигналов разность фаз. Затем фиксируют сигналы, величина усредненной разности фаз которых меняет знак на противоположный, определяют направление на участок земной поверхности, от которого были приняты эти сигналы. Угол сноса определяют как угол между этим направлением и строительной осью летательного аппарата-носителя БРЛС в горизонтальной плоскости относительно земной поверхности.

На Фиг. 1 представлена функциональная схема радиолокационной станции, осуществляющей способ.

На Фиг. 2 схематично изображена геометрическая схема измерения угла сноса, где δсн - угол сноса носителя БРЛС, α - текущий азимут ДНА БРЛС.

На Фиг. 3 представлены экспериментальные графики зависимости разности фаз сигналов, принятых по каждому из двух лучей антенны БРЛС от азимута.

Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией может быть реализован, например, в импульсно-доплеровской БРЛС в режиме воздух – поверхность, состоящей из антенны (1), передатчика (2), приемника (3), процессора управления (4), процессора сигналов (5), вычислителя (6). Первый выход процессора управления (4) соединен с первым входом антенны (1), выход передатчика (2) соединен со вторым входом антенны (1). Первый выход антенны (1) соединен с первым входом приемника (3), второй выход антенны (1) соединен со вторым входом приемника (3). Первый выход приемника (3) подключен к первому входу процессора сигналов (5), второй выход приемника (3) подключен ко второму входу процессора сигналов (5). Выход процессора сигналов (5) подключен к первому входу вычислителя (6), второй выход процессора управления (4) соединен со вторым входом вычислителя (6). Выход вычислителя (6) является внешним выходом БРЛС.

Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией осуществляется следующим образом.

Режим определения угла сноса запускается летчиком соответствующей командой из процессора управления (4) или автоматически при необходимости определения угла сноса. Процессор управления (4) задает параметры управления антенне (1) для просмотра соответствующей зоны обзора. Антенна формирует широкую однолучевую диаграмму направленности (ДНА) на передачу, а на прием ДНА, состоящую из двух узких лучей, разнесенных по азимуту, например, на величину ширины ДНА, и выставляет ее на одну из границ зоны обзора - пусть это будет левая граница переднего сектора обзора ±7° по азимуту. При этом ширина однолучевой ДНА на передачу больше либо равна ширине двухлучевой ДНА на прием. После установки лучи ДНА начинают плавно перемещаться слева направо в азимутальной плоскости, проводя сканирование зоны обзора по азимуту (процесс показан на Фиг. 2). В процессе обзора антенна (1) излучает сформированный передатчиком (2) когерентный радиолокационный сигнал.

Отраженный от земной поверхности сигнал принимается антенной (1) независимо по каждому из двух лучей. С первого и второго выходов антенны (1) сигналы поступают на первый и второй входы двухканального приемника (3), где осуществляется обработка сигналов: сигналы, принятые по каждому лучу, стробируют по дальности, осуществляют аналого-цифровое преобразование сигналов. Затем когерентно накапливают их в процессоре сигналов (5). Процесс излучения/приема радиолокационного сигнала осуществляется в ходе сканирования лучом ДНА земной поверхности в заданном секторе обзора по закону, заданному процессором управления (4). По завершении сканирования (достижении лучом ДНА правой границы зоны обзора) завершается накопление сигналов в процессоре сигналов (5) и запускается вычисление разности фаз между сигналами.

Относительно одной точки на поверхности Земли между сигналами s1(t) и s2(t), принятыми по двум лучам, присутствует задержка , где θ0 - угол, на который разнесены лучи по азимуту, a νск - скорость сканирования ДНА БРЛС. При вычислении разности фаз двух сигналов осуществляют компенсацию этой задержки, поскольку разность фаз необходимо определять относительно одного участка Земной поверхности.

