RU2528170C1 - Method to measure pitch angle of aircraft and radio navigation system for its implementation - Google Patents
Method to measure pitch angle of aircraft and radio navigation system for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2528170C1 RU2528170C1 RU2013110971/07A RU2013110971A RU2528170C1 RU 2528170 C1 RU2528170 C1 RU 2528170C1 RU 2013110971/07 A RU2013110971/07 A RU 2013110971/07A RU 2013110971 A RU2013110971 A RU 2013110971A RU 2528170 C1 RU2528170 C1 RU 2528170C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- pitch angle
- horizontal plane
- electromagnetic waves
- electric field
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к радионавигации и может использоваться в пилотажно-навигационных системах ориентации летательного аппарата (ЛА) при заходе на посадку по приборам.The invention relates to radio navigation and can be used in flight navigation systems for the orientation of the aircraft (LA) when approaching instruments.
Известные способы и устройства измерения угла тангажа ЛА основаны на использовании инерциальных систем навигации, в частности гироскопических систем ориентации [1-4]. Таким способам измерения и устройствам их реализующим присущ ряд недостатков. Во-первых, с течением времени происходит постоянное накапливание ошибки измерений и за один час полета она составляет величину единицы градусов [2, 3]. Во-вторых, если ЛА развивает значительные перегрузки, то происходит увеличение собственной скорости прецессии гироскопа, что в ряде случаев может привести к полной потере его работоспособности [2].Known methods and devices for measuring the pitch angle of an aircraft are based on the use of inertial navigation systems, in particular gyroscopic orientation systems [1-4]. A number of disadvantages are inherent in such measurement methods and devices implementing them. First, over time, there is a constant accumulation of measurement errors and for one hour of flight it is a unit of degrees [2, 3]. Secondly, if the aircraft develops significant overloads, then there is an increase in the gyroscope’s own precession rate, which in some cases can lead to a complete loss of its operability [2].
Поскольку известные способы измерения угла тангажа 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 pitch angle of an aircraft and the devices realizing them are based on a different physical principle, in comparison with the claimed one, they cannot be considered as analogues, since they do not have common features.
Сущность заявляемого способа измерения угла тангажа ЛА заключается в следующем.The essence of the proposed method for measuring the pitch angle of an aircraft is as follows.
Из точки с известными координатами излучают горизонтально линейно-поляризованные электромагнитные волны, вектор напряженности электрического поля
На борту ЛА приемная антенна, ось симметрии диаграммы направленности которой перпендикулярна направлению движения ЛА, осуществляет боковой прием электромагнитных волн в круговом ортогональном синфазном поляризационном базисе, где происходит разделение (разложение) принятых электромагнитных волн на две ортогонально-поляризованные по кругу составляющие левого
Установим связь между разностью фаз ΔφLR ортогонально-поляризованных по кругу волн левого
Для установления этой связи воспользуемся известным [5-7] формализмом векторов и матриц Джонса.To establish this connection, we use the well-known [5–7] formalism of vectors and Jones matrices.
Поскольку прием электромагнитных волн на борту ЛА производится в собственном круговом поляризационном базисе, где происходит разделение принятых электромагнитных волн на две волны круговой поляризации с противоположным направлением вращения, представим для наглядности излучаемую горизонтально линейно-поляризованную электромагнитную волну в линейном ортогональном поляризационном базисе, единичные орты (векторы)
где
ω - круговая частота,ω is the circular frequency
t - время.t is time.
Анализируя (1), видим, что первая группа составляющих представляет собой электромагнитную волну, поляризованную по кругу с левым направлением вращения
Тогда вектор Джонса принимаемой горизонтально линейно-поляризованной электромагнитной волны (2), заданной своими проекциями в линейном поляризационном базисе суммой двух волн, поляризованных по кругу с противоположным направлением вращения вектора электрического поля, может быть определен на борту ЛА, имеющего отрицательный -ξ или положительный +ξ тангаж, при переходе в круговой синфазный ортогональный поляризационный базис, на входе приемника в виде:Then the Jones vector of the received horizontally linearly polarized electromagnetic wave (2), defined by its projections in a linear polarization basis, the sum of two waves polarized in a circle with the opposite direction of rotation of the electric field vector, can be determined on board the aircraft with negative -ξ or positive + ξ pitch, when switching to a circular in-phase orthogonal polarization basis, at the receiver input in the form:
где
-ξ соответствует отрицательному углу тангажа ЛА, когда продольная ось находится ниже горизонтальной плоскости (плоскости горизонта),-ξ corresponds to the negative angle of the aircraft pitch when the longitudinal axis is below the horizontal plane (horizon plane),
+ξ соответствует положительному углу тангажа ЛА, когда продольная ось находится выше горизонтальной плоскости (плоскости горизонта),+ ξ corresponds to a positive angle of the aircraft pitch when the longitudinal axis is above the horizontal plane (horizon plane),
После преобразований получим аналитические выражения для ортогонально-поляризованных по кругу составляющих левого
Подставляя в (4) и (5) значения -ξ, получим соответственно выражения для
Используя известные соотношения [7], амплитуды AL и AR ортогонально-поляризованных по кругу составляющих левого
а их разность фаз ΔφLR после преобразований имеет вид:and their phase difference Δφ LR after transformations has the form:
откуда следует, чтоwhence it follows that
Из анализа (8) и (10) следует, что амплитуды AL и AR составляющих
Аналогично, подставляя в (4) и (5) значения +ξ, получим выражения для
Соответственно амплитуды AL и AR, а также фазы φL и φR составляющих
а их разность фаз ΔφLR имеет вид:and their phase difference Δφ LR has the form:
откуда следует, чтоwhence it follows that
Из анализа (6) и (18) следует, что амплитуды AL и AR составляющих
где «+» соответствует положительному углу тангажа ξ, когда продольная ось ЛА находится выше горизонтальной плоскости,where "+" corresponds to a positive pitch angle ξ when the longitudinal axis of the aircraft is above the horizontal plane,
«-» соответствует отрицательному углу тангажа ξ, когда продольная ось ЛА находится ниже горизонтальной плоскости,“-” corresponds to a negative pitch angle ξ when the longitudinal axis of the aircraft is below the horizontal plane,
ΔφLR=φL-φR - разность фаз между ортогонально-поляризованными по кругу составляющими
Проводя сравнительный анализ (12) и (20), видим, что при появлении угла тангажа ЛА возникает одновременно фазовый сдвиг ΔφLR между ортогонально-поляризованными по кругу составляющими левого
Использование заявляемой совокупности признаков для измерения угла тангажа ЛА в известных решениях автором не обнаружено.The use of the claimed combination of features for measuring the pitch angle of an aircraft in known solutions by the author was not found.
На фиг.1 представлена структурная электрическая схема радионавигационной системы, реализующей предложенный способ измерения угла тангажа ЛА.Figure 1 presents the structural electrical diagram of a radio navigation system that implements the proposed method for measuring the pitch angle of an aircraft.
Радионавигационная система содержит передатчик 1 и передающую антенну 2, расположенные в точке с известными координатами. На борту ЛА радионавигационная система содержит приемную антенну 3, секцию круглого волновода с встроенной внутрь четвертьволновой фазовой пластиной 4, линейный поляризационный разделитель 5, фазовый угловой дискриминатор 6 и индикатор 7.The radio navigation system comprises a
На фиг.2 представлена структурная электрическая схема фазового углового дискриминатора 6, включающего в себя первый и второй смесители частоты 8 и 12, первый усилитель промежуточной частоты (УПЧ) с ограничением по амплитуде 9, гетеродин 10, фазовращатель на 90° 13, второй усилитель промежуточной частоты (УПЧ) с ограничением по амплитуде 14 и фазовый детектор 11.Figure 2 presents the structural electric diagram of the phase angular discriminator 6, which includes the first and
Радионавигационная система работает следующим образом.The radio navigation system operates as follows.
