RU2371733C1 - Способ определения угловой ориентации летательных аппаратов - Google Patents

Способ определения угловой ориентации летательных аппаратов Download PDF

Info

Publication number
RU2371733C1
RU2371733C1 RU2008127643/09A RU2008127643A RU2371733C1 RU 2371733 C1 RU2371733 C1 RU 2371733C1 RU 2008127643/09 A RU2008127643/09 A RU 2008127643/09A RU 2008127643 A RU2008127643 A RU 2008127643A RU 2371733 C1 RU2371733 C1 RU 2371733C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wind
values
aircraft
parameters
signals
Prior art date
Application number
RU2008127643/09A
Other languages
English (en)
Inventor
Андрей Анатольевич Гетманцев (RU)
Андрей Анатольевич Гетманцев
Алексей Михайлович Марков (RU)
Алексей Михайлович Марков
Александр Сергеевич Наумов (RU)
Александр Сергеевич Наумов
Виталий Никитович Саяпин (RU)
Виталий Никитович Саяпин
Александр Иванович Соломатин (RU)
Александр Иванович Соломатин
Павел Леонидович Смирнов (RU)
Павел Леонидович Смирнов
Олег Владимирович Царик (RU)
Олег Владимирович Царик
Александр Михайлович Шепилов (RU)
Александр Михайлович Шепилов
Original Assignee
Министерство обороны Российской Федерации Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ СВЯЗИ имени С.М. Буденного
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Министерство обороны Российской Федерации Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ СВЯЗИ имени С.М. Буденного filed Critical Министерство обороны Российской Федерации Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ СВЯЗИ имени С.М. Буденного
Priority to RU2008127643/09A priority Critical patent/RU2371733C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2371733C1 publication Critical patent/RU2371733C1/ru

Links

Images

Landscapes

  • Navigation (AREA)

Abstract

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано для угловой ориентации летательных аппаратов. Достигаемым техническим результатом является расширение области его применения благодаря более полному учету параметров полета летательных аппаратов в условиях воздействия на них дестабилизирующих факторов, например ветра. Технический результат достигается тем, что расширяют массив векторов состояния летательных аппаратов, определяют оценочные значения воздушных скоростей для соответствующих значений вектора состояния летательного аппарата, варьируя оценочными значениями скорости ветра и направления ветра, оценивают качество принятого решения о параметрах ветра, результаты вычислений сравнивают с пороговым значением, определяющим априорно заданную точность оценивания параметров ветра, при выполнении на очередной итерации пороговых условий за параметры ветра принимают соответствующие этим условиям значения, а на основе навигационного треугольника скоростей рассчитывают значения воздушной скорости и курсовой угол, найденные параметры ветра используют в очередном цикле измерений в качестве средних значений ограниченных выборок оценочных параметров ветра. 10 ил.

Description

Заявляемый способ относится к области спутниковой навигации и может быть использован для определения углового положения объектов в пространстве и на плоскости.
Известен способ угловой ориентации объекта по радионавигационным сигналам космических аппаратов (варианты) (см. Пат. RU 2122217, МПК 6 G01S 5/20, опубл. в бюл. №32, 1998 г.). Способ основан на приеме сигналов от S космических аппаратов (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, в течение интервала времени оценивания производят m измерений фазовых сдвигов между парами антенно-приемных устройств, а угловое положение объекта определяют путем решения системы уравнений.
Недостатками способа-аналога и его вариантов является необходимость обеспечения неподвижности летательного аппарата (объекта) во время проведения измерений и значительные временные затраты. Кроме того, аналогам присущ недостаток, ограничивающий область их применения ввиду неполноты измеряемых параметров, например при измерении путевого угла не учитывают угол сноса объекта.
Наиболее близким по своей технической сущности к заявляемому является способ угловой ориентации объектов по сигналам КА глобальных навигационных спутниковых систем, описанный в книге В.С.Шебшаевич, П.П.Дмитриев, Н.В.Иванцевич и др. Сетевые спутниковые радионавигационные системы. / Под. ред. В.С.Шебшаевича. - М.: Радио и связь, 1993 г., с.186-219. Способ основан на приеме сигналов от КА глобальных навигационных спутниковых систем, преобразовании высокочастотных сигналов в электрические сигналы промежуточной частоты, дискретизации их и квантовании, формировании из них двух последовательностей отсчетов путем разложения на квадратурные составляющие, сравнении принятых сигналов Pc с заданным порогом Рпор, при выполнении пороговых условий Pcпор принятии решения об обнаружении сигналов КА глобальной навигационной спутниковой системы, выполнении частотной и фазовой автоподстройки обнаруженных сигналов, выделении навигационных сообщений КА глобальной навигационной спутниковой системы и их демодуляции, оценке навигационных параметров и расчете вектора состояния летательного аппарата
Figure 00000001
, где X, Y, Z - координаты местоположения летательного аппарата в момент времени t, VX, VY, VZ, - величины, описывающие вектор
Figure 00000002
, характеризующий значение путевого угла
Figure 00000003
и путевой скорости V летательного аппарата.
Способ-прототип позволяет по сигналам КА глобальных навигационных спутниковых систем достаточно точно измерять основные параметры ориентации летательных аппаратов (3D-координаты местоположения, вектор путевой скорости
Figure 00000002
). Способ хорошо себя зарекомендовал и широко используется на практике в изделиях "Грот", "Шкипер-КН", НАВИС СН-3002 и др. (см. В.С.Шебшаевич, П.П.Дмитриев, Н.В.Иванцевич и др. Сетевые спутниковые радионавигационные системы. / Под. ред. В.С.Шебшаевича - М.: Радио и связь, 1993 г., с.261-275). Базовым, широко распространенным на практике изделием, реализующим данный способ, является радионавигатор (см. U-blox: http://www.u-blox.com/customersuppoort/antaris4_doc.html).
Недостатком способа-прототипа является ограниченная область применения ввиду неполноты измеряемых параметров, необходимых для использования в различного рода измерительных системах, базирующихся на подвижных объектах, в частности на летательных аппаратах. К числу последних можно отнести системы местоопределения источников радиоизлучений. Это объясняется тем, что на летательные аппараты (находящиеся в воздухе) воздействуют ветровые и другие возмущения, влияющие на параметры их полета (курсовой угол, тангаж, крен), подвергая их вариациям, что в свою очередь снижает полноту и точность получаемых измерительными системами оценок.
Целью заявляемого технического решения является расширение области его применения благодаря более полному и объективному измерению параметров полета летательных аппаратов в условиях воздействия на них возмущающих факторов (ветровой нагрузки).
В заявляемом способе поставленная цель достигается тем, что в известном способе угловой ориентации объектов по сигналам КА глобальных навигационных спутниковых систем, включающем прием радиосигналов от КА глобальных навигационных спутниковых систем, преобразование высокочастотных сигналов в электрические сигналы промежуточной частоты, дискретизацию их и квантование, формирование из них двух последовательностей отсчетов путем разложения на квадратурные составляющие, сравнение принятых сигналов Рс с заданным порогом
Рпор, при выполнении условия Pcпор принятие решения об обнаружении сигналов КА глобальной навигационной спутниковой системы, выполнение частотной и фазовой автоподстройки обнаруженных сигналов, слежение за задержкой сигналов, выделение навигационных сообщений КА глобальной навигационной спутниковой системы и их демодуляцию, оценку навигационных параметров и расчет вектора состояния летательного аппарата
Figure 00000001
, где X, Y, Z - координаты местоположения летательного аппарата в момент времени t, VX, VY, VZ - величины, описывающие вектор
Figure 00000002
, характеризующий значение путевого угла β и путевой скорости V летательного аппарата, формируют массив из I векторов состояния летательного аппарата
Figure 00000004
i=10, 11, …, I, емкость которого I определяется заданной точностью измерения курсового угла летательного аппарата α и зависит от геометрии маршрута его полета. Определяют оценочные значения воздушных скоростей летательного аппарата
Figure 00000005
Figure 00000006
…,
Figure 00000007
для соответствующих векторов состояния
Figure 00000008
в соответствии с выражением
Figure 00000009
где Vi - i-e значение путевой скорости, βi - i-е значение путевого угла, Ul - l-е оценочное значение скорости ветра, l=1, 2, …, L, δk - k-e оценочное направление ветра, k=1, 2, …, K. Оценивают качество принятого решения о параметрах ветра в соответствии с выражением
Figure 00000010
где
Figure 00000011
соответственно максимальное и минимальное оценочные значения воздушных скоростей из набора
Figure 00000012
для параметров ветра Ul и δk. Результаты вычислений f(U1k) сравнивают с пороговым значением fзад(U,δ), определяющим априорно заданную точность оценивания параметров ветра U и δ. При невыполнении пороговых условий параметрам ветра U и δ присваивают очередные значения и повторяют процедуру вычисления набора оценочных значений воздушных скоростей. При выполнении на очередной итерации пороговых условий fзад(U,δ)>f(Ucd) за параметры ветра принимают значения Uc и δd. На основе навигационного треугольника скоростей рассчитывают значения воздушной скорости В(Ucd) и курсового угла α в соответствии с выражениями:
Figure 00000013
,
Figure 00000014
,
а найденные параметры ветра Uc и δd используют в очередном цикле измерений курсового угла α в качестве средних значений
Figure 00000015
и
Figure 00000016
ограниченных выборок {U} и {δ} оценочных параметров ветра.
Благодаря новой совокупности признаков в заявляемом способе на заданном интервале времени достигается более полный учет информации о угловых параметрах летательного аппарата, что позволило определить его курсовой угол α. Способ базируется на предположении о постоянстве на интервале измерений скорости и направлении ветра на высотах полета летательного аппарата, а его траектория полета отлична от линейной.
Заявляемый способ поясняется чертежами, на которых показаны:
на фиг.1 - навигационный треугольник скоростей;
на фиг.2 - вариант обобщенной структурной схемы устройства, реализующего заявляемый способ;
на фиг.3 - структурная схема блока определения оценочных значений воздушных скоростей летательного аппарата;
на фиг.4 - структурная схема блока определения воздушной скорости В(U,δ) и курсового угла α;
на фиг.5 - алгоритм работы блока определения оценочных значений воздушных скоростей
Figure 00000017
на фиг.6 - алгоритм работы блока оценки параметров ветра Ul и δk;
на фиг.7 - алгоритм работы блока определения воздушной скорости В(U,δ) и курсового угла α;
на фиг.8 - результаты оценки точностных характеристик заявляемого способа для различных условий их измерения;
на фиг.9 - зависимость точности измерения курсового угла
Figure 00000018
от объема массива векторов состояния летательного аппарата I для различных условий проведения измерений;
на фиг.10 - оценка состоятельности выбранного критерия f(Ulk).
Большинство существующих потребительских систем навигации предназначено для определения пространственных координат {X,Y,Z}j, вектора скорости (путевого угла βj и путевой скорости Vj), текущего времени tj и других навигационных параметров в результате приема и обработки радиосигналов КА ГНСС (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 г., с.261-275; Изделие КампаНав: http://www.teknol.ru/products/aviation/companav2). Однако для ряда практических задач необходимо знание углов крена, тангажа и курсового угла α летательного аппарата. Данная задача актуальна при проведении различного рода измерений с борта летательного аппарата (радиотехнических, электромагнитных, фотосъемке и др.). Однако известные способы не позволяют измерять угол сноса γ=β-α (см. фиг.1) объекта, а следовательно, и курсовой угол α.
Реализация предлагаемого способа заключается в следующем. На первом этапе принимают сигналы от КА ГНСС, находящихся в зоне радиовидимости в полосе частот 1570-1625 МГц. Для решения навигационной задачи необходимо принять сигналы как минимум четырех КА. Исходя из этого должен быть обеспечен многоканальный (от 4 до 12 каналов и более) прием сигналов. Далее во всех каналах приема выполняют преобразование высокочастотных сигналов в электрические сигналы промежуточной частоты, дискретизацию их и квантование. Значение промежуточной частоты определяется характеристиками аналого-цифрового преобразователя, при этом имеет место тенденция постоянного повышения ее значения. Интервал дискретизации выбирают в соответствии с теоремой отсчетов (см. Введение в цифровую фильтрацию. Под. ред. Р.Богнера и А.Константидиса. - М.: Мир, 1976 г., с.26-27).
Большинство алгоритмов обработки сигналов рассчитаны на работу с комплексными сигналами. Для перехода от действительных к комплексным сигналам применяют квадратурные преобразования сигналов. В свете этого из цифровых сигналов всех n каналов приема, где n=4, 5, …, N, формируют 2n последовательности отсчетов In и Qn (по две на каждый канал приема), сдвинутые относительно друг друга на 90 градусов. Последние являются основой для поиска сигналов КА по задержке, частоте и фазе сигнала и выделения навигационного сообщения.
На следующем этапе осуществляют поиск и обнаружение сигналов. В связи с тем что на первом этапе выполняют многоканальный прием, поиск сигналов для нескольких спутников целесообразно проводить параллельно. Процедура поиска сигналов для каждого спутника заключается в последовательном просмотре возможных значений задержек и доплеровских смещений частоты сигнала. Принятие решения о приеме сигнала в процессе поиска осуществляется при выполнении пороговых условий
Figure 00000019
, где Рпор - пороговый уровень, выбранный из условия обеспечения заданной вероятности правильного обнаружения.
В космических аппаратах ГНСС используют сигналы фазовой манипуляции, например BPSK, которые могут приниматься лишь когерентно (см. Григорьев В.А. Передача сообщений по зарубежным информационным сетям. - Л.: ВАС, 1989 г., с.98-102). Когерентное детектирование заключается в сравнении фазоманипулированного сигнала с опорным напряжением Uоп(t), которое синхронно и синфазно с несущей и получается обычным путем обработки самого принимаемого сигнала. Поэтому для приема информационных сообщений с борта КА обеспечивают частотную автоподстройку (на промежуточном этапе при переходе из режима поиска по частоте к режиму непрерывного слежения по фазе), фазовую автоподстройку и слежение за задержкой сигнала (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 г., с.193-198). Для выделения навигационного сообщения сглаживают шумы и снимают модуляцию бидвоичным кодом.
Оценивают навигационные параметры летательного аппарата
Figure 00000001
с использованием сигналов от всех спутников, находящихся в зоне видимости. Здесь X, Y, Z - координаты местоположения летательного аппарата в момент времени t; VX, VY, VZ, - величины, описывающие вектор
Figure 00000020
, характеризующий значение путевого угла β и путевой скорости V летательного аппарата. При этом оценки получают по методу наименьших квадратов. С этой целью используют данные о координатах КА на момент проведения вычислений. Последние определяют при обработке эфемеридной информации, которая доступна потребителю после дешифрации навигационных сообщений.
Для измерения курсового угла α летательного аппарата необходимо предварительно определить параметры ветра (U - скорость перемещения воздушных масс относительно поверхности земли и направления ветра δ). С этой целью формируют массив из I значений
Figure 00000021
i=10, 11, …, I. Емкость массива I определяется заданной точностью измерения U и δ (угла α) и зависит от геометрии маршрута полета летательного аппарата.
В качестве оптимального выступает движение летательного аппарата с постоянной скоростью по кругу. Для упрощения процедуры вычислений целесообразно компактное через равные интервалы времени, например через 1 секунду, измерение текущего значения вектора состояния
Figure 00000022
На следующем этапе определяют оценочные значения воздушных скоростей летательного аппарата
Figure 00000023
для соответствующих i-х значений вектора состояния
Figure 00000024
при варьировании параметрами ветра U и δ в соответствии с выражением
Figure 00000025
где Vi - i-e значение путевой скорости, βi - i-e значение путевого угла, Ul - l-е оценочное значение скорости ветра, l=1, 2, …, L, δk - k-e оценочное направление ветра, k=1, 2, …, K. Дискретность измерения параметров Ul и δk определяется заданной точностью измерения параметров ветра ΔU и Δδ, а следовательно, и курсового угла Δα.
О степени соответствия текущего значения параметров Ul и δk истинным свидетельствует значение функции
Figure 00000026
где
Figure 00000027
соответственно максимальное и минимальное оценочные значения воздушных скоростей из набора
Figure 00000028
j=1, 2, …, J; J=L·K. Результаты вычислений
f(Ulk) сравнивают с пороговым значением fзад(U, δ), определяющим априорно заданную точность оценивания параметров U и δ. При невыполнении пороговых условий параметрам ветра U и δ присваивают очередные значения Ul+1, δk+1 и повторяют процедуру вычисления очередного массива воздушных скоростей
Figure 00000029
.
Следует отметить, что стратегия поиска min(Uc, δd) (перебора значений Uc и δd) может быть различной и в рамках способа не рассматривается (см. Г.Корн, Т.Корн. Справочник по математике для научных работников и инженеров. Определения, теоремы, формулы. Изд. пятое. / Под ред. И.Г.Артамовича. - М.: Наука, 1984 г., с.350-367).
Если имеет место нештатная ситуация, когда в результате перебора всех значений Ul и δk пороговые условия остались невыполненными, определяют минимальное из найденных значений f(Ulk). Далее для параметров ветра в интервале {Ul-1, Ul+1} и {δk-1, δk+1} уменьшают шаг его дискретного изменения, например ΔU/10 и Δδ/10 и в соответствии с (1) формируют новый массив оценочных значений воздушных скоростей
Figure 00000030
. При отсутствии положительного результата записывают новый массив векторов состояния летательного аппарата
Figure 00000031
i=10, 11, …, I, и вновь начинают процедуру нахождения α.
В случае выполнения на очередной итерации пороговых условий fзад(U,δ)>f(Ucd) за параметры ветра принимают значения Uc и δd.
Выбор значения f(Ulk) в качестве критерия определения истинных текущих значений параметров ветра основывается на постоянстве воздушной скорости В при различных путевых углах β. В общем виде в качестве оценки разброса значений параметров в группе возможно использование среднеквадратичного отклонения (СКО). В предлагаемом способе эта оценка заменена на более простую - разницу максимального и минимального значений
Figure 00000032
. Использование такой оценки оправдано тем, что количество дискретных значений предполагаемых воздушных скоростей
Figure 00000033
ограничено величиной J=K·L (см. выражение 1). Положительной стороной такой оценки является значительный выигрыш в сокращении временных затрат на принятие решения о параметрах ветра U и δ, а из результатов моделирования (см. фиг.10) следует, что обе оценки СКО и f(Ulk) являются состоятельными (кривые 2 и 1 соответственно).
Далее в предлагаемом способе на основе навигационного треугольника скоростей (см. фиг.1) рассчитывают значение воздушной скорости В(Uc, δd) на основе теоремы косинусов
Figure 00000034
В свою очередь значение курсового угла α летательного аппарата определяют из выражения:
Figure 00000035
Найденные параметры ветра Uc и δd используют в очередном цикле измерений курсового угла α в качестве средних значений
Figure 00000036
и
Figure 00000037
ограниченных выборок {U} и {δ} оценочных параметров ветра.
На фиг.2 приведена обобщенная структурная схема варианта реализации заявляемого способа угловой ориентации летательного аппарата. Устройство содержит радионавигатор 1, блок памяти 3, блок определения оценочных значений воздушной скорости 4, генератор параметров ветра 6, блок оценки параметров ветра 7, блок определения воздушной скорости и курсового угла 9, первую 2, вторую 5 и третью 8 входные установочные шины и выходную шину 10, генератор синхроимпульсов 11.
Работа устройства базируется на экспериментально полученных (на самолетах Ил-18, СМ92) результатах измерений, которые свидетельствуют о том, что в течении 15-30 минут скорость ветра U и его направление δ на используемых высотах полета самолетов слабо меняется. Из этого следует вывод о том, что на интервале измерений в 10-30 секунд величины U и δ можно считать постоянными. С другой стороны, при выполнении различного рода измерений на борту летательного аппарата маршрут его полета, как правило, отличен от линейного.
С помощью радионавигатора 1 (см. GARMIN Руководство пользователя
GPS60/GPS60MP/GPSMAP60. Garmin International, Inc. 1200 East 151st Street, Olathe, Kansas 66062, U.S.A. Path Number 190-00330-00 Rev. В) формируется набор из I векторов состояния
Figure 00000038
которые поступают на группу информационных входов блока памяти 3. Емкость массива I устанавливается по первой шине 2 и зависит от заданной точности измерения курсового угла летательного аппарата α и степени нелинейности маршрута его полета. Результаты моделирования (см. фиг.9) и практические испытания показали, что значение I для различных условий должно соответствовать I≥10. Под действием импульсов синхронизации блока 11 с выходов блока 3 на первую группу информационных входов блока 4 последовательно поступают значения путевой скорости Vi и путевого угла βi, i=10, 11, …, I. На вторую группу информационных входов блока 4 последовательно поступают предполагаемые значения скорости и направления ветра Ul и δk соответственно с выходов блока 6. Следует отметить, что каждому i-у значению путевых параметров Vi и βi поочередно ставятся в соответствие возможные значения Ul и δk, l=1, 2, …, L, k=1, 2, …, К. В блоке 4 по поступающим значениям Vi, βi, Ul, δk осуществляют вычисление оценочных значений воздушных скоростей
Figure 00000039
в соответствии с (1). Вторая установочная шина 5 предназначена для ввода на начальном этапе в блок 6 априорно известной информации (если такая имеется) о параметрах ветра {Umax, Umin}, {δmax, δmin}, что в конечном итого позволяет резко сократить временные затраты на нахождение Uc и δd в блоке 7.
Блок оценки параметров ветра 7 предназначен для формирования L·K массивов оценочных значений воздушных скоростей
Figure 00000040
для всех значений Ul и δk, где l=1, 2, …, L, k=1, 2, …, K. В случае дискретности параметра K в 1° K=360. Далее блоком 7 в каждом j-м массиве
Figure 00000041
определяют максимальное и минимальное значения
Figure 00000042
соответственно. Находят разность между названными величинами
Figure 00000043
Найденное значение f(Ulk) сравнивают с пороговым уровнем fзад(U,δ), которое поступило в блок 7 по третьей установочной шине 8. В блоке 7 осуществляют перебор и сравнение значений f(Ulk) с пороговым уровнем до момента выполнения условия fзад(U, δ)>f(Uc, δd). В этом случае на информационных выходах блока оценки параметров ветра 7 формируют найденные с заданной точностью значения параметры Uc и δd, которые поступают на вторую группу информационных входов блока определения воздушной скорости и курсового угла 9 и шину 5 блока 6. Последнее позволит использовать значения Uc и δd в очередном цикле измерений курсового угла α в качестве средних значений
Figure 00000044
и
Figure 00000045
ограниченных выборок {U} и {δ} оценочных параметров ветра, формируемых блоком 6.
В функции блока 9 входит вычисление параметров α и В (Uc, δd) на основе полученных от блока 1 значений V и β (поступающих на первую группу информационных входов) в совокупности с данными Uc и δd блока 7, поступающими на вторую группу информационных входов. Вычисление α и В (Ucd) осуществляют в соответствии с выражениями 2 и 3. Синхронность выполнения названных операций обеспечивают импульсы блока 11.
Реализация блоков 1, 3, 4, 6, 7, 9 и 11 известна. Блок памяти 3 обеспечивает хранение массива из I векторов состояния
Figure 00000046
может быть реализован на интегральных схемах запоминающих устройств. Большие интегральные схемы запоминающих устройств: Справочник. / А.Ю.Гордонов, Н.В.Бекин, В.В.Циркин и др. / Под ред. А.Ю.Гордонова. - М.: Радио и связь, 1990 г., 288 с.).
Блок определения оценочных значений воздушных скоростей 4 предназначен для вычисления значений
Figure 00000047
в соответствии с выражением 1. На фиг.3 представлен вариант реализации блока 4. Он содержит первый и второй блоки вычисления sin-функции 12 и 13 соответственно, первый и второй блоки вычисления cos-функции 14 и 15 соответственно, первый, второй, третий и четвертый умножители 16, 17, 18, и 19 соответственно, первый и второй блоки вычитания 20 и 21 соответственно, первое и второе устройство возведения в квадрат 22 и 24 соответственно, первый сумматор 23, первое устройство извлечения квадратного корня 25. С помощью названных блоков с соответствующими связями реализуется вычисление оценочных значений воздушных скоростей
Figure 00000048
в соответствии с (1). Все элементы легко реализуются на дискретной логике 1533 серии. Синхронность выполнения названных операций обеспечивают импульсы блока 11.
Генератор параметров ветра 6 предназначен для поочередного формирования всего спектра возможных значений Ul и δk. Может быть реализован на базе постоянного запоминающего устройства, например микросхемах КМ1656 или 541 серии.
Блок оценки параметров ветра в соответствии со своим функциональным предназначением состоит из оперативного запоминающего устройства, обеспечивающего хранение L·K массивов размерности I оценочных значений воздушных скоростей, блоков поиска максимального и минимального значений
Figure 00000049
соответственно, блока вычисления разности между названными величинами f(Ulk), блока сравнения f(Ulk) с пороговым уровнем
fзад(U, δ). Реализация всех названных блоков известна в литературе и трудностей не вызывает (см. Ред Э. Справочное пособие по высокочастотной схемотехнике: Схемы, блоки, 50-омная техника. Пер. с нем. Мир, 1990 г., - 256 с.).
Блок определения воздушной скорости и курсового угла 9 может быть реализован в соответствии с фиг.4. Он содержит третий блок вычисления sin-функции 26, третий блок вычисления cos-функции 27, третье и четвертое устройства возведения в квадрат 28 и 29 соответственно, пятый, шестой, седьмой и восьмой умножители 30, 32, 33 и 36 соответственно, делитель 31, второй сумматор 34, блок вычисления arcsin-функции 35, третий и четвертый блоки вычитания 37 и 38 соответственно, второе устройство извлечения квадратного корня 39. С помощью названных блоков с соответствующими связями реализуется вычисление скорости ветра (выражение 2) и курсового угла (выражение 3). Реализация всех элементов блока 9 известна и широко освещена в литературе.
Генератор синхроимпульсов 11 обеспечивает синхронность работы всех элементов устройства. Реализация блока 11 известна (см. Цифровые радиоприемные системы: Справочник. / М.И.Жодзишский, Р.Б.Мазепа и др. - М.: Радио и связь, 1990 г.).
Реализация дополнительно введенных операций в предлагаемом способе (блоки 3, 4, 6, 7, 9 и 11) на дискретных элементах предполагает существенные временные затраты на их выполнение, значительные габаритные размеры, вес и потребление энергии. В связи с этим названные блоки целесообразно реализовывать на сигнальном процессоре TMS320c6416 (см. TMS320c6416: http://focus/ti/com/docs/prod/folders/print/TMS320c6416.html). Алгоритмы работы блоков 4, 7 и 9 приведены на фиг.5, 6 и 7 соответственно.
Выполнено моделирование с целью определения точностных характеристик предлагаемого способа. Под значением N(µ, σ2) далее будем понимать нормально распределенную случайную величину с математическим ожиданием µ и дисперсией σ2. Для каждого угла облета θ° летательного аппарата выполнено М=1000 испытаний. Полагалось, что во всех случаях летательный аппарат двигался с постоянной скоростью В~N(110,40) метров в секунду и радиусом облета R=15000 м. В каждом испытании выбирались средние значения направления ветра
Figure 00000050
(равновероятно из набора 0, 1, 2, …, 360°) и скорость ветра В~N(10,30) метров в секунду. Задавались погрешности измерения путевого угла Δβ и путевой скорости ΔV. В каждом испытании строилось I точек, в которых проводились вычисления I=2πRθ/360V. Истинный путевой угол
Figure 00000051
находился по номеру точки i, i=1, 2, …, I. Определялись скорость ветра
Figure 00000052
и направление ветра
Figure 00000053
измеренный путевой угол
Figure 00000054
. Из навигационного треугольника (см. фиг.1) вычислялись курсовой угол αi, истинная путевая скорость
Figure 00000055
и измеренная путевая скорость
Figure 00000056
. Далее по полученным во всех точках одного испытания путевым скоростям {Vi} и путевым углам {βi}, i=1, 2, …, I, предлагаемым способом находились параметры ветра и курсовые углы
Figure 00000057
во всех точках i, i=1, 2, …, I (см. выражения 2 и 3). Ошибка определения курсового угла
Figure 00000058
в каждом m-м испытании, m=1, 2, …, М, определялась как
Figure 00000059
Результатом моделирования для каждого угла облета θ является среднее значение ошибки определения курсового угла
Figure 00000060
.
На фиг.8 представлены результаты моделирования для различных условий проведения испытаний. Первая кривая на фиг.8 соответствует следующим исходным данным: погрешность измерения путевого угла Δβ=0,1 градуса2, погрешность измерения путевой скорости ΔV=0,2 (м/с)2, направление ветра Δδ=3 градуса2.
Вторая кривая на фиг.8 соответствует следующим исходным данным: погрешность измерения путевой скорости ΔV=0,2 (м/с)2, дисперсия скорости ветра ΔU=0 и дисперсия направления ветра Δδ=0.
Представленные результаты на фиг.8 свидетельствуют о том, что при постоянном ветре (кривая №2) потенциальная точность определения курсового угла составляет 1°. Последняя достигается при угле облета θ=5°. При непостоянном ветре (кривая №1) точность предлагаемого способа несколько ниже, составляет 2° и достигается при угле облета θ=15°.
На фиг.9 приведена зависимость точности измерения курсового угла летательного аппарата
Figure 00000061
от количества точек, в которых проводились вычисления (объема массива векторов состояния летательного аппарата I). Приведенные результаты свидетельствуют о том, что при постоянном ветре (кривая №2) потенциальная точность измерения
Figure 00000061
в 1° в предлагаемом способе достигается при объеме массива векторов состояния I=10. При непостоянном ветре (Δβ=0,1 градуса2, V=0,2 (м/с)2, ΔU=3 м2, Δδ=3 градуса2) точность измерения
Figure 00000061
в 2° достигается при объеме массива векторов состояния I=30.
На фиг.10 приведены результаты моделирования состоятельности оценок истинности параметров ветра Uc и δd по кучности набора воздушных скоростей
{B(U, β)i}, i=1, 2, …, I. Выполнено 1000 испытаний, угол облета в составил 10 градусов. Скорость ветра принята равной истиной U=Uист, a направление ветра δ=δист+Δδ, где Δδ∈[-180…180] градусов. Остальные исходные данные аналогичны выше рассмотренным. Кривая №1 на фиг.10 отражает оценку выбранного критерия σB=max{B(U,β)i}-min{B(U,β)i}, i=1, 2, …, I, а вторая кривая соответствует СКО. Последняя получена в соответствии с выражением
Figure 00000062
,
где
Figure 00000063
. Из рассмотрения фиг.10 можно сделать вывод о том, что выбранная в заявляемом способе оценка эффективности является состоятельной и несмещенной (см. Г.Корн, Т.Корн. Справочник по математике для научных работников и инженеров. Определения, теоремы, формулы. Издание пятое. - М.: Наука, 1984 г., с.615-618).
Выполнена практическая апробация предлагаемого способа, которая дала хорошие результаты (ошибки измерений
Figure 00000061
для различных условий составили 1,5-3°).
В качестве дополнительного положительного эффекта следует отметить простоту реализации предлагаемого способа (не требуется дополнительной антенной системы, измерителей разности фаз сигналов в антенных элементах и т.д.).

Claims (1)

  1. Способ определения угловой ориентации летательных аппаратов, включающий прием радиосигналов от космических аппаратов (КА) глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС), преобразование высокочастотных сигналов в электрические сигналы промежуточной частоты, дискретизацию их и квантование, формирование из них двух последовательностей отсчетов путем разложения на квадратурные составляющие, сравнение принятых сигналов Рс с заданным порогом
    Рпор, при выполнении условия Рспор принятие решения об обнаружении сигналов КА ГНСС, выполнение частотной и фазовой автоподстройки обнаруженных сигналов, слежение за задержкой сигнала, выделение навигационных сообщений КА ГНСС и их демодуляцию, оценку навигационных параметров и расчет вектора состояния летательного аппарата
    Figure 00000064
    где X, Y, Z - координаты местоположения летательного аппарата в момент времени t, VX,VY,VZ - величины, описывающие вектор
    Figure 00000065
    , характеризующий значение путевого угла β и путевой скорости V летательного аппарата, отличающийся тем, что дополнительно формируют массив из I значений вектора состояния летательного аппарата
    Figure 00000066
    i=10, 11, …, I, емкость I которого определяется заданной точностью измерения курсового угла α летательного аппарата и зависит от геометрии маршрута его полета, определяют оценочные значения воздушных скоростей летательного аппарата
    Figure 00000067
    Figure 00000068
    …,
    Figure 00000007
    для соответствующих значений вектора состояния
    Figure 00000069
    в соответствии с выражением
    Figure 00000070

    где Vi - i-e значение путевой скорости, βi - i-e значение путевого угла, Ul - l-е оценочное значение скорости ветра, l=1, 2, …, L, δk - k-е оценочное направление ветра, k=1, 2, …, K, оценивают качество принятого решения о параметрах ветра в соответствии с выражением
    Figure 00000071
    где
    Figure 00000072
    и
    Figure 00000073
    соответственно максимальное и минимальное оценочные значения воздушных скоростей из набора
    Figure 00000012
    для параметров ветра Ul и δk, результаты вычислений f(Ulk) сравнивают с пороговым значением fзад(U,δ), определяющим априорно заданную точность оценивания параметров ветра U и δ, при невыполнении пороговых условий параметрам ветра U и δ присваивают очередные значения и повторяют процедуру вычисления набора оценочных значений воздушных скоростей, при выполнении на очередной итерации пороговых условий fзад (U,δ)>f(Ucd) за параметры ветра принимают соответствующие значения Uc и δd, на основе навигационного треугольника скоростей рассчитывают значения воздушной скорости B(Uсd) и курсового угла а в соответствии с выражениями
    Figure 00000074

    Figure 00000075

    а найденные параметры ветра Uc и δd используют в очередном цикле измерений курсового угла α в качестве средних значений и
    Figure 00000015
    и
    Figure 00000016
    ограниченных выборок {U} и {δ} оценочных параметров ветра.
RU2008127643/09A 2008-07-07 2008-07-07 Способ определения угловой ориентации летательных аппаратов RU2371733C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2008127643/09A RU2371733C1 (ru) 2008-07-07 2008-07-07 Способ определения угловой ориентации летательных аппаратов

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2008127643/09A RU2371733C1 (ru) 2008-07-07 2008-07-07 Способ определения угловой ориентации летательных аппаратов

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2371733C1 true RU2371733C1 (ru) 2009-10-27

Family

ID=41353245

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008127643/09A RU2371733C1 (ru) 2008-07-07 2008-07-07 Способ определения угловой ориентации летательных аппаратов

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2371733C1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2461801C1 (ru) * 2011-09-20 2012-09-20 Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (ОАО "РПКБ") Способ определения скорости ветра на борту летательного аппарата и комплексная навигационная система для его реализации
RU2602342C2 (ru) * 2014-12-25 2016-11-20 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") Устройство определения углов пространственной ориентации летательного аппарата
RU2717823C1 (ru) * 2019-11-01 2020-03-26 Закрытое акционерное общество Научно-исследовательский центр «РЕЗОНАНС» (ЗАО НИЦ «РЕЗОНАНС») Способ измерения угла места воздушного объекта в метровом диапазоне электромагнитных волн

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ШЕБШАЕВИЧ B.C. и др. Сетевые спутниковые радионавигационные системы. - М.: Радио и связь, 1993, с.186-219. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2461801C1 (ru) * 2011-09-20 2012-09-20 Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (ОАО "РПКБ") Способ определения скорости ветра на борту летательного аппарата и комплексная навигационная система для его реализации
RU2602342C2 (ru) * 2014-12-25 2016-11-20 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") Устройство определения углов пространственной ориентации летательного аппарата
RU2717823C1 (ru) * 2019-11-01 2020-03-26 Закрытое акционерное общество Научно-исследовательский центр «РЕЗОНАНС» (ЗАО НИЦ «РЕЗОНАНС») Способ измерения угла места воздушного объекта в метровом диапазоне электромагнитных волн

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2432580C1 (ru) Способ определения координат источника радиоизлучений при амплитудно-фазовой пеленгации с борта летательного аппарата
US4963877A (en) Synthetic aperture radar
RU2510044C1 (ru) Способ и устройство определения координат источников радиоизлучений
Carreno-Luengo et al. Experimental evaluation of GNSS-reflectometry altimetric precision using the P (Y) and C/A signals
EP3063069B1 (en) Angles-only initial orbit determination (iod)
Zhong et al. A distributed particle filtering approach for multiple acoustic source tracking using an acoustic vector sensor network
RU2371733C1 (ru) Способ определения угловой ориентации летательных аппаратов
CN116774264A (zh) 基于低轨卫星机会信号多普勒的运动目标定位方法
RU2613369C1 (ru) Способ навигации летательного аппарата с использованием высокоточного одноэтапного пеленгатора и адресно-ответной пакетной цифровой радиолинии в дкмв диапазоне
RU2516432C2 (ru) Способ определения местоположения источника радиоизлучения
RU2271019C1 (ru) Способ компенсации фазовых набегов сигнала в бортовой радиолокационной системе и бортовая радиолокационная система с синтезированной апертурой антенны для летательных аппаратов
RU2379700C1 (ru) Способ угловой ориентации объекта по сигналам спутниковых радионавигационных систем
RU2403582C1 (ru) Фазовый радиопеленгатор
RU2659810C1 (ru) Способ и устройство определения координат источников радиоизлучения
KR101887877B1 (ko) Fm 방송망을 이용한 멀티스태틱 pcl 표적 위치 추정 시스템
Yong et al. An asynchronous sensor bias estimation algorithm utilizing targets’ positions only
RU2458360C1 (ru) Способ и устройство определения координат источника радиоизлучения
RU2536609C1 (ru) Способ и устройство определения координат источника радиоизлучения
RU2514197C1 (ru) Способ и устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов
RU2122217C1 (ru) Способ угловой ориентации объектов по радионавигационным сигналам космических аппаратов (варианты)
RU2110150C1 (ru) Обнаружитель сигналов
RU2489731C1 (ru) Устройство измерения параметров волнения
RU2553270C1 (ru) Способ и устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов
Di Lecce et al. Neural technologies for increasing the GPS position accuracy
RU2231806C2 (ru) Способ оценки текущих координат источника радиоизлучения

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20100708