УСТРОЙСТВО ЛОКАЦИИ И НАВИГАЦИИ Российский патент 2014 года по МПК G01S13/87 

Изобретение относится к области информационно-измерительной техники и предназначено для решения задач навигации и обнаружения бортовыми системами летательных аппаратов (ЛА) наземных целей.

В настоящее время для решения задач навигации ЛА могут использоваться внешние наземные системы навигации, инерциальные системы навигации, магнитные системы, радиотехнические средства, оптические средства, в том числе лазерные, акустические, а также интегрированные системы, содержащие в себе инерциальный блок и дополнительные средства, такие как системы спутниковой навигации, магнитометры, астронавигационные средства, радиовысотомеры и т.д.

В наземной радионавигационной системе Loran [1] измеряется разность моментов приема сигналов от двух пар станций; разность времени является мерой разности расстояний, при этом линии равных разностей представляют собой семейство гипербол. Пересечение соответствующих позиционных линий и дает местоположение. Недостатком данной системы является низкая точность и локальность.

Инерциальные системы обладают возможностью автономного использования, но имеют свойство накопления ошибки. Для обеспечения требуемой точности определения координат комплексируют инерциальные механизмы с системами спутниковой навигации.

Спутниковые системы навигации позволяют решить ряд проблем земных радионавигационных систем и бортовых инерциальных систем.

Аппаратура спутниковых систем позволяет использовать диапазон ультракоротких волн, такие его преимущества, как высокая пропускная способность, высокая точность измерений. Также земные и бортовые системы навигации не могут обеспечить навигационные определения с одинаково высокой точностью независимо от места нахождения, времени и условий действия обслуживаемых объектов, что обеспечивают спутниковые системы.

В спутниковых навигационных системах в момент взаимной видимости между управляемым объектом (т. В на Фиг.1) и навигационным спутником (т. С на Фиг.1) непрерывно посылаются радиосигналы с информацией о своем местоположении, которое определяется планетоцентрическим радиус-вектором $$\overrightarrow{r}$$ . Этот вектор получают из решения дифференциальных уравнений движения спутника вокруг планеты при известных начальных условиях, определяемых по данным траекторных измерений. Объектоцентрический радиус-вектор спутника $$\overrightarrow{\rho }$$ вычисляется по данным обработки навигационной информации, измеренных с борта объекта.

Линейная операция над векторами $$\overrightarrow{R}$$ , $$\overrightarrow{r}$$ , $$\overrightarrow{\rho }$$ дает векторный треугольник ОВС, в котором $$\overrightarrow{R}=\overrightarrow{r}-\overrightarrow{\rho }$$ . Это векторное выражение позволяет получить скалярные выражения для навигационных функций геометрических методов спутниковой навигации. Некоторыми из таких методов являются разностно-дальномерный метод и радиально-скоростной метод, описываемые в [2].

При разностно-дальномерном способе определяется навигационный параметр Δρ=ρ₂-ρ₁, который измеряется непосредственно или интегрированием измеренных величин радиальной скорости $$\dot{\rho }$$ . Аналитическое выражение разностно-дальномерной функции, т.е. уравнение поверхности положения в прямоугольных координатах имеет вид

$$2{\rho }_2\Delta \rho ={\rho }_2{}^2+\Delta {\rho }^2-{\rho }_1{}^2=A_0-2A_{1}x-2A_{2}y-2A_{3}z,(1)$$

где

A₀=Δρ²+(x₂-х₁)²+(y₂-y₁)²+(z₂-z₁)²;

A₁=x₂-x₁; A₂=y₂-y₁; А₃=z₂-z₁

После возведения (1) в квадрат и приведения подобных членов получим (2)

$$a_{11}{x}^2+a_{22}{y}^2+a_{33}{z}^2+2a_{12}xy+2a_{23}yz+2a_{13}xz+2a_{14}x+2a_{24}y+2a_{34}z+a_{44}=\mathrm{0,}(2)$$

в котором

$$a_{11}=4(A_1{}^2-\Delta {\rho }^2)$$ ; $$a_{22}=4(A_2{}^2-\Delta {\rho }^2)$$ ; $$a_{33}=4(A_3{}^2-\Delta {\rho }^2)$$ ;

a₁₂=4A₁A₂; a₂₃=4A₂A₃; a₁₃=4A₁A₃;

a₁₄=2(2x₂Δρ²-A₀A₁); a₂₄=2(2y₂Δρ²-A₀A₂);

a₃₄=2(2z₂Δρ²-A₀A₃); $$a_{44}=A_0{}^2-4(x_2{}^2+y_2{}^2+z_2{}^2)\Delta {\rho }^2$$ .