Передатчик 1 через передающую антенну 2 с горизонтальной собственной поляризацией излучает в направлении ЛА горизонтально линейно-поляризованные электромагнитные волны, вектор напряженности электрического поля
На борту ЛА приемная антенна 3, ось симметрии диаграммы направленности которой перпендикулярна направлению движения ЛА, принимает электромагнитные волны, вектор Джонса которых имеет вид (2), после чего сигнал поступает на последовательно соединенные секцию круглого волновода с встроенной внутрь четвертьволновой фазовой пластиной 4 и линейный поляризационный разделитель 5, выполненный в виде перехода с круглого волновода на два ортогонально расположенных по отношению друг к другу прямоугольных волноводов, орты собственной системы координат которого совпадают с осями плеч прямоугольных волноводов и совпадают также с вертикальной и продольной осями ЛА соответственно. Причем четвертьволновая фазовая пластина ориентирована под углом θ=-45° к одной из стенок прямоугольного волновода линейного поляризационного разделителя 5. Сочетание секции круглого волновода с встроенной внутрь четвертьволновой фазовой пластиной 4 и линейного поляризационного разделителя 5 позволяет, как известно [7, 8], осуществить на борту ЛА прием электромагнитных волн в круговом поляризационном базисе и, таким образом, разделить поступающие на вход электромагнитные волны, вектор Джонса которых задан в виде (2), на две ортогонально-поляризованные по кругу составляющие левого
где
Подставляя в (23) и (24) значения -ξ и θ=-45° и проделав необходимые матричные преобразования, получим аналитические выражения для ортогонально линейно-поляризованных сигналов
Уместно пояснить суть полученных выражений (25) и (26). Для этого обратимся к соотношению (2), из которого следует, что вектор Джонса
Таким образом, на выходах линейного поляризационного разделителя 5 формируются ортогонально линейно-поляризованные сигналы, имеющие вид (25) и (26). Причем, как известно [7, 8], амплитуды Ax и Ay, а также фазы φx и φy этих ортогонально линейно-поляризованных составляющих
Тогда используя известные соотношения [7, 8], найдем амплитуды Ax и Ay, а также фазы φx и φy ортогонально линейно-поляризованных сигналов
а их разность фаз:and their phase difference:
или с учетом ввода в приемный канал
Из анализа (29) и (31) следует, что амплитуды Ax и Ay ортогонально линейно-поляризованных составляющих
Подставляя в (23) и (24) значения +ξ и θ=-45°, получим выражения для ортогонально линейно-поляризованных сигналов
Соответственно амплитуды Ax и Ay, а также фазы φx и φy ортогонально-поляризованных сигналов
а их разность фаз:and their phase difference:
или с учетом постоянного фазового сдвига на 90° в приемном канале
Из анализа (37) и (39) следует, что амплитуды Ax и Ay ортогонально линейно-поляризованных сигналов
где +ξ соответствует положительному углу тангажа ЛА, когда продольная ось ЛА находится выше горизонтальной плоскости, [град],where + ξ corresponds to the positive angle of the aircraft pitch when the longitudinal axis of the aircraft is above the horizontal plane, [deg],
-ξ соответствует отрицательному углу тангажа ЛА, когда продольная ось ЛА находится ниже горизонтальной плоскости, [град],-ξ corresponds to the negative angle of the aircraft pitch when the longitudinal axis of the aircraft is below the horizontal plane, [deg],
Δφxy=φx-φy - разность фаз между ортогонально линейно-поляризованными сигналами
С выходов плеч линейного поляризационного разделителя 5 сигналы
или с учетом (43) имеет вид:or taking into account (43) it has the form:
где U0=const.where U 0 = const.
С выхода фазового детектора 11 сигнал поступает на вход индикатора 7 (см. фиг.1), шкала которого проградуирована с учетом (45) в градусах угла тангажа ξ ЛА.From the output of the phase detector 11, the signal is fed to the input of the indicator 7 (see Fig. 1), the scale of which is calibrated taking into account (45) in degrees of the pitch angle ξ of the aircraft.
В 3-см диапазоне волн заявляемая радионавигационная система измерения угла тангажа ЛА может быть выполнена следующим образом.In the 3 cm wavelength range of the claimed radio navigation system for measuring the pitch angle of an aircraft can be performed as follows.
В качестве передатчика 1 может использоваться, например, стандартный генератор высокочастотных колебаний типа ГЧ-83.As the
В качестве передающей антенны 2 может быть использована слабонаправленная в горизонтальной плоскости рупорная антенна [9] с горизонтальной собственной поляризацией.As the transmitting
Приемная антенна 3 может быть выполнена в виде слабонаправленного в горизонтальной и вертикальной плоскостях симметричного круглого рупора [10].The receiving antenna 3 can be made in the form of a symmetrical round horn weakly directed in the horizontal and vertical planes [10].
Линейный поляризационный разделитель 5 выполнен в виде волновода круглого сечения с переходом на два ортогонально расположенных волновода прямоугольного сечения [7].Linear polarizing separator 5 is made in the form of a waveguide of circular cross section with the transition to two orthogonally located waveguides of rectangular cross section [7].
Фазовый угловой дискриминатор может быть выполнен по известной схеме [11] фазофазовой моноимпульсной системы.The phase angular discriminator can be performed according to the known scheme [11] of a phase-phase single-pulse system.
Индикатор 7 может быть выполнен в виде стрелочного прибора, шкала которого прокалибрована в градусах угла тангажа ЛА.
По сравнению с широко используемыми средствами измерения угла тангажа ЛА, основанными на использовании гироскопических систем ориентации, заявляемые способ и радионавигационная система измерения угла тангажа ЛА позволяют исключить постоянное накапливание с течением времени ошибки измерения.Compared with the widely used means of measuring the pitch angle of an aircraft, based on the use of gyroscopic orientation systems, the inventive method and the radio navigation system for measuring the pitch angle of an aircraft allow to exclude the constant accumulation of measurement errors over time.
Источники информации, использованные при составлении описания изобретенияSources of information used in the preparation of the description of the invention
1. Александров А.С., Арно Г.Р. и др. Современное состояние и тенденции развития зарубежных средств и систем навигации подвижных объектов военного и гражданского назначения. - Санкт-Петербург, 1994. - 119 с.1. Alexandrov A.S., Arno G.R. and others. The current state and development trends of foreign means and navigation systems of moving objects of military and civil purposes. - St. Petersburg, 1994 .-- 119 p.
2. Пельпор Д.С., Ягодкин В.В. Гироскопические системы. - М., Высшая школа, 1977. - 216 с.2. Pelpor D.S., Yagodkin V.V. Gyroscopic systems. - M., Higher School, 1977 .-- 216 p.
3. Агаджапов П.А., Воробьев В.Г. и др. Автоматизация самолетовождения и управления воздушным движением. - М.: Транспорт, 1980. - 357 с.3. Agadzhapov P.A., Vorobev V.G. et al. Automation of aircraft navigation and air traffic control. - M.: Transport, 1980 .-- 357 p.
4. Ярлыков М.С. Статистическая теория радионавигации. - М.: Радио и связь, 1985. - 344 с.4. Yarlykov M.S. Statistical theory of radio navigation. - M .: Radio and communications, 1985 .-- 344 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. Аззам Р., Башара П. Эллипсометрия и поляризованный свет. - М.: Мир, 1981. - 588 с.6. Azzam R., Bashar P. Ellipsometry and polarized light. - M .: Mir, 1981. - 588 p.
7. Канарейкин Д.Б., Потехин В.А. Поляризация радиолокационных сигналов. - М.: «Советское радио», 1966. - 440 с.7. Kanareikin DB, Potekhin V.A. Polarization of radar signals. - M .: "Soviet Radio", 1966. - 440 p.
8. Канарейкин Д.Б., Потехин В.А., Шишкин Н.Ф. Морская поляриметрия. - Л.: Судостроение, 1968. - 327 с.8. Kanareikin D. B., Potekhin V. A., Shishkin N. F. Marine polarimetry. - L .: Shipbuilding, 1968 .-- 327 p.
9. Драбкин А.Л. и др. Антенно-фидерные устройства. - М.: «Советское радио», 1974. - 535 с.9. Drabkin A.L. and other Antenna-feeder devices. - M .: "Soviet Radio", 1974. - 535 p.
10. Жук М.С., Молочков Ю.Б. Проектирование антенно-фидерных устройств. - М.: «Энергия», 1966.10. Zhuk M.S., Molochkov Yu.B. Design of antenna-feeder devices. - M .: "Energy", 1966.
11. Леонов А.И., Фомичев К.И. Моноимпульсная радиолокация. - М.: Радио и связь, 1984. - 312 с.11. Leonov A.I., Fomichev K.I. Monopulse radar. - M .: Radio and communications, 1984. - 312 p.
Claims (2)
где ΔφLR=φL-φR - разность фаз между ортогонально-поляризованными по кругу составляющими левого
+ξ - положительный угол тангажа, когда продольная ось летательного аппарата находится выше горизонтальной плоскости,
-ξ - отрицательный угол тангажа, когда продольная ось летательного аппарата находится ниже горизонтальной плоскости.1. A method of measuring the pitch angle of an aircraft when it moves in a known direction, characterized in that horizontally linearly polarized electromagnetic waves, an electric field vector, are emitted from a point with known coordinates
where Δφ LR = φ L -φ R is the phase difference between orthogonally circularly polarized components of the left
+ ξ is the positive pitch angle when the longitudinal axis of the aircraft is above the horizontal plane,
-ξ is the negative pitch angle when the longitudinal axis of the aircraft is below the horizontal plane.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013110971/07A RU2528170C1 (en) | 2013-03-12 | 2013-03-12 | Method to measure pitch angle of aircraft and radio navigation system for its implementation |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013110971/07A RU2528170C1 (en) | 2013-03-12 | 2013-03-12 | Method to measure pitch angle of aircraft and radio navigation system for its implementation |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2528170C1 true RU2528170C1 (en) | 2014-09-10 |
RU2013110971A RU2013110971A (en) | 2014-09-20 |
Family
ID=51540267
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013110971/07A RU2528170C1 (en) | 2013-03-12 | 2013-03-12 | Method to measure pitch angle of aircraft and radio navigation system for its implementation |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2528170C1 (en) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1251003A1 (en) * | 1985-01-29 | 1986-08-15 | Томский Институт Автоматизированных Систем Управления И Радиоэлектроники | Method and apparatus for measuring the bearing of mobile object |
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 |
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 |
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 |
-
2013
- 2013-03-12 RU RU2013110971/07A patent/RU2528170C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1251003A1 (en) * | 1985-01-29 | 1986-08-15 | Томский Институт Автоматизированных Систем Управления И Радиоэлектроники | Method and apparatus for measuring the bearing of mobile object |
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 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2013110971A (en) | 2014-09-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Simonov et al. | Polarization direction finding method of interfering radio emission sources | |
EP2843437B1 (en) | Direction of arrival determination for a radio signal | |
RU2709607C1 (en) | Method of determining coordinates of a radio-frequency source from an aircraft board using a tri-orthogonal antenna system | |
RU2714502C1 (en) | Method of determining coordinates of a radio-frequency source from an aircraft board using a tri-orthogonal antenna system | |
RU2516697C2 (en) | Method of aircraft bank measurement and device to this end | |
RU2475863C1 (en) | Method of measuring banking angle of aircraft and apparatus for realising said method | |
RU2528170C1 (en) | Method to measure pitch angle of aircraft and radio navigation system for its implementation | |
Shcherbyna et al. | Accuracy characteristics of radio monitoring antennas | |
RU2521435C1 (en) | Polarisation-phase method of measuring angle of roll of mobile object and radio navigation system for realising said method | |
RU2531065C2 (en) | Method of measuring pitch angle of aircraft and apparatus therefor | |
RU2405166C2 (en) | Method for determining location of transmitter with portable position finder | |
US6107962A (en) | Method for measuring the ellipse axes, wave direction, and wave propagation mode of an elliptically, circularly, or linearly polarized wave | |
Gulko et al. | Polarization Methods of Measuring the Roll Angle of an Object in Motion in Radio Beacon Navigation Systems. | |
RU2475862C1 (en) | Method of measuring banking angle of aircraft and apparatus for realising said method | |
RU2485538C1 (en) | Method to measure roll angle of mobile object and device for its realisation | |
Gulko et al. | Polarization Method of Determining the Bearing and the Roll Angle of a Mobile Object with Twochannel Radio Beacon Navigation Systems. | |
RU2507529C1 (en) | Radio navigation system for measurement of mobile object bearing | |
RU2567240C1 (en) | Method of measuring aircraft bank angle | |
RU2521137C1 (en) | Method of measuring pitch angle of aircraft and apparatus for realising said method | |
Shcherbyna et al. | The antenna array with ring elements | |
RU2662803C1 (en) | Aircraft ground speed and the crab angle measuring method | |
Adjemov et al. | Isolation of Interfering Wave Components in a Phased Array | |
Tegowski et al. | Antenna phase center determination using a six-port-based direction-of-arrival detector | |
RU2507530C1 (en) | Radio navigation system for measurement of mobile object bearing | |
Gulko et al. | Use of Orthogonally Linearly Polarized Waves Radiated from a Radio Beacon in the Modulation Methods for Measuring Aircraft Bearing and Roll |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170313 |