СПОСОБ ИЗМЕРЕНИЯ ПУТЕВОЙ СКОРОСТИ И УГЛА СНОСА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2018 года по МПК G01S13/58 

Изобретение относится к измерительной технике, в частности к способам измерения путевой скорости и угла сноса летательного аппарата в автономных навигационных системах с использованием электромагнитных волн.

Для решения ряда навигационных задач, в особенности основной задачи навигации - определения места самолета - необходимо знать его полную скорость W_H (скорость относительно земной поверхности), где проекцией ее на горизонтальную плоскость является путевая скорость W.

В настоящее время известны и применяются способы для измерения скорости и угла сноса летательного аппарата ЛА, использующие барометрический принцип действия. Он отличается высокой надежностью и простотой реализации, однако имеет существенные недостатки. Барометрический способ измерения скорости определяет воздушную скорость V и не учитывает скорость и направление воздушного потока U. Путевая скорость является суммой этих двух векторов с учетом вертикальной скорости, поэтому необходима постоянная коррекция из-за изменений в скорости ветра, температуры, плотности воздуха. Угол между скоростями V и W называется углом сноса ϕ. Его коррекция осуществляется передачей данных по ориентирам на местности или по сигналам спутниковой навигации. Это приводит к невысокой точности, особенно при отсутствии связи, видимости или при пропадании сигналов со спутников. Поэтому для определения путевой скорости W и угла сноса ϕ применяются радиоволновые способы на основе эффекта Доплера. Это единственные способы, которые позволяют автономно измерять путевую скорость с учетом угла сноса. В частности, известен способ, описанный в доплеровском измерителе путевой скорости и угла сноса самолета (ДИСС) (Бакулев П.А., Сосновский А.А. Радиолокационные и радионавигационные системы. М., Радио и связь, 1994).

На Фиг. 1 поясняется принцип действия доплеровского однолучевого измерителя путевой скорости и угла сноса.

Как показано на Фиг. 1, в простейшем однолучевом ДИСС радиоволновое излучение с частотой ƒ_u направляется антенной с ЛА на подстилающую поверхность под углом β₀ по направлению полета. Для определения спектра частот отраженного сигнала необходимо вырезать из облучаемой площади А элементарную полоску A_i, все точки которой расположены на направлениях, составляющих угол β_i с вектором скорости W. Имея в виду, что каждой из N элементарных полосок соответствует доплеровский сдвиг частоты ƒ_Di, для всей облучаемой площади спектр отраженного сигнала можно представить последовательностью частот

где λ_u=c/ƒ_u - длина волны излучаемого колебания, с - скорость света в воздухе. Если отражающие свойства поверхности в пределах облучаемой площади одинаковы, то форма огибающей спектра определяется формой диаграммы направленности (ДНА) измерителя в вертикальной плоскости. Максимальную мощность в этом случае имеет сигнал на средней частоте доплеровского спектра, соответствующей направлению W (оси ДНА).

Если вектор W горизонтален (высота полета Н постоянна и угол α=0) и составляет с осью ДНА угол γ в горизонтальной и β₀ в вертикальной плоскости, то доплеровская частота:

.

В процессе вращения антенны, при совмещении направления облучения в горизонтальной плоскости с вектором W угол γ=0 и доплеровское приращение частоты достигает максимума:

В этот момент средняя доплеровская частота ƒ_Dm определяется с помощью частотомера, затем вычисляется путевая скорость W по формуле (2). Угол сноса ϕ равен углу, составленному осью самолета и осью ДНА в момент ее совмещения с направлением вектора путевой скорости.

Данный способ не обладает достаточной точностью из-за его низкой чувствительности к изменению угла γ при небольших рассогласованиях направлений W и оси ДНА в горизонтальной плоскости. Снижают точность также наличие вибрации, нестабильность частоты и амплитуды генератора, неравномерные отражающие свойства облучаемой поверхности, поскольку весь шум, вызванный этими факторами, накладывается на спектр доплеровского сигнала. Особо следует отметить влияние крена и возможного наличия вертикальной составляющей скорости, которые влияют на величину W, но никак не учитываются. Это приводит к необходимости дополнительного измерения высоты или поддержания антенной системы строго в горизонтальном положении, что сильно усложняет и удорожает общую систему навигации.

Более высокую точность показывают многолучевые способы измерения путевой скорости и угла сноса. Наиболее близким по технической сущности является способ измерения путевой скорости и угла сноса (Ю.П. Гришин, В.П. Ипатов, Ю.М. Казаринов и др./ Под ред. Ю.М. Казаринова. Радиотехнические системы - Радиотехнические системы: Учеб. для Вузов по спец. «Радиотехника» / М.: Высш. шк., 1990, с. 362), принятый за прототип.

На Фиг. 2 показана схема, поясняющая принцип действия доплеровского двухлучевого способа измерения путевой скорости и угла сноса, выбранного в качестве прототипа.