Эти коэффициенты вычисляются по известным координатам спутников и измеренным значениям Δρ. Поверхность, представленная данным уравнением, является двухполостным гиперболоидом. Пересечение его с поверхностью шара является сферической гиперболой. Для того чтобы определить положение объекта разностно-дальномерным методом в трехмерном пространстве надо измерить не менее трех величин Δρ_i, (i=1, 2, 3). Тогда задача сведется к решению системы алгебраических нелинейных уравнений

$$k_{1i}{x}^2+k_{2i}{y}^2+k_{3i}{z}^2+k_{4i}xy+k_{5i}yz+k_{6i}xz+k_{7i}x+k_{8i}y+k_{9i}z+k_i=\mathrm{0,}\text{ в (3)}$$

котором

k₁=a₁₁; k₂=a₂₂; k₃=a₃₃; k₄=2a₁₂;

k₅=2a₂₃; k₆=2a₁₃; k₇=2a₁₄; k₈=2a₂₄;

k₉=2a₃₄; k_i=a₄₄. (i=1, 2, 3)

При радиально-скоростном методе навигационную функцию получают измерением доплеровской частоты. При этом уравнение сферы (Фиг.1) в инерциальной системе координат дифференцируют по времени

$$\rho \dot{\rho }=(X_c-X)({\dot{X}}_c-\dot{X})+(Y_c-Y)({\dot{Y}}_c-\dot{Y})+(Z_c-Z)({\dot{Z}}_c-\dot{Z}),\text{ где (4)}$$

X_c, Y_c, Z_c - координаты навигационного спутника; X, Y, Z - искомые координаты объекта; $${\dot{X}}_c$$ , $${\dot{Y}}_c$$ , $${\dot{Z}}_c$$ - компоненты вектора скорости навигационного спутника; $$\dot{X}$$ , $$\dot{Y}$$ , $$\dot{Z}$$ - компоненты вектора скорости, определяющего свои координаты объекта;

$$\rho ={(X_c-X)}^2+{(Y_c-Y)}^2+{(Z_c-Z)}^2(5)$$

После подстановки (5) в (4) получаем уравнение поверхности для радиально-скоростного метода

$$a_{11}{X}^2+a_{22}{Y}^2+a_{33}{Z}^2+2a_{12}XY+2a_{23}YZ+2a_{13}XZ+2a_{14}X++2a_{24}Y+2a_{34}Z+a_{44}=\mathrm{0,}\text{ в }котором(6)$$

$$a_{11}=-\dot{\rho }+{({\dot{X}}_c-\dot{X})}^2$$ ; $$a_{12}=({\dot{X}}_c-\dot{X})({\dot{Y}}_c-\dot{Y})$$ ;

$$a_{22}=-\dot{\rho }+{({\dot{Y}}_c-\dot{Y})}^2$$ ; $$a_{13}=({\dot{X}}_c-\dot{X})({\dot{Z}}_c-\dot{Z})$$ ;

$$a_{33}=-\dot{\rho }+{({\dot{Z}}_c-\dot{Z})}^2$$ ; $$a_{23}=({\dot{Y}}_c-\dot{Y})({\dot{Z}}_c-\dot{Z})$$ ;

$$a_{14}=X_c(2{\dot{\rho }}^2-a_{11})-Y_c{a}_{12}-Z_c{a}_{13}$$ ;

$$a_{24}=Y_c(2{\dot{\rho }}^2-a_{22})-X_c{a}_{12}-Z_c{a}_{23}$$ ;

$$a_{34}=Z_c(2{\dot{\rho }}^2-a_{33})-Y_c{a}_{23}-X_c{a}_{13}$$ ;

$$a_{44}=-r^2{\dot{\rho }}^2+{\left[X_c({\dot{X}}_c-\dot{X})+Y_c({\dot{Y}}_c-\dot{Y})+Z_c({\dot{Z}}_c-\dot{Z})\right]}^2$$ ;

$$r^2=X_c{}^2+Y_c{}^2+Z_c{}^2$$ .

Поверхность, представленная данным уравнением (6), является конусом с вершиной в точке С. Пересечение его с поверхностью шара является сферической гиперболой. Следовательно, для того чтобы определить положение объекта радиально-скоростным методом в трехмерном пространстве, надо измерить не менее трех величин $${\dot{\rho }}_i$$ , (i=1, 2, 3) в разные моменты времени. Тогда задача сведется к решению системы алгебраических нелинейных уравнений

$$k_{1i}{x}^2+k_{2i}{y}^2+k_{3i}{z}^2+k_{4i}xy+k_{5i}yz+k_{6i}xz+k_{7i}x+k_{8i}y+k_{9i}z+k_i=\mathrm{0,}\text{ (7)}$$

где коэффициенты k_i - определяются аналогично (3).

Однако низкий уровень сигнала у потребителя, а также необходимость нахождения минимум трех-четырех спутников для определения местоположения объекта, делает применение систем спутниковой навигации не всегда возможным.

Таким образом, несмотря на высокие показатели качества спутниковых систем радионавигации, они не могут и не предназначены для того, чтобы полностью исключить из состава аппаратуры обслуживаемого объекта автономные системы.

Близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является навигационное устройство, представляющее собою корреляционно-экстремальную систему, использующую метод навигации посредством сравнения профилей рельефа местности TERCOM [3] (Патент US 7522090). В этой системе измеряемый в процессе полета профиль рельефа местности сравнивается с хранящимся в бортовой вычислительной системе эталонной цифровой картой рельефа местности. Текущий профиль рельефа местности измеряется вдоль истинной траектории полета ЛА на основе вычисления разности двух высот - барометрической Н_б и измеряемой с помощью радиовысотомера Н_р. Данная система обладает высокой помехоустойчивостью, простотой реализации и надежностью. Одним из недостатков данной системы является ее ограниченная информативность, связанная с тем, что текущая информация снимается в «точке».

При этом существует возможность, используя бортовую РЛС ЛА, определять дальность до нескольких точек земной поверхности в разные моменты времени либо, используя РЛС с активной ФАР, определить в один момент дальность до нескольких точек земной поверхности.

Задачей предлагаемого изобретения является расширение функциональных возможностей бортовых РЛС ЛА, повышение надежности и эффективности навигационных систем, обеспечение повышенной степени интегрированности и унификации бортового оборудования.

В предлагаемом устройстве локацию и навигацию возможно обеспечить за счет применения РЛС, которая сравнивает параметры сигнала от поверхности с данными электронных карт местности для осуществления навигации и обнаружения нерадиоконтрастных целей.

Указанный технический результат достигается путем сканирования диаграммы направленности антенны (ДНА) поверхности с определением высоты рельефа местности в нескольких точках либо одновременно, либо в последовательные моменты времени, сравнением с высотами рельефа электронных карт местности, нахождением этих высот и определением их координат, после чего определения собственного местоположения либо разностно-дальномерный методом, либо радиально-скоростным методом.

При реализации разностно-дальномерного метода с помощью гироскопа крена определяются отклонения луча ДНА ϑ, и, с учетом информации о дальности до поверхности, определяются относительные координаты, т.е.

Δ_1z=ρ₁Sinϑ₁=z-z₁; Δ_1y=ρ₁cosϑ₁=y-y₁.

Аналогично, для второй точки

Δ_2z=ρ₂sinϑ₂=z-z₂; Δ_2y=ρ₂cosϑ₂=y-y₂.

Исключая z и y, получаем

Δ_1z-Δ_2z=z₂-z₁=A₃; Δ_1y-Δ_2y=y₂-y₁=A₂.

Используя электронную карту местности, определяются минимальные значения функции

К_р(х, Δ_y, Δ_z)=(RI(x, y, z)-RI(x, y, z+Δz)-Δ_1z+Δ_2z(RI(x, y, z)-RI(х, y+Δy, z)-Δ_1y+Δ_2y),

для всех х∈[x₀-kΔr; x₀+kΔr], z∈[z₀-kΔr; z₀+kΔr], где x₀, z₀ - координаты последнего навигационного измерения, kΔr - радиус зоны возможного перемещения ЛА за время, прошедшее с последнего определения координат (k>1), RI - функция поверхности в электронной цифровой карте. Значения х₁ и х₂, которым соответствует минимальные значения функции K_p(x, y, z), признается истинным. Таким образом, получаем А₁=х₂-х₁, и координаты точек (x₁, y₁, z₁) и (x₂, y₂, z₂). При этом соответствующие координаты проверяются путем проверки существования данной точки, для того чтобы избежать неоднозначности, присущей функции K_p(x, y, z). После определения подобным образом информации о третьей точке (х₃, y₃, z₃), становится возможным применить разностно-дальномерный способ (3), при котором $$\overrightarrow{\rho }$$ является расстоянием от определяемой точки поверхности до ЛА, а Δρ - расстоянием между двумя точками поверхности.

Для радиально-скоростного метода возможно упростить выражение (4), (6) и (7) следующим образом.

$$\rho \dot{\rho }=-\dot{X}(X_c-X)-\dot{Y}(Y_c-Y)-\dot{Z}(Z_c-Z)$$ ,

где X_c, Y_c, Z_c - координаты точки поверхности; X, Y, Z - искомые координаты объекта; $$\dot{X}$$ , $$\dot{Y}$$ , $$\dot{Z}$$ - компоненты вектора скорости, определяющего свои координаты объекта;

ρ=(X_c-X)²+(Y_c-Y)²+(Z_c-Z)²

После подстановки (5) в (4) получаем уравнение поверхности для радиально-скоростного метода

$$a_{11}{X}^2+a_{22}{Y}^2+a_{33}{Z}^2+2a_{12}XY+2a_{23}YZ+2a_{13}XZ+2a_{14}X++2a_{24}Y+2a_{34}Z+a_{44}=\mathrm{0,}\text{ в котором}$$

$$a_{11}=-\dot{\rho }+{\dot{X}}^2$$ ; $$a_{12}=\dot{X}\dot{Y}$$ ; $$a_{14}=X_c(2{\dot{\rho }}^2-a_{11})-Y_c{a}_{12}-Z_c{a}_{13}$$ ;

$$a_{22}=-\dot{\rho }+{\dot{Y}}^2$$ ; $$a_{13}=\dot{X}\dot{Z}$$ ; $$a_{24}=Y_c(2{\dot{\rho }}^2-a_{22})-X_c{a}_{12}-Z_c{a}_{23}$$ ;

$$a_{33}=-\dot{\rho }+{\dot{Z}}^2$$ ; $$a_{23}=\dot{Y}\dot{Z}$$ ; $$a_{34}=Z_c(2{\dot{\rho }}^2-a_{33})-Y_c{a}_{23}-X_c{a}_{13}$$ ;

$$a_{44}=-r^2{\dot{\rho }}^2+{\left[X_c\dot{X}+Y_c\dot{Y}+Z_c\dot{Z}\right]}^2$$ ;

$$r^2=X_c{}^2+Y_c{}^2+Z_c{}^2$$ .

При помощи гироскопа крена в момент отклонения луча ДНА вертикально вниз, т.е. ϑ=180°, определяется относительная высота в разные моменты времени, т.е.

h₁=h(t₀),. h₂=h(t₀+Δt), yh₃=h(t₀+2Δt) и т.д.

Используя электронную карту местности, определяются минимальные значения функции

K_p(x, y, z)=(RI(x, y, z)-RI(x, y+Δy, z)-h₁+h₂)(RI(x, y, z)-RI(х, y+2Δy, z)-h₁+h₃),

для всех х∈[x₀-kΔr; x₀+kΔr], z∈[z₀-kΔr; z₀+kΔr], где x₀, z₀ - координаты последнего навигационного измерения, kΔr - радиус зоны возможного перемещения ЛА за время, прошедшее с последнего определения координат (k>1), RI - функция поверхности в электронной цифровой карте. Значения координат, которым соответствует минимальные значения функции K_p(x, y, z), признается истинным. Таким образом, получаем координаты точек (x₁, y₁, z₁), (x₂, y₂, z₂), (x₃, y₃, z₃). При этом соответствующие координаты проверяются путем проверки существования данных точек на расстояниях r₁=VΔt, r₂=V2Δt для того, чтобы избежать неоднозначности, присущей функции K_p(x, y, z). После становится возможным применить радиально-скоростной способ (7), при котором $$\overrightarrow{\rho }$$ является высотой от определяемой точки поверхности до ЛА, а $$\dot{\rho }$$ - скоростью изменения высоты профиля рельефа местности.

Отличительными от наиболее близкого аналога признаками являются:

- использование РЛС для решения задач навигации;

- использование гироскопа крена для определения положения луча ДНА;

- дополнительное оснащение РЛС внутренней памятью с электронными цифровыми картами местности.

Новая совокупность конструктивных элементов позволяет, в частности, за счет выполнения:

- РЛС с электронным сканированием диаграммы направленности антенны с фазированной активной решеткой - обеспечить обнаружение и определение параметров радиоконтрастных целей, определение земной поверхности и измерение дальности до нее, а также обнаружение нерадиоконтрастных целей на земной поверхности;

- коррелятора - обеспечить сравнение входных параметров РЛС с данными электронной карты местности и выдать координаты, где функция сравнения приняла наименьшие значения;

- встроенной памяти с электронными картами местности - выдать необходимую информацию из геоинформационной базы данных для сравнения в коррелятор;

- гироскопа крена - определять направление луча ДНА в качестве входного параметра коррелятора.

