Способ позиционирования объекта засечкой азимута с первого измерительного пункта и угла места с дальностью - со второго

Изобретение относится к способу определения положения летательного аппарата. Для определения местоположения летательного аппарата в декартовой системе координат производят засечки дирекционного угла с первого измерительного пункта с известными координатами и угла места со второго измерительного пункта с известными координатами, производят последующую обработку внешнетраекторной информации путем решения геометрической задачи пересечения вертикальной полуплоскости, проходящей через первый измерительный пункт, прямого, круглого конуса и сферы с центрами во втором измерительном пункте. Определяют координаты летательного аппарата определенным образом. Обеспечивается повышение точности определения координат летательного аппарата при минимальных информационных затратах. 2 ил.

 

Изобретение относится к области обнаружения и определения координат различных объектов (летательных аппаратов различного назначения, снарядов, ракет) и может быть использовано в военной технике.

В настоящее время известны различные способы определения координат объектов с использованием способов передачи и приема радиосигналов наземных радиомаяков (патент Российской Федерации №2436232) [1], способ триангуляции целей (патент Российской Федерации №2423720) [2]. Недостатками данных способов являются сложность обработки информации от пунктов обнаружения объектов, использование только активного радиолокационного диапазона электромагнитных волн, большое число измеряемых параметров.

Способ автоматизированного определения координат беспилотных летательных аппаратов (патент Российской Федерации №2523446) [3] заключается в применении камер кругового обзора, видеомонитора, ЭВМ и лазерного дальномера для подсветки летательного аппарата. Камеры кругового обзора размещают симметрично и направляют в разные стороны, так чтобы вести наблюдение на 360° по горизонту в оптическом диапазоне электромагнитных волн. Появление летательного аппарата фиксируется автоматически как помеха, возникающая на кадре видеопоследовательности относительно предыдущего, а полученные данные обрабатываются на ЭВМ, где рассчитываются угловые координаты летательного аппарата относительно центра углоизмерительного устройства, которое с помощью поворотных механизмов направляет лазерный дальномер на летательный аппарат для измерения дальности до него. Измеренная дальность поступает на устройство обработки и отображения информации, где происходит определение прямоугольных координат объекта (XГО; hГО; YГО).

Способ определения координат летательных аппаратов на основе использования двух дирекционных углов и одного угла места (патент Российской Федерации №260149) [4] заключается в измерении указанных параметров с двух пунктов сопряженного наблюдения, с последующим пересчетом величин (α1, α2, ε2)в координаты объекта.

Общим недостатком данных способов определения координат летательных аппаратов является избыточность информации о положении объекта, неполное использование данных измерений и, как следствие, немаксимальная точность, а также отсутствие способов оценки точности координат.

Задачей, стоящей перед настоящим изобретением, является разработка способа получения координат измеряемого объекта при минимально необходимой для получения результата информации и оценка точности позиционирования объекта.

Поставленная задача решается следующим образом.

В настоящее время дальномерно-пеленгационный метод определения координат объектов широко распространен в практике оптических и радиолокационных внешнетраекторных измерений (рис. 1). Он основан на измерении угловых координат объекта в горизонтальной (азимут А или дирекционный угол α) и вертикальной плоскостях (угол места ε), а также дальности до него R (рис. 1). В простейшем случае организации таких измерений достаточно одного измерительного пункта с известными координатами (XГ; hГ; YГ), чтобы однозначно определить пространственные координаты летательного аппарата по зависимостям

С целью повышения надежности получения траекторией информации количество измерительных пунктов увеличивают до двух-трех. При этом на каждом из них проводятся аналогичные измерения трех сферических координат объекта (αi, εi, Ri). В этом случае возникает некоторая избыточность информации, определяемая разностью между числом регистрируемых параметров и числом степеней свободы объекта равном трем. В случае двух измерительных пунктов синхронно регистрируется шесть параметров (α1, ε1, R1) (α2, ε2, R2), где индекс показывает номер измерительного пункта. Чаще всего вторая тройка чисел используется по аналогии с первой для вычисления координат объекта по зависимостям (1) и служит только для контроля вычислений. В тоже время любая тройка чисел из шести измеренных параметров (α1, ε1, R1, α2, ε2, R2), позволяет определить координаты объекта. При таком способе обработки большая часть полученной траекторной информации теряется, а возможности измерительной техники используются не в полной мере. В случае получения неполной информации с измерительных средств использовать канонические зависимости дальномерно-пеленгационного способа (1) не представляется возможным. Поэтому возникает необходимость разработки способа определения положения объекта при неполных измерениях, одним из которых является случай регистрации трех величин - α1, ε2, R2 или α2, ε1, R1. Все дальнейшие выкладки для определенности выполнены для первого случая, а второй вариант можно получить из первого путем замены индексов «1» на «2» и «2» на «1».

Необходимо отметить, что при использовании тройки чисел α1, ε1, R2 имеет место совершенно иная геометрическая картина измерений. Здесь в отличие от рассматриваемого случая на первом измерительном пункте должны быть определены две величины (α1; ε1), а дальность до объекта измерения R2 определяется со второго измерительного пункта. В исследуемом варианте производства внешнетраекторных измерений на первом измерительном пункте регистрируются направление на исследуемый объект α1, а на втором - угол места ε2 и дальность до него R2. Данное обстоятельство требует решения принципиально иной геометрической задачи.

Математически задача формулируется так: пусть известны географические координаты первого измерительного пункта ИП-1 (XГ1; hГ1; YГ1), с которого измерен дирекционный угол на объект α1, а также географические координаты второго измерительного пункта ИП-2 (XГ2; hГ2; YГ2), на котором измерена дальность до объекта R2 и его угол места ε2. Необходимо найти координаты объекта (XГО; hГО; YГО).

Геометрическим местом точек, для которых α1=const, является вертикальная полуплоскость, проходящая через измерительный пункт ИП-1. Геометрическим местом точек пересечения сферы и прямого вертикального круглого конуса с единым центром является окружность радиуса r2, лежащая в горизонтальной плоскости, на высоте от ИП-2 (рис. 2). Аппликата точки пересечения может быть найдена по зависимости

.

Радиус окружности, получаемой в сечении горизонтальной плоскости на высоте hГО и конуса, можно найти по зависимости, очевидной из построения

.

Таким образом, уравнение горизонтальной окружности, полученной пересечением сферы и конуса, имеет вид

Уравнение прямой, принадлежащей вертикальной полуплоскости и горизонтальной плоскости, содержащей окружность сечения, определяется выражением

где k - параметр.

Выражая из последней зависимости величины x и y и подставляя их в уравнение окружности (2), получим

5

или

.

Обозначая через БГ расстояние между измерительными пунктами в горизонтальной плоскости или горизонтальную базу

и упрощая полученное выражение, будем иметь

Это квадратное уравнение относительно параметра k. Найдем его корни

.

Если , то полуплоскость пересекает окружность в двух точках, если , то полуплоскость не пересекает окружность, если , то полуплоскость касается окружности в одной точке. При двух общих точках выбор нужного решения можно производить по степени близости (удалению) расчетного положения объекта до приближенного положения или положения, полученного другим способом.

Решение квадратного уравнения имеет вид

.

Таким образом, окончательно координаты объекта можно найти по зависимостям

Так как итоговая зависимость результатов расчетов от аргументов достаточно сложная, то для оценки точности координат целесообразно использовать метод линеаризации. В условиях рассматриваемого способа срединную ошибку координаты XГ можно найти по следующей зависимости:

где Е[XГ] - срединная ошибка определения координаты Xг объекта;

- частная производная координаты Xг по дирекционному углу. Она показывает, насколько изменится расчетное значение Xг при изменении α1 на единицу;

E[α1], Е[ε2], E[R2] - срединные ошибки измерений дирекционного угла, угла места и дальности соответственно. Аналитические зависимости для расчета срединных ошибок координат hг и Yг имеют аналогичный вид

По этой же причине частные производные, входящие в выражения (4)-(5) целесообразно определять по формулам численного дифференцирования по трем точкам

или по двум точкам

Другие частные производные , …, целесообразно определять по зависимостям аналогичным (6), (7).

Таким образом, предлагаемый способ определения положения объекта засечкой с двух измерительных пунктов по азимуту, углу места и дальности, позволяет определять положение летательного аппарата при дальномерно-пеленгационном способе организации внешнетраекторных измерений с двух измерительных пунктов в оптическом и радиолокационном диапазонах электромагнитных волн при минимально необходимой информации и оценивать его точность.

Источники информации

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

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

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

4. Шишков С.В. Способ определения координат летательных аппаратов на основе использования двух дирекционных углов и одного угла места. - М.: ФИПС. Патент на изобретение №2601494, 20.04.2015 г.

Способ определения положения летательного аппарата в декартовой системе координат на основе засечки дирекционного угла α1 с первого измерительного пункта с координатами (ХГ1; hГ1, YГ1) и угла места ε2 с дальностью R2 - со второго измерительного пункта с координатами (ХГ2; hГ2, YГ2) с последующей обработкой внешнетраекторной информации путем решения геометрической задачи пересечения вертикальной полуплоскости, проходящей через первый измерительный пункт, прямого, круглого конуса и сферы с центрами во втором измерительном пункте, алгебраически сводящейся к поиску корней квадратного уравнения относительно параметра k вида

k2+2k[(XГ1Г2)cosα1+(YГ1-YГ2)sinα1]+БГ2-r22=0,

и последующим определением искомых координат летательного аппарата по аналитическим зависимостям: ХГОX=XГ1+k1,2cosα1; hГОh=hГ2+R2sinε2; YГОY=YГ1+k1,2sinα1.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к радиолокации и радионавигации и предназначено для определения оценок местоположения подвижных источников радиосигнала на дорожной сети. Достигаемый технический результат – расширение возможностей способа однопозиционной радиолокации.

Изобретение относится к области мобильной связи. Технический результат изобретения заключается в уменьшении погрешности в получаемой информации о местоположении терминала, местоположение которого нужно определить.

Изобретение относится к технике связи и может использоваться для активирования функций в радиоприемнике (RX). Технический результат состоит в повышении точности приема информации.

Изобретение относится к области позиционирования. Техническим результатом является повышение точности позиционирования в здании, например, при спасательных операциях или во время работы пожарных.

Изобретение относится к области автоматизации информационно-управляющих систем управления и контроля за состоянием удаленных объектов, функционирующих в реальном масштабе времени.

Изобретение относится к определению местоположения транспортного средства (ТС). Техническим результатом является надежная идентификация радиолокационных целей за счет исключения влияния погрешности счислимого места ТС и систематической ошибки курсоуказателя на результаты опознавания целей.

Изобретение относится к области навигационных систем и может быть использовано для позиционирования наземных подвижных объектов. Достигаемый технический результат – повышение точности позиционирования подвижного объекта, а также облегчение процедуры ввода операторами информации за счет фиксации изображения и использования при вводе данных манипулятора «мышь», а так же применения интерполяции, сводящей к минимуму ошибку рассогласования во времени вводимой операторами информации.

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

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к системам радиоконтроля для определения местоположения источников радиоизлучения (ИРИ) УКВ-СВЧ диапазонов как цифровых, так и аналоговых видов связи, сведения о которых отсутствуют в базе данных (например, государственной радиочастотной службы или государственной службы надзора за связью).

Изобретение относится к области космонавтики, а именно к технике выполнения траекторных измерений и определения параметров орбиты искусственного спутника Земли (ИСЗ), и может быть использовано на наземных и бортовых комплексах управления полетом ИСЗ для точного определения текущих параметров движения ИСЗ.

Изобретение относится к ядерной технике, в частности к средствам создания и совершенствования системы физической защиты (СФЗ) на важном государственном объекте (ВГО), и предназначено для проведения оценки эффективности (ОЭ) существующей или проектируемой СФЗ с целью выбора наиболее эффективных путей ее совершенствования с учетом принятой на объекте модели нарушителя.

Изобретение относится к области военной техники и может быть использовано для защиты летательного аппарата от управляемых ракет. Устройство выброса пиротехнических патронов содержит корпус коробчатой формы с узлами крепления сменных кассет и контактный модуль для срабатывания пиротехнических патронов.

Предлагаемое изобретение - способ защиты воздушных судов от ракет ИК головками самонаведения, заключается в том, что определяют факт пуска ракеты, генерируют или формируют лазерное излучение с радиальной поляризацией с плотностью мощности, превышающей плотность мощности теплового излучения двигателя воздушного судна, лазерное излучение транслируют в точку нахождения ракеты, при этом система управления ракеты получает ложную информацию о местонахождении воздушного судна.
Изобретение относится к противовоздушным оборонительным системам и может быть использовано для защиты от баллистических ракет и других воздушных целей. Способ поражения воздушной цели заключается в транспортировке противодействующего средства в расчетную точку, корректировке траектории носителя противодействующего средства и подрыве противодействующего средства в последовательности, обусловленной программой для конкретной цели.

Изобретение относится к боеголовкам стратегических и тактических ракет, выходящим при полете за пределы атмосферы. Баллистическая платформа с анти-противоракетами содержит боеголовку, систему наведения, источник электропитания и ракетные двигатели.

Изобретение относится к способу определения положения летательного аппарата. Для определения положения летательного аппарата в декартовой системе координат производят засечки с двух измерительных пунктов с известными координатами одного дирекционного угла и двух углов места с последующей обработкой полученной информации на ЭВМ.

Способ защиты вертолета от управляемых боеприпасов заключается в поиске с борта вертолета оптического излучения управляемого боеприпаса (УБП), включает отстрел аэрозолеобразующего боеприпаса в направлении полета вертолета и формирование на установленной дистанции аэрозольного облака, подсвечивание его лазерным излучением в диапазоне частот инфракрасного спектра, соответствующих вертолету, определение по оптическому излучению функционирования составных элементов УБП параметров его траектории полета, определение по их значениям величины промаха УБП относительно вертолета и сравнение ее значения с заданным.

Изобретение относится к военной области, а имено к методам индивидуальной защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенных головками самонаведения с матричными фотоприемными устройствами.

Изобретение относится к средствам противовоздушной обороны. В способе искажают натурный рельеф местности, распознаваемый системой самонаведения средства нападения, формируя на удалении от зоны расположения обороняемого объекта, включающей в себя по меньшей мере три натурные реперные точки А, В, С, ложную зону, которая включает в себя по меньшей мере три ложные реперные точки А*, В*, С* и которая идентична, на уровне точности устройства распознавания местности системой самонаведения средства нападения, натурной зоне обороняемого объекта.

Изобретение относится к области противодействия управляемому оружию на основе самонаведения на источник оптического излучения. Способ применения ложной тепловой ловушки основан на обнаружении управляемого элемента поражения с тепловой головкой самонаведения, определении текущей скорости полета летательного аппарата, в соответствии с которой регулируют силу тяги и время включения реактивного двигателя тепловой ловушки, поджигают вышибной заряд и термическое вещество тепловой ловушки, выбрасывают тепловую ловушку и стабилизируют ее полет в требуемом направлении, включают в заданное время реактивный двигатель тепловой ловушки и осуществляют ее полет под действием силы тяги реактивного двигателя с требуемой скоростью.

Изобретение относится к способу определения положения летательного аппарата. Для определения местоположения летательного аппарата в декартовой системе координат производят засечки дирекционного угла с первого измерительного пункта с известными координатами и угла места со второго измерительного пункта с известными координатами, производят последующую обработку внешнетраекторной информации путем решения геометрической задачи пересечения вертикальной полуплоскости, проходящей через первый измерительный пункт, прямого, круглого конуса и сферы с центрами во втором измерительном пункте. Определяют координаты летательного аппарата определенным образом. Обеспечивается повышение точности определения координат летательного аппарата при минимальных информационных затратах. 2 ил.

Наверх