Способ заключается в облучении радиоволнами с фиксированной частотой подстилающей поверхности двумя антеннами, каждая из которых ориентирована под углом θ с каждой из сторон от оси самолета в горизонтальной плоскости и под углом β₀ в вертикальной (см. Фиг. 2), приеме отраженных волн, смешивании с частью излучаемой волны и выделении первого и второго доплеровских сигналов, а вычисление путевой скорости W и угла сноса ϕ производится по частотам доплеровских сигналов ƒ_D1 и ƒ_D2.

При этом не используется поворотное устройство для системы антенн, а путевая скорость W и угол сноса ϕ находится из решения системы двух уравнений с двумя неизвестными:

Данный способ позволяет определить путевую скорость с углом сноса и поперечную составляющую скорости с высокой точностью, благодаря высокой чувствительности к изменению доплеровских частот при отклонении оси самолета в горизонтальной плоскости. Положительное влияние на точность также оказывает отказ от использования поворотного устройства. Однако способ не устраняет ошибки от наличия вертикальной составляющей скорости (при α≠0).

Если же ЛА летит с набором высоты или снижается, то появляется вертикальная составляющая полной скорости W_Y (см. Фиг. 1 и Фиг. 2), которая не дает приращения горизонтального пути ЛА, но входит в результат измерений доплеровских частот для обеих антенных систем, соответственно уменьшая или увеличивая ее значение. Это может привести к значительной ошибке в измерении путевой скорости. С учетом вертикальной составляющей скорости система уравнений (3) примет вид:

знак « - » у второго члена в уравнениях идет при наборе высоты (кабрировании), а «+» - при снижении (пикировании).

Таким образом, для точного измерения путевой скорости необходимо также знать текущее значение вертикальной скорости W_Y.

Техническим результатом настоящего изобретения является повышение точности измерения путевой скорости и угла сноса летательного аппарата.

Технический результат достигается тем, что в способе измерения путевой скорости и угла сноса летательного аппарата, заключающемся в облучении радиоволнами подстилающей поверхности двумя антенными системами, каждая из которых ориентирована под углом θ с каждой из сторон от его оси в горизонтальной плоскости и под углом β₀ в вертикальной, приеме отраженных волн, смешивании с частью излучаемой волны и выделении двух доплеровских сигналов, вычислении доплеровских частот ƒ_D1 и ƒ_D2 по максимумам спектров этих сигналов, дополнительно устанавливают разные частоты излучения радиоволн для первой и второй антенн ƒ₁ и ƒ₂, выделяют сигналы разностной частоты между этими двумя излучаемыми S₀ и принимаемыми S_ψ волнами, пропускают сигнал S_ψ через фильтр, настроенный на частоту F=ƒ₁-ƒ₂, измеряют фазу между сигналами S₀ и S_ψ, - ψ, по изменению фазы Δψ относительно опорного сигнала S₀ за интервал времени Δt, определяют вертикальную составляющую скорости W_Y, по величинам ƒ_D1, ƒ_D2 и W_Y вычисляют путевую скорость W и угол сноса ϕ.

Система уравнений (4) преобразуется к следующему виду:

где λ₁=c/ƒ₁ и λ₂=c/ƒ₂ - длины волн излучаемых колебаний. В этой системе уравнений имеются три неизвестных W, ϕ и W_Y. Вертикальную составляющую скорости W_Y можно определить следующим образом.

Каждая из волн, излучаемых первой и второй антеннами с частотами ƒ₁ и ƒ₂ - S₂₁ и S₂₂, после отражения приходит обратно на смесители с задержкой по времени или , где L - расстояние по оси диаграммы направленности до поверхности земли в м, а Н - высота в м:

S₂₁=S₂₁₀sin (2πƒ₁t+2πλ₁τ/c) и S₂₂=S₂₂₀sin (2πƒ₂t+2πλ₂τ/с),

где S₂₁₀ и S₂₂₀ - амплитуды принятых волн с частотами ƒ₁ и ƒ₂. Если теперь с помощью смесителя выделить сигнал разностной частоты этих двух принятых волн S_ψ, то его фаза ψ тоже будет сдвинута на время τ:

где F=ƒ₁-ƒ₂ - частота сигнала разностной частоты S_ψ с амплитудой S_ψ0 между принятыми отраженными сигналами S₂₁ и S₂₂. Из формулы (6) видно, что фаза этого сигнала ψ зависит от времени τ и, следовательно, высоты ЛА - Н. При этом из-за периодичности синусоидального сигнала, диапазон однозначности будет повторяться через каждую полуволну сигнала S_ψ, что соответствует высоте . Таким образом, измеряя изменения фазы ψ относительно опорного сигнала за небольшой интервал времени Δt - Δψ/Δt, из формулы (6) можно определить вертикальную составляющую скорости W_Y - ΔН/Δt, при изменениях высоты полета Н:

В качестве опорного сигнала S₀ можно использовать сигнал разностной частоты от излучