RU2475863C1 - Method of measuring banking angle of aircraft and apparatus for realising said method - Google Patents

Method of measuring banking angle of aircraft and apparatus for realising said method Download PDF

Info

Publication number
RU2475863C1
RU2475863C1 RU2011132844/07A RU2011132844A RU2475863C1 RU 2475863 C1 RU2475863 C1 RU 2475863C1 RU 2011132844/07 A RU2011132844/07 A RU 2011132844/07A RU 2011132844 A RU2011132844 A RU 2011132844A RU 2475863 C1 RU2475863 C1 RU 2475863C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
horizontal plane
angle
linearly polarized
electric field
Prior art date
Application number
RU2011132844/07A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Леонидович Гулько
Original Assignee
Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники (ГОУ ВПО ТУСУР)
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 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники (ГОУ ВПО ТУСУР) filed Critical Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники (ГОУ ВПО ТУСУР)
Priority to RU2011132844/07A priority Critical patent/RU2475863C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2475863C1 publication Critical patent/RU2475863C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)

Abstract

FIELD: physics.
SUBSTANCE: method of measuring banking angle and apparatus for realising said method involve emission of horizontal linearly polarised electromagnetic waves from a point with known coordinates, receiving the electromagnetic waves on-board the aircraft and determining the banking angle based on the measured amplitude values of in-phase orthogonal linearly polarised components of the received signal.
EFFECT: preventing constant accumulation of measurement errors over time and eliminating sensitivity to overloads which arise during unsteady flight conditions.
2 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к радионавигации и может использоваться в пилотажно-навигационных системах ориентации летательного аппарата (ЛА), например, при заходе на посадку по приборам.The invention relates to radio navigation and can be used in flight navigation systems for aircraft orientation (LA), for example, when approaching instruments.

Известные способы и устройства измерения угла крена ЛА основаны на использовании инерциальных систем навигации, в частности гироскопических систем ориентации [1-3]. Таким способам измерения и устройствам, их реализующих, присущ ряд недостатков. Во-первых, с течением времени происходит постоянное накопление ошибки измерений и за один час полета она составляет величину единицы градусов [1, 2]. Во-вторых, если ЛА развивает значительные перегрузки, то происходит увеличение собственной скорости прецессии гироскопа, что в ряде случаев приводит к полной потере его работоспособности [1].Known methods and devices for measuring the roll angle of an aircraft are based on the use of inertial navigation systems, in particular gyroscopic orientation systems [1-3]. Such measurement methods and devices that implement them have a number of disadvantages. Firstly, over time, there is a constant accumulation of measurement errors and for one hour of flight it is a unit of degrees [1, 2]. Secondly, if the aircraft develops significant overloads, then there is an increase in the gyroscope’s own precession rate, which in some cases leads to a complete loss of its operability [1].

Поскольку известные способы измерения угла крена ЛА и устройства, их реализующие, основаны на другом физическом принципе по сравнению с заявляемым, то они не могут рассматриваться в качестве аналогов, так как не имеют общих признаков.Since the known methods for measuring the roll angle of aircraft and devices that implement them are based on a different physical principle compared to the claimed one, they cannot be considered as analogues, since they do not have common features.

Сущность заявляемого способа измерения угла крена ЛА заключается в следующем.The essence of the proposed method for measuring the angle of heel of the aircraft is as follows.

Из точки (О) с известными координатами излучают горизонтально линейно поляризованные электромагнитные волны (см. фиг.1). Выберем систему координат таким образом, что направление излучения электромагнитных волн совпадает с осью OZ. Ось OY перпендикулярна горизонтальной плоскости OZX, а ось OX находится в этой плоскости. Совместно они образуют исходную неподвижную декартовую систему прямоугольных координат. Вектор напряженности электрического поля

Figure 00000001
(или плоскость поляризации, проходящая через вектор
Figure 00000002
и направление распространения) излучаемых электромагнитных волн совпадает с горизонтальной плоскостью.From a point (O) with known coordinates, horizontally linearly polarized electromagnetic waves are emitted (see FIG. 1). We choose a coordinate system in such a way that the direction of radiation of electromagnetic waves coincides with the axis OZ. The OY axis is perpendicular to the horizontal OZX plane, and the OX axis is in this plane. Together, they form the original fixed Cartesian system of rectangular coordinates. Electric field vector
Figure 00000001
(or plane of polarization passing through the vector
Figure 00000002
and the propagation direction) of the emitted electromagnetic waves coincides with the horizontal plane.

На борту ЛА, находящегося в точке O' (см. фиг.1), связанная с корпусом система прямоугольных координат организована таким образом, что в исходном состоянии, когда угол крена ЛА равен нулю, вертикальная O'YC и поперечная O'XC, оси ЛА совпадают соответственно с осями OY и OX неподвижной прямоугольной системы координат источника излучения электромагнитных волн. Таким образом, вертикальная ось ЛА O'YC в отсутствие крена совпадает с перпендикуляром к горизонтальной плоскости, т.е. с осью OY, а поперечная ось O'XC находится в горизонтальной плоскости.On board the aircraft located at the point O '(see Fig. 1), the rectangular coordinate system associated with the hull is organized in such a way that in the initial state, when the angle of roll of the aircraft is zero, the vertical O'Y C and the transverse O'X C , the axes of the aircraft coincide respectively with the axes OY and OX of a fixed rectangular coordinate system of the electromagnetic radiation source. Thus, the vertical axis of the aircraft O'Y C in the absence of roll coincides with the perpendicular to the horizontal plane, i.e. with the axis OY, and the transverse axis O'X C is in the horizontal plane.

Прием горизонтально линейно поляризованных электромагнитных волн на борту ЛА осуществляется в собственном линейном ортогональном поляризационном базисе Y'O'X', единичные орты которого составляют величину -45° с вертикальной O'YC и поперечной O'XC осями ЛА соответственно. При этом углы откладываются по ходу движения часовой стрелки относительно оси OZ. Выбранная ориентация измерительного поляризационного базиса позволяет на борту ЛА разделить принятую электромагнитную волну на две синфазные ортогонально линейно поляризованные составляющие

Figure 00000003
и
Figure 00000004
. После чего измеряются амплитуды Ax и Ay составляющих
Figure 00000005
и
Figure 00000006
вектора напряженности электрического поля
Figure 00000007
и определяется угол крена γ.Reception of horizontally linearly polarized electromagnetic waves on board an aircraft is carried out in its own linear orthogonal polarization base Y'O'X ', whose unit vectors are -45 ° with the vertical O'Y C and transverse O'X C axes of the aircraft, respectively. In this case, the angles are laid in the direction of the clockwise movement relative to the axis OZ. The selected orientation of the measuring polarization basis allows onboard the aircraft to divide the received electromagnetic wave into two in-phase orthogonally linearly polarized components
Figure 00000003
and
Figure 00000004
. After that, the amplitudes A x and A y of the components are measured
Figure 00000005
and
Figure 00000006
electric field vector
Figure 00000007
and the angle of heel γ is determined.

Установим связь между амплитудами Ax и Ay синфазных линейно ортогонально поляризованных составляющих

Figure 00000008
и
Figure 00000009
и углом крена γ ЛА.We establish a relationship between the amplitudes A x and A y of the in -phase linearly orthogonally polarized components
Figure 00000008
and
Figure 00000009
and roll angle γ LA.

Для установления такой связи воспользуемся известным [4-6] формализмом векторов и матриц Джонса. Тогда составляющие сигналов

Figure 00000010
и
Figure 00000011
в собственном измерительном линейном поляризационном базисе Y'O'X' на входе приемника определяются, опуская временную зависимость, с помощью преобразований вида:To establish such a connection, we use the well-known [4-6] formalism of vectors and Jones matrices. Then the components of the signals
Figure 00000010
and
Figure 00000011
in their own linear linear polarization measurement Y'O'X 'at the input of the receiver are determined, omitting the time dependence, using transformations of the form:

Figure 00000012
Figure 00000012

Figure 00000013
Figure 00000013

где

Figure 00000014
- вектор Джонса излучаемой горизонтально линейно поляризованной волны, записанный в исходном декартовом поляризационном базисе,Where
Figure 00000014
- the Jones vector of the emitted horizontally linearly polarized wave, recorded in the original Cartesian polarization basis,

Figure 00000015
- оператор поворота на угол крена ±γ,
Figure 00000015
- roll angle operator ± γ,

+γ - крен положителен (правое крыло, или поперечная ось ЛА, находится ниже горизонтальной плоскости),+ γ - roll is positive (the right wing, or the transverse axis of the aircraft, is below the horizontal plane),

-γ - крен отрицателен, правое крыло находится выше горизонтальной плоскости,-γ - the roll is negative, the right wing is above the horizontal plane,

Figure 00000016
- оператор поворота на угол -θ (θ - угол ориентации собственной измерительной системы координат ЛА Y'O'X' относительно вертикальной O'YC и поперечной O'XC осей ЛА),
Figure 00000016
- the operator of rotation through the angle -θ (θ is the orientation angle of the aircraft’s own measuring coordinate system Y'O'X 'relative to the vertical O'Y C and transverse O'X C of the aircraft axes),

Figure 00000017
- оператор первого плеча линейного поляризационного разделителя, собственный орт которого в исходном (γ=0°) совпадает с вектором
Figure 00000018
,
Figure 00000017
is the operator of the first shoulder of the linear polarization separator, whose eigenfun of the source (γ = 0 °) coincides with the vector
Figure 00000018
,

Figure 00000019
- оператор второго плеча поляризационного разделителя, собственный орт которого совпадает с вектором
Figure 00000020
.
Figure 00000019
is the operator of the second arm of the polarization separator, whose eigth unit coincides with the vector
Figure 00000020
.

Проделав в (1) и (2) необходимые матричные преобразования и используя известные соотношения [7, 8], найдем отношение амплитуд Ax и Ay, а также фазы φx и φy ортогонально линейно поляризованных сигналов

Figure 00000021
и
Figure 00000022
на выходе приемника, имеющего, например, линейную амплитудную характеристику:Having made the necessary matrix transformations in (1) and (2) and using the known relations [7, 8], we find the ratio of the amplitudes A x and A y , as well as the phases φ x and φ y of the orthogonally linearly polarized signals
Figure 00000021
and
Figure 00000022
at the output of a receiver having, for example, a linear amplitude response:

Figure 00000023
Figure 00000023

Figure 00000024
Figure 00000024

Подставляя в (3) θ=45°, получим после преобразований соотношение для измерения угла крена γ ЛА в виде:Substituting θ = 45 ° in (3), we obtain, after transformations, the relation for measuring the roll angle γ LA in the form:

Figure 00000025
Figure 00000025

где +γ - соответствует положительному углу крена, когда правое крыло (поперечная ось ЛА) находится ниже горизонтальной плоскости,where + γ - corresponds to a positive roll angle when the right wing (transverse axis of the aircraft) is below the horizontal plane,

-γ - соответствует отрицательному углу крена, когда правое крыло (поперечная ось ЛА) находится выше горизонтальной плоскости,-γ - corresponds to a negative angle of heel when the right wing (transverse axis of the aircraft) is above the horizontal plane,

Ax - амплитуда линейно поляризованной составляющей вектора напряженности электрического поля

Figure 00000026
,A x is the amplitude of the linearly polarized component of the electric field vector
Figure 00000026
,

Ay - амплитуда линейно поляризованной составляющей вектора напряженности электрического поля

Figure 00000027
.A y is the amplitude of the linearly polarized component of the electric field vector
Figure 00000027
.

Обращаясь к фиг.1 и анализируя (5), видно, что если отношение

Figure 00000028
, то угол крена γ=0°. Когда
Figure 00000029
, то угол крена положителен γ>0°, а если
Figure 00000030
, то угол крена γ отрицателен γ<0°.Turning to figure 1 and analyzing (5), it is seen that if the ratio
Figure 00000028
, then the angle of heel γ = 0 °. When
Figure 00000029
, then the angle of heel is positive γ> 0 °, and if
Figure 00000030
, then the angle of heel γ is negative γ <0 °.

В случае если приемник имеет логарифмическую амплитудную характеристику, то отношение

Figure 00000031
амплитуд двух сигналов получается вычитанием значений логарифмов амплитуд двух сигналов, что эквивалентно образованию логарифма отношения [9]:If the receiver has a logarithmic amplitude characteristic, then the ratio
Figure 00000031
the amplitudes of two signals is obtained by subtracting the values of the logarithms of the amplitudes of the two signals, which is equivalent to the formation of the logarithm of the ratio [9]:

Figure 00000032
Figure 00000032

Использование заявляемой совокупности признаков для измерения угла крена ЛА в известных решениях автором не обнаружено.The use of the claimed combination of features for measuring the roll angle of an aircraft in known solutions by the author was not found.

На фиг.2 представлена структурная электрическая схема устройства, реализующего предложенный способ измерения угла крена летательного аппарата. Устройство содержит передатчик 1 и передающую антенну 2, расположенные в точке с известными координатами. На борту летательного аппарата устройство содержит приемную антенну 3, линейный поляризационный разделитель 4, амплитудный угловой дискриминатор 5, вычислитель 6.Figure 2 presents the structural electrical diagram of a device that implements the proposed method for measuring the roll angle of the aircraft. The device comprises a transmitter 1 and a transmitting antenna 2 located at a point with known coordinates. On board the aircraft, the device contains a receiving antenna 3, a linear polarizing separator 4, an amplitude angular discriminator 5, a computer 6.

На фиг.3 представлена структурная электрическая схема первого варианта исполнения амплитудного углового дискриминатора 5, включающего в себя первый смеситель 7, второй смеситель 2, первый линейный усилитель промежуточной частоты (УПЧ) 8, первый амплитудный детектор 9, гетеродин 10, схему деления 11, второй смеситель 12, второй линейный усилитель промежуточной частоты (УПЧ) 13, второй амплитудный детектор 14.Figure 3 presents the structural electric circuit of the first embodiment of the amplitude angular discriminator 5, including the first mixer 7, the second mixer 2, the first linear amplifier of the intermediate frequency (IF) 8, the first amplitude detector 9, the local oscillator 10, the division circuit 11, the second mixer 12, a second linear intermediate frequency amplifier (IFA) 13, a second amplitude detector 14.

На фиг.4 представлена структурная электрическая схема второго варианта исполнения амплитудного углового дискриминатора 5, включающего в себя первый смеситель 15, первый логарифмический усилитель промежуточной частоты (УПЧ) 16, первый амплитудный детектор 17, гетеродин 18, схему вычитания 19, второй смеситель 20, второй логарифмический усилитель промежуточной частоты (УПЧ) 21, второй амплитудный детектор 22.Figure 4 presents the structural electric circuit of the second embodiment of the amplitude angular discriminator 5, including the first mixer 15, the first logarithmic intermediate frequency amplifier (IFA) 16, the first amplitude detector 17, the local oscillator 18, the subtraction circuit 19, the second mixer 20, the second a logarithmic intermediate frequency amplifier (IFA) 21, a second amplitude detector 22.

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

Передатчик 1 через передающую антенну 2 излучает в направлении ЛА горизонтально линейно поляризованные электромагнитные волны, вектор напряженности электрического поля

Figure 00000033
которых совпадает с горизонтальной плоскостью.The transmitter 1 through a transmitting antenna 2 emits in the direction of the aircraft horizontally linearly polarized electromagnetic waves, the electric field vector
Figure 00000033
which coincides with the horizontal plane.

На борту ЛА приемная антенна 3 осуществляет прием электромагнитных волн, после чего сигнал поступает на линейный поляризационный разделитель 4, где, происходит разложение принятой электромагнитной волны на две синфазные ортогонально линейно поляризованные составляющие

Figure 00000034
и
Figure 00000035
ориентация векторов которых составляют угол -45° с вертикальной O'YC и поперечной O'XC осями ЛА соответственно. После чего ортогонально линейно поляризованные составляющие
Figure 00000036
и
Figure 00000037
поступают на соответствующие им входы амплитудного углового дискриминатора 5, где происходит измерение амплитуд Ax и Ay ортогонально линейно поляризованных синфазных составляющих векторов напряженности электрического поля
Figure 00000038
и
Figure 00000039
соответственно. Затем по измеренным амплитудам Ax и Ay вычислитель 6 в соответствии с алгоритмом (5) определяет угол крена γ ЛА.On board the aircraft, the receiving antenna 3 receives electromagnetic waves, after which the signal is fed to a linear polarizing separator 4, where the received electromagnetic wave is decomposed into two in-phase orthogonally linearly polarized components
Figure 00000034
and
Figure 00000035
the orientation of the vectors of which make an angle of -45 ° with the vertical O'Y C and transverse O'X C axes of the aircraft, respectively. Then orthogonally linearly polarized components
Figure 00000036
and
Figure 00000037
arrive at the corresponding inputs of the amplitude angular discriminator 5, where the measurements of the amplitudes A x and A y of the orthogonally linearly polarized in-phase components of the electric field intensity vectors
Figure 00000038
and
Figure 00000039
respectively. Then, using the measured amplitudes A x and A y, the calculator 6 in accordance with algorithm (5) determines the angle of heel γ of the aircraft.

Амплитудный угловой дискриминатор 5 формирует по измеренным амплитудам Ax и Ay отношение амплитуд двух сигналов в случае линейной амплитудной характеристики усилителей промежуточной частоты (см. фиг.3). Тогда каждая ортогональная линейно поляризованная составляющая

Figure 00000040
и
Figure 00000041
поступает на соответствующие им первые входы смесителей 7 и 12, а на их вторые входы поступает сигнал с выхода гетеродина 10. Затем сигналы промежуточной частоты с выходов смесителей 7 и 12 поступают соответственно на входы усилителей промежуточной частоты 8 и 13, имеющих линейную амплитудную характеристику с одинаковыми частотными и фазовыми характеристиками. Выходные сигналы усилителей промежуточной частоты поступают на соответствующие им входы амплитудных детекторов 9 и 14. Выходные сигналы амплитудных детекторов 9 и 14, которые однозначно связаны с амплитудами Ax и Ay ортогонально линейно поляризованных составляющих
Figure 00000042
и
Figure 00000043
поступают на соответствующие входы схемы деления 11, где происходит формирование отношения амплитуд
Figure 00000044
двух сигналов.The amplitude angular discriminator 5 forms, according to the measured amplitudes A x and A y, the ratio of the amplitudes of the two signals in the case of a linear amplitude characteristic of the amplifiers of intermediate frequency (see Fig. 3). Then each orthogonal linearly polarized component
Figure 00000040
and
Figure 00000041
arrives at the corresponding first inputs of the mixers 7 and 12, and a signal from the output of the local oscillator 10 is received at their second inputs. Then, the intermediate frequency signals from the outputs of the mixers 7 and 12 are respectively fed to the inputs of the amplifiers of the intermediate frequency 8 and 13, having a linear amplitude characteristic with the same frequency and phase characteristics. The output signals of the amplifiers of the intermediate frequency are fed to the corresponding inputs of the amplitude detectors 9 and 14. The output signals of the amplitude detectors 9 and 14, which are uniquely associated with the amplitudes A x and A y of the orthogonally linearly polarized components
Figure 00000042
and
Figure 00000043
enter the corresponding inputs of the division circuit 11, where the formation of the ratio of amplitudes
Figure 00000044
two signals.

В случае если усилители промежуточной частоты 16 и 21 имеют логарифмическую амплитудную характеристику (фиг.4), то схема деления 11 заменяется схемой вычитания 19 и на выходе формируется разность логарифмов амплитуд двух сигналов, что эквивалентно образованию логарифма отношения амплитуд этих сигналов (6).If the intermediate frequency amplifiers 16 and 21 have a logarithmic amplitude characteristic (Fig. 4), then the division circuit 11 is replaced by the subtraction circuit 19 and the difference between the logarithms of the amplitudes of the two signals is formed at the output, which is equivalent to the formation of the logarithm of the ratio of the amplitudes of these signals (6).

В 3-см диапазоне длин волн заявляемое устройство измерения угла крена ЛА может быть выполнено следующим образом.In the 3 cm wavelength range of the claimed device for measuring the angle of heel of the aircraft can be performed as follows.

В качестве передатчика 1 может использоваться, например, генератор высокочастотных колебаний типа Г4-56 (см. [10], с.20), к выходу которого подключена рупорная передающая антенна 2 ([11], с.248), которая имеет собственную линейную горизонтальную поляризацию.As a transmitter 1, for example, a high-frequency oscillation generator of the type G4-56 (see [10], p.20) can be used, the output of which is connected to a horn transmit antenna 2 ([11], p.248), which has its own linear horizontal polarization.

Приемная антенна 3 может быть выполнена в виде круглого рупора (см. [12], с.510).The receiving antenna 3 can be made in the form of a round horn (see [12], p.510).

Линейный поляризационный разделитель 4 может быть выполнен в виде волновода круглого сечения с переходом на два ортогонально расположенных волновода прямоугольного сечения (см. [7], с.343).The linear polarizing separator 4 can be made in the form of a circular waveguide with a transition to two orthogonally located rectangular waveguides (see [7], p.343).

Амплитудный угловой дискриминатор 5, выполненный в соответствии с функциональными схемами, приведенными на фиг.3 и фиг.4, полностью совпадают с аналогичными амплитудными дискриминаторами известной амплитудно-амплитудной моноимпульсной системы (см. [9], с.15, с.26).The amplitude angular discriminator 5, made in accordance with the functional diagrams shown in figure 3 and figure 4, completely coincide with similar amplitude discriminators of the known amplitude-amplitude monopulse system (see [9], p.15, p.26).

Вычислитель 6 может быть выполнен на базе бортового компьютера ЛА.The computer 6 can be performed on the basis of the on-board computer of the aircraft.

По сравнению с широко используемыми на практике методами и техникой измерения угла крена ЛА, основанными на применении инерциальных средств навигации, заявляемые способ и устройство определения угла крена ЛА позволяют избежать постоянного накапливания с течением времени ошибки измерения и они не чувствительны к перегрузкам, которые возникают в случае нестационарного режима полета ЛА - изменение скорости и направления полета.Compared with widely used in practice, methods and techniques for measuring the roll angle of the aircraft, based on the use of inertial navigation aids, the inventive method and device for determining the roll angle of the aircraft avoids the constant accumulation of measurement errors over time and they are not sensitive to overloads that occur in case of non-stationary flight mode of an aircraft - change in speed and direction of flight.

Источники информацииInformation sources

1. Д.С.Пельпор, В.В.Ягодкин. Гироскопические системы. - М., Высшая школа, 1977. - 216 с.1. D.S. Pelpor, V.V. Yagodkin. Gyroscopic systems. - M., Higher School, 1977 .-- 216 p.

2. Агаджапов П.А., Воробьев В.Г. и др. Автоматизация самолетовождения и управления воздушным движением. - М.: Транспорт, 1980. - 357 с.2. Agadzhapov P.A., Vorobev V.G. et al. Automation of aircraft navigation and air traffic control. - M.: Transport, 1980 .-- 357 p.

3. Ярлыков М.С. Статистическая теория радионавигации. - М.: Радио и связь, 1985. - 344 с.3. Yarlykov M.S. Statistical theory of radio navigation. - M .: Radio and communications, 1985 .-- 344 p.

4. О'Лейл Э. Введение в статистическую оптику. Пер. с англ. Под ред. Паршина П.Ф. - М.: Мир, 1966. - 254 с.4. O'Leil E. Introduction to statistical optics. Per. from English Ed. Parshina P.F. - M.: Mir, 1966 .-- 254 p.

5. Корнблит С. СВЧ оптика. Пер. с англ. Под ред. Фролова О.П. - М.: Связь, 1980. - 360 с.5. Kornblit S. microwave optics. Per. from English Ed. Frolova O.P. - M.: Communication, 1980 .-- 360 p.

6. Азам Р., Бамара П. Эллипсометрия и поляризованный свет. - М.: Мир, 1981. - 588 с.6. Azam R., Bamara P. Ellipsometry and polarized light. - M .: Mir, 1981. - 588 p.

7. Канарейкин Д.Б., Павлов Н.Ф., Потехин В.А. Поляризация радиолокационных сигналов. - М.: «Советское радио», 1966. - 440 с.7. Kanareikin D. B., Pavlov N. F., Potekhin V. A. Polarization of radar signals. - M .: "Soviet Radio", 1966. - 440 p.

8. Канарейкин Д.Б., Потехин В.А., Шишкин И.Ф. Морская поляриметрия. - Л.: Судостроение, 1963. - 328 с.8. Kanareikin D. B., Potekhin V. A., Shishkin I. F. Marine polarimetry. - L .: Shipbuilding, 1963. - 328 p.

9. Леонов А.И., Фомичев К.И. Моноимпульсная радиолокация. - М.: «Советское радио», 1970.9. Leonov A.I., Fomichev K.I. Monopulse radar. - M .: "Soviet Radio", 1970.

10. Носов B.C. Справочник по радиоизмерительным приборам. - М.: «Советское радио», 1978.10. Nose B.C. Handbook of radio measuring instruments. - M .: "Soviet Radio", 1978.

11. Дрябкин А.Л. и др. антенно-фидерные устройства. - М.: «Советское радио», 1974.11. Dryabkin A.L. and other antenna-feeder devices. - M .: "Soviet Radio", 1974.

12. Жук М.С, Молочков Ю.Б. Проектирование антенно-фидерных устройств. - М.: «Энергия», 1966.12. Beetle M.S., Molochkov Yu.B. Design of antenna-feeder devices. - M .: "Energy", 1966.

Claims (2)

1. Способ измерения угла крена летательного аппарата при его движении на источник излучения электромагнитных волн, отличающийся тем, что из точки с известными координатами излучают горизонтально линейно поляризованные электромагнитные волны, вектор напряженности электрического поля
Figure 00000045
которых совпадает с горизонтальной плоскостью, принимают электромагнитные волны на борту летательного аппарата в собственном линейном ортогональном поляризационном базисе, единичные орты которого составляют величину -45° с поперечной и вертикальной осями летательного аппарата, измеряют амплитуды Ах и Аy синфазных ортогонально линейно поляризованных составляющих
Figure 00000046
и
Figure 00000047
вектора напряженности электрического поля
Figure 00000045
, рассчитывают угол крена γ между поперечной осью летательного аппарата и горизонтальной плоскостью по формуле:
Figure 00000048

где +γ - положительный угол крена летательного аппарата (правое крыло летательного аппарата находится ниже горизонтальной плоскости);
-γ - отрицательный угол крена летательного аппарата (правое крыло летательного аппарата находится выше горизонтальной плоскости);
Ax - амплитуда линейно поляризованной составляющей вектора напряженности электрического поля
Figure 00000049

Ay - амплитуда линейно поляризованной составляющей вектора напряженности электрического поля
Figure 00000050
1. A method of measuring the roll angle of an aircraft during its movement to a source of electromagnetic wave radiation, characterized in that horizontally linearly polarized electromagnetic waves, an electric field vector, are emitted from a point with known coordinates
Figure 00000045
which coincides with the horizontal plane, receive electromagnetic waves on board the aircraft in their own linear orthogonal polarizing basis, whose unit vectors are -45 ° with the transverse and vertical axes of the aircraft, the amplitudes A x and A y of in -phase orthogonally linearly polarized components are measured
Figure 00000046
and
Figure 00000047
electric field vector
Figure 00000045
, calculate the angle of heel γ between the transverse axis of the aircraft and the horizontal plane according to the formula:
Figure 00000048

where + γ is the positive roll angle of the aircraft (the right wing of the aircraft is below the horizontal plane);
-γ is the negative roll angle of the aircraft (the right wing of the aircraft is above the horizontal plane);
A x is the amplitude of the linearly polarized component of the electric field vector
Figure 00000049

A y is the amplitude of the linearly polarized component of the electric field vector
Figure 00000050
 2. Устройство для измерения угла крена летательного аппарата, отличающееся тем, что в точке с известными координатами располагается передатчик, выход которого подключен к входу передающей антенны, и расположенные на борту летательного аппарата приемная антенна, выход которой подключен к входу линейного поляризационного разделителя, два выхода которого подключены к соответствующим двум входам амплитудного углового дискриминатора, выход которого подключен к входу вычислителя угла крена летательного аппарата по измеренным амплитудным Ах и Ау синфазных ортогонально линейно поляризованных составляющих
Figure 00000051
и
Figure 00000047
вектора напряженности электрического поля
Figure 00000045
принятых электромагнитных волн, причем если отношение Ах/Аy=1, то правое крыло летательного аппарата находится в горизонтальной плоскости и угол крена равен 0°, если Ах/Аy>1, то правое крыло летательного аппарата находится ниже горизонтальной плоскости и это соответствует положительному углу крена, если Ах/Аy<1, то правое крыло летательного аппарата находится выше горизонтальной плоскости и это соответствует отрицательному углу крена летательного аппарата, причем вектор напряженности электрического поля
Figure 00000045
излучаемых горизонтально линейно поляризованных электромагнитных волн совпадает с горизонтальной плоскостью, а линейный поляризационный разделитель ориентирован так, что его собственные орты, на которые он разделяет принятую электромагнитную волну, составляют угол -45° с вертикальной и поперечной осями летательного аппарата соответственно. 2. A device for measuring the roll angle of the aircraft, characterized in that at a point with known coordinates there is a transmitter whose output is connected to the input of the transmitting antenna, and a receiving antenna located on board the aircraft, the output of which is connected to the input of the linear polarizing separator, two outputs which are connected to the corresponding two inputs of the amplitude angular discriminator, the output of which is connected to the input of the roll angle calculator of the aircraft according to the measured amplitude A x and A for in -phase orthogonally linearly polarized components
Figure 00000051
and
Figure 00000047
electric field vector
Figure 00000045
received electromagnetic waves, and if the ratio A x / A y = 1, then the right wing of the aircraft is in the horizontal plane and the angle of heel is 0 °, if A x / A y > 1, then the right wing of the aircraft is below the horizontal plane and this corresponds to a positive angle of heel, if A x / A y <1, then the right wing of the aircraft is above the horizontal plane and this corresponds to a negative angle of heel of the aircraft, and the electric field vector
Figure 00000045
radiated horizontally linearly polarized electromagnetic waves coincides with the horizontal plane, and the linear polarizing separator is oriented so that its own unit vectors, into which it divides the received electromagnetic wave, make an angle of -45 ° with the vertical and transverse axes of the aircraft, respectively.
RU2011132844/07A 2011-08-04 2011-08-04 Method of measuring banking angle of aircraft and apparatus for realising said method RU2475863C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011132844/07A RU2475863C1 (en) 2011-08-04 2011-08-04 Method of measuring banking angle of aircraft and apparatus for realising said method

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011132844/07A RU2475863C1 (en) 2011-08-04 2011-08-04 Method of measuring banking angle of aircraft and apparatus for realising said method

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2475863C1 true RU2475863C1 (en) 2013-02-20

Family

ID=49121143

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011132844/07A RU2475863C1 (en) 2011-08-04 2011-08-04 Method of measuring banking angle of aircraft and apparatus for realising said method

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2475863C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2537384C1 (en) * 2013-07-09 2015-01-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" Polarisation-modulation method of radar measurement of roll angle of airborne vehicle, and device for its implementation
RU2567240C1 (en) * 2014-05-30 2015-11-10 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" Министерства обороны Российской Федерации Method of measuring aircraft bank angle
RU2745836C1 (en) * 2020-08-10 2021-04-01 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования «Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники» Polarization-modulating radio washing system for measuring aircraft roll angle

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2139553C1 (en) * 1998-02-23 1999-10-10 Военная академия противовоздушной обороны сухопутных войск Российской Федерации Multipolarization method for identification of air targets
RU2191351C1 (en) * 2001-10-22 2002-10-20 ФГУП "Центральный научно-исследовательский институт "Электроприбор" Reading gyrostabilization system
RU2302006C1 (en) * 2006-01-17 2007-06-27 Борис Михайлович Смирнов Arrangement for definition of an angular position of a mobile object
US20090182506A1 (en) * 2008-01-10 2009-07-16 In-Jong Yun Collision-preventing device for airplane moving on ground and airplane with the same
US7672758B2 (en) * 2004-09-28 2010-03-02 Eurocopter Method and a device for assisting the piloting of a rotary wing aircraft in the vicinity of a landing or takeoff point
RU2393429C1 (en) * 2009-05-05 2010-06-27 Учреждение Российской академии наук Институт проблем транспорта им. Н.С. Соломенко System for control of flight-navigation complex
US7894948B2 (en) * 2007-11-01 2011-02-22 L-3 Communications Integrated Systems L.P. Systems and methods for coordination of entities and/or communicating location information

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2139553C1 (en) * 1998-02-23 1999-10-10 Военная академия противовоздушной обороны сухопутных войск Российской Федерации Multipolarization method for identification of air targets
RU2191351C1 (en) * 2001-10-22 2002-10-20 ФГУП "Центральный научно-исследовательский институт "Электроприбор" Reading gyrostabilization system
US7672758B2 (en) * 2004-09-28 2010-03-02 Eurocopter Method and a device for assisting the piloting of a rotary wing aircraft in the vicinity of a landing or takeoff point
EP1794660B1 (en) * 2004-09-28 2010-09-01 Eurocopter Rotary-wing aircraft piloting assistance method and device for use close to a take-off or landing site
RU2302006C1 (en) * 2006-01-17 2007-06-27 Борис Михайлович Смирнов Arrangement for definition of an angular position of a mobile object
US7894948B2 (en) * 2007-11-01 2011-02-22 L-3 Communications Integrated Systems L.P. Systems and methods for coordination of entities and/or communicating location information
US20090182506A1 (en) * 2008-01-10 2009-07-16 In-Jong Yun Collision-preventing device for airplane moving on ground and airplane with the same
RU2393429C1 (en) * 2009-05-05 2010-06-27 Учреждение Российской академии наук Институт проблем транспорта им. Н.С. Соломенко System for control of flight-navigation complex

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2537384C1 (en) * 2013-07-09 2015-01-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" Polarisation-modulation method of radar measurement of roll angle of airborne vehicle, and device for its implementation
RU2567240C1 (en) * 2014-05-30 2015-11-10 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" Министерства обороны Российской Федерации Method of measuring aircraft bank angle
RU2745836C1 (en) * 2020-08-10 2021-04-01 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования «Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники» Polarization-modulating radio washing system for measuring aircraft roll angle

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7355546B2 (en) Polarization and frequency diverse radar system for complete polarimetric characterization of scatterers with increased scanning speed
RU2408895C2 (en) Method of localisation of electromagnetic radiation sources of decametre range
US20120105270A1 (en) Observation signal processing apparatus
RU2619915C1 (en) Method for determining the source of radio emissions coordinate from the aircraft
RU2475863C1 (en) Method of measuring banking angle of aircraft and apparatus for realising said method
CN103900616A (en) Tacan simulator metering method and Tacan simulator metering device
NL8900118A (en) SYSTEM FOR DETERMINING THE ROTATION POSITION OF AN ARTICLE ROTATABLE ON AN AXLE.
US20150054689A1 (en) Direction of arrival determination for a radio signal
US10054667B2 (en) Obstacle detection radar using a polarization test
RU2516697C2 (en) Method of aircraft bank measurement and device to this end
Yurkov et al. Signal Polarization Selection for Aircraft Radar Control: Models and Methods
WO1992016856A1 (en) A synthetic aperture radar
KR20200097593A (en) Image decoding apparatus based on airborn and method of decoding image using the same
RU2475862C1 (en) Method of measuring banking angle of aircraft and apparatus for realising said method
US10814998B2 (en) Non-GPS methods and devices for refueling remotely piloted aircraft
CN107515841B (en) Method for calculating electromagnetic wave arrival angle
RU2567240C1 (en) Method of measuring aircraft bank angle
RU2531065C2 (en) Method of measuring pitch angle of aircraft and apparatus therefor
RU2528170C1 (en) Method to measure pitch angle of aircraft and radio navigation system for its implementation
RU2521137C1 (en) Method of measuring pitch angle of aircraft and apparatus for realising said method
RU2745836C1 (en) Polarization-modulating radio washing system for measuring aircraft roll angle
RU2521435C1 (en) Polarisation-phase method of measuring angle of roll of mobile object and radio navigation system for realising said method
RU2662803C1 (en) Aircraft ground speed and the crab angle measuring method
RU2485538C1 (en) Method to measure roll angle of mobile object and device for its realisation
RU2659821C1 (en) Aircraft ground speed and the crab angle measuring device

Legal Events

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

Effective date: 20160805