В результате реализации предлагаемого устройства появляются следующие возможности:

- возможность подключения РЛС к инерциальной навигационной системе, что позволяет реализовать дифференциальный режим работы ИНС;

- возможность интеграции в одном устройстве средства радиолокации и навигации;

- возможность повышения помехозащищенности РЛС в задачах обнаружения и целеуказания.

Сущность изобретения поясняется чертежом на фиг.2.

Устройство локации и навигации состоит из радиолокационной системы, устройства обработки информации и гироскопа крена.

Радиолокационная система 1 позволяет управлять лучом ДНА, а также получать данные дальномерного канала и передавать их вместе с углами отклонения луча ДНА в устройство обработки информации 2.

Устройство обработки информации 2 содержит блок памяти с электронными картами местности 3, коррелятор 4 и предназначено для выдачи управляющих сигналов в РЛС 1, запросов в блок памяти 3 и расчета текущих координат.

Гироскоп крена 5 предназначен для определения и выдачи в устройство обработки информации текущего угла крена устройства локации и навигации и содержит датчик угловой скорости 6, электронное корректирующее устройство 7.

При появлении необходимости в процессе сканирования бортовой РЛС ЛА окружающего пространства определить координаты ЛА, измеряется угол крена гироскопом 5, земная поверхность сканируется ДНА РЛС 1 с определением высоты рельефа местности в нескольких точках либо одновременно, либо в последовательные моменты времени, после чего информация о расстояниях до точек поверхности или скорости их изменения вместе с информацией об угле крена поступает в коррелятор 4 устройства обработки информации 2, где сравнивается с информацией из блока памяти электронных карт местности 3, в результате чего определяются координаты отсканированных точек поверхности, по которым вычисляются координаты ЛА либо разностно-дальномерным методом, либо радиально-скоростным методом.

Предлагаемое изобретение позволит оснастить ЛА бортовой РЛС с возможностями навигации, обеспечивая повышенную степень интегрированности бортового оборудования, повысить надежность и эффективность навигационных систем за счет возможности подключения РЛС к инерциальной навигационной системе, что позволяет реализовать дифференциальный режим работы ИНС, а также обеспечить возможность обнаружения неконтрастных целей на земной поверхности и повышения помехозащищенности РЛС в задачах обнаружения и целеуказания.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Pierce, McKenzie and Woodward, Loran, McGraw-Hill Book Co., Inc., New York, 1950.

2. Чуров Е.П. Спутниковые системы радионавигации. М., «Сов. радио», 1977, 392 с.

3. http://www.google.com/patents/US7522090.

Изобретение предназначено для решения задач навигации и обнаружения бортовыми системами летательных аппаратов (ЛА) наземных объектов. Достигаемый технический результат изобретения - расширение функциональных возможностей и повышение надежности. Сущность изобретения заключается в том, что в процессе сканирования бортовой радиолокационной системой (РЛС) ЛА окружающего пространства земная поверхность сканируется РЛС с определением высоты рельефа местности в нескольких точках либо одновременно, либо в последовательные моменты времени, после чего информация о расстояниях до точек поверхности или скорости их изменения вместе с информацией об угле крена от гироскопа крена поступает в коррелятор устройства обработки информации, где сравнивается с информацией из блока памяти электронных карт местности, в результате чего определяются координаты отсканированных точек поверхности, по которым вычисляются координаты ЛА либо разностно-дальномерным методом, либо радиально-скоростным методом. 2 ил.

Устройство локации и навигации, содержащее бортовую радиолокационную систему (РЛС) летательного аппарата (ЛА), гироскоп крена и устройство обработки информации, включающее блок памяти с электронными картами местности с коррелятором, отличающееся тем, что РЛС получает управляющие сигналы от коррелятора для задания положения луча РЛС, в процессе сканирования окружающего пространства РЛС измеряется угол крена гироскопом крена, земная поверхность сканируется в режиме определения относительной высоты рельефа местности в нескольких точках постоянно или в последовательные моменты времени, полученная информация о расстояниях до точек поверхности, скорости их изменения, угле крена поступает в коррелятор устройства обработки информации, где сравнивается с информацией из блока памяти электронных карт местности, на основании сравнения определяют те координаты отсканированных точек поверхности, где функция сравнения принимает наименьшие значения, затем в устройство обработки информации передаются координаты данных точек, угол крена, угол положения луча РЛС, данные о моментах времени, после чего в устройстве обработки информации вычисляются координаты ЛА разностно-дальномерным или радиально-скоростным методом и обнаруживаются неконтрастные объекты, отсутствующие в базе данных электронных карт местности.