В процессоре сигналов (5) осуществляют вычисление усредненной разности фаз отсчетов сигналов по дальности и по азимуту как аргумент свертки двух сигналов, например, по следующему соотношению:

где m=-M/2…M/2 - стробы по дальности, n=-N/2…N/2 область осреднения по азимуту, М и N - целые числа, - отсчеты сигнала, принятого по первому лучу, Δt - задержка между сигналами, принятыми по двум лучам, - комплексно-сопряженные отсчеты сигнала, принятого по второму лучу со скомпенсированной задержкой. Область усреднения по стробам дальности М может составлять несколько десятков стробов дальности вокруг центра пятна накрываемого лучом. Такая величина области не влияет на изменение частоты Доплера по дальности, но при этом позволяет исключить случайные выбросы сигнала в одном стробе. Область усреднения по азимуту N определяется количеством излученных импульсов в направлении одного и того же участка Земной поверхности, что в свою очередь определяется шириной зоны обзора по азимуту, шириной луча, общим числом излученных импульсов. Величина области N может составлять несколько десятков импульсов при ширине приемного луча 1-2 градуса и зоне обзора ±7 градусов. Это усреднение позволяет получить математическое ожидание сигнала при разном рельефе местности, накрываемом приемным лучом ДНА.

Расчет усредненной разности фаз сигналов производится для всего накопленного сигнала в переднем секторе. При этом формируется массив отсчетов значений разности фаз. Количество отсчетов определяется количеством излученных импульсных сигналов за время сканирования, то есть для каждого излученного импульса рассчитывается усредненная фаза Δϕ. Определяемая разность фаз между сигналами возникает за счет движения носителя БРЛС, изменения ракурса наблюдения за участком земной поверхности. Разность фаз сигналов, принятых в азимутальном положении луча антенны до направления вектора скорости, имеет один знак, а после перехода луча антенны через направление вектора скорости разность фаз принятых сигналов меняет знак на противоположный. То есть в направлении зондирования земной поверхности, совпадающем с вектором скорости носителя БРЛС, фаза у принимаемых сигналов одинакова и разность фаз равняется нулю.

Значения разности фаз сигналов с выхода процессора сигналов (5) поступают на первый вход вычислителя (6), а со второго выхода процессора управления (4) поступают значения азимутального положения ДНА БРЛС. В вычислителе (6) определяют момент времени, в который разность фаз отраженных сигналов меняет знак на противоположный. Затем по временной диаграмме сканирования ДНА зоны обзора фиксируют угловое направление на участок земной поверхности, от которого были приняты эти сигналы, а угол сноса определяют как угол между этим направлением и строительной осью летательного аппарата-носителя БРЛС в горизонтальной плоскости относительно земной поверхности.

Далее значение угла сноса может быть выдано в пилотажную систему или иному потребителю информации.

На Фиг. 3 представлены графики экспериментальных зависимостей разности фаз от азимута двухлучевой ДНА БРЛС. Наличие линейного участка зависимости позволяет определить величину угла сноса с высокой точностью.

Таким образом, осуществляется определение угла сноса с повышенной точностью за счет того, что угол определяется по фазе сигналов, отраженных от одного и того же участка местности без влияния разносюжетных подстилающих поверхностей на принятые сигналы.

1. Способ измерения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией (БРЛС), заключающийся в том, что формируют антенной БРЛС на прием два независимых луча, разнесенных по азимуту, когерентно принимают импульсные сигналы, отраженные от земной поверхности, в процессе сканирования двумя лучами земной поверхности по азимуту в переднем секторе обзора относительно строительной оси летательного аппарата-носителя БРЛС, отличающийся тем, что когерентное излучение сигнала осуществляют одним лучом на передачу, перекрывающим по ширине лучи на прием, кроме того принятые сигналы стробируют по дальности, осуществляют аналого-цифровое преобразование сигналов, когерентно накапливают сигналы принятые во всем секторе обзора, определяют и компенсируют временную задержку между сигналами, принятыми по каждому независимому лучу, отраженными от одного и того же участка земной поверхности, определяют между скомпенсированными сигналами усредненную по стробам дальности и излученным импульсам сигналов разность фаз, фиксируют сигналы, величина усредненной разности фаз которых меняет знак на противоположный, определяют направление на участок земной поверхности, от которого были приняты эти сигналы, а угол сноса определяют как угол между этим направлением и строительной осью летательного аппарата-носителя БРЛС в горизонтальной плоскости относительно земной поверхности.

2. Способ измерения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией по п. 1, отличающийся тем, что передний сектор обзора по азимуту составляет ±7 градусов относительно строительной оси летательного аппарата-носителя БРЛС.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области автоматического управления движением судов при их динамическом позиционировании при решении задач поиска и обследования подводных объектов, характеризующихся частой сменой точек позиционирования.

Изобретение относится к области подводного судостроения, в частности к способам и системам управления дифферентом буксируемых подводных объектов. Предложен способ управления дифферентом буксируемого подводного объекта 1 с узлом крепления гибкой связи 3 в верхней части подводного объекта, заключающийся в том, что для выравнивания положения подводного объекта в носовой части буксируемого подводного объекта горизонтально располагают вал 2 с заданной площадью с возможностью изменения угловой скорости вращения в зависимости от скорости буксировки, при этом в погруженном состоянии осуществляют компенсирование изменений кабрирующего момента при изменении скорости буксировки с помощью гидродинамических сил, возникающих при обтекании вращающегося вала 2 и направленных перпендикулярно к потоку жидкости, которые направляют в сторону, противоположную направлению кабрирующего момента, а угловую скорость вращения вала изменяют в соответствии с изменением скорости буксировки.

Изобретение относится к области сверхлегкой авиации, а именно к летательным аппаратам (ЛА) вертикального взлета и посадки («летающим мотоциклам»). Техническим результатом изобретения является: обеспечение безопасности полета квадрокоптера путем стабилизации полета квадрокоптера по горизонтали при возникновении аварийной (нештатной) ситуации.

Система удаленного контроля и управления беспилотными летательными аппаратами (БПЛА) содержит сеть станций организации и управления, контрольный центр. Станция организации и управления содержит камеру кругового обзора, радиочастотный передатчик, систему обработки и передачи информации, блок стационарного питания, блок альтернативного питания.

Изобретение относится к электронным управляющим устройствам транспортных средств. Способ безопасного вождения включает получение данных о передвижении текущего пользователя самобалансирующегося транспортного средства и сравнение этих данных о передвижении с данными о передвижении, соответствующими предварительно установленному уровню пользователя.

Интегрированная система резервных приборов выполнена в виде отдельного блока, содержит датчики полного и статического давления, устройство обработки и преобразования сигналов, вычислитель, модуль пространственной ориентации, устройство управления режимами работы, магнитный зонд, жидкокристаллический индикатор, креноскоп, фотодатчик, устройство компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля пространственной ориентации, устройство списания девиационной погрешности с памятью, встроенную систему контроля, устройство анализа, устройство формирования изображения графика девиационных поправок, соединенных определенным образом.

Изобретение относится к способу многопараметрического автоматизированного контроля технического состояния беспилотных транспортных средств (БТС). Способ заключается в том, что предварительно задают совокупность контролируемых параметров определенным образом, измеряют и запоминают контролируемые параметры, определяют характеристики состояния БТС в процессе его функционирования, оценивают остаточный ресурс и предотказное состояние определенным образом, документируют результаты, принимают решение о продлении или окончании эксплуатации БТС в случае достижения значения критического параметра.

Изобретение относится к дистанционному мониторингу транспортных средств. Техническим результатом является усовершенствование процесса определения местоположения и отслеживания транспортного средства.

Изобретение относится к способу управления планирующим беспилотным летательным аппаратом (БПЛА). Для управления БПЛА в каждом цикле наведения на каждую опорную точку решают краевую задачу наведения в сопровождающей системе координат с началом на текущем радиус-векторе центра масс БПЛА на высоте, равной высоте очередной опорной точки траектории, преобразуют полученные компоненты требуемого ускорения в скоростную и полускоростную системы координат, определяют требуемые значения угла аэродинамического крена и угла атаки.

Изобретение относится к способу автономной ориентации подвижного объекта. Для автономной ориентации подвижного объекта измеряют проекции векторов напряженности результирующего магнитного поля трехосным блоком акселерометров, кажущееся ускорение объекта трехосным блоком акселерометров, абсолютную угловую скорость вращения объекта трехосным блоком гироскопов, выполняют предварительную метрологическую калибровку магнитометров, акселерометров и гироскопов, идентификацию и учет параметров внутренних и внешних помех объекта, алгоритмическую обработку сигналов магнитометров, акселерометров и гироскопов, коррекцию, учет относительных угловых скоростей вращения и редукцию показаний магнитометров, акселерометров и гироскопов, формируют информацию о совокупности базисов векторов геофизических полей и дополнительных векторов в неподвижном и связанном трехгранниках, вычисляют оценки направляющих косинусов и углов ориентации объекта в условиях функциональной избыточности информации, оценки угловых скоростей вращения объекта.

Изобретение относится к области радионавигации в условиях отсутствия визуальной видимости взлетно-посадочной полосы (ВПП) и в сложных метеорологических условиях и может быть использовано для определения положения средней линии ВПП с помощью бортовой радиолокационной станции (РЛС), без использования наземного оборудования.

Изобретение относится к области радионавигации в условиях отсутствия визуальной видимости взлетно-посадочной полосы (ВПП) и в сложных метеорологических условиях и может быть использовано для определения положения средней линии ВПП с помощью бортовой радиолокационной станции (РЛС), без использования наземного оборудования.

Изобретение относится к области радиолокации и предназначено для применения в радиолокационных станциях (РЛС) для предотвращения столкновений летальных аппаратов с наземными препятствиями.

Изобретение относится к области радиолокации и предназначено для применения в радиолокационных станциях (РЛС) для предотвращения столкновений летальных аппаратов с наземными препятствиями.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано при расчете высоты полета летательных аппаратов (ЛА) для обеспечения посадки в условиях ограниченной видимости.

Относится к радиотехническим методам определения местоположения объектов в воздушном пространстве и может быть использовано для предупреждения столкновений воздушных судов, в частности легких маневренных самолетов, имеющих минимум приборного оборудования и находящихся в зонах пониженной плотности воздушного движения при отсутствии диспетчерской поддержки.

Группа изобретений относится к управлению движением искусственных спутников с целью предотвращения их столкновений с фрагментами космического мусора. Бортовая система спутника определяет радиолокационными средствами вероятность таких столкновений со всех направлений внутри сфероида вокруг спутника.

Изобретение относится к технике обеспечения активной безопасности дорожного движения, в частности к системам предупреждения пересечения и наезда транспортного средства на осевую разделительную линию автомобильной дороги.

Изобретение относится к способам навигации, посадки и взлета летательного аппарата (ЛА) с посадкой вертолетного типа. Достигаемый технический результат - обеспечение безопасной навигации вертолета.

Изобретение относится к радиолокации и может быть использовано для обработки сигналов двухдиапазонных радиолокационных систем. Достигаемый технический результат - повышение быстродействия и точности идентификации измерений, приходящих от двухдиапазонных радиолокационных систем.

Изобретение относится к области радиолокации и может быть использовано в бортовых навигационных системах. Достигаемый технический результат - повышение устойчивости и точности измерения составляющих вектора путевой скорости летательного аппарата над гладкой водной поверхностью.

Изобретение относится к области радиолокации и предназначено для применения в бортовых радиолокационных станциях для определения угла сноса летательного аппарата-носителя БРЛС. Достигаемый технический результат – повышение точности за счет определения угла сноса по фазе сигналов, отраженных от одного и того же участка местности. Способ основан на том, что формируют антенной БРЛС на прием два независимых луча, разнесенных по азимуту, когерентно принимают импульсные сигналы, отраженные от земной поверхности, в процессе сканирования двумя лучами земной поверхности по азимуту в переднем секторе обзора относительно строительной оси летательного аппарата-носителя БРЛС. При этом когерентное излучение сигнала осуществляют одним лучом на передачу, перекрывающим по ширине лучи на прием. Принятые сигналы стробируют по дальности, осуществляют аналого-цифровое преобразование сигналов, когерентно накапливают сигналы, принятые во всем секторе обзора. Затем определяют и компенсируют временную задержку между сигналами, принятыми по каждому независимому лучу, отраженными от одного и того же участка земной поверхности, определяют между скомпенсированными сигналами усредненную по стробам дальности и излученным импульсам сигналов разность фаз, фиксируют сигналы, величина усредненной разности фаз которых меняет знак на противоположный, определяют направление на участок земной поверхности, от которого были приняты эти сигналы. Угол сноса определяют как угол между этим направлением и строительной осью летательного аппарата-носителя БРЛС в горизонтальной плоскости относительно земной поверхности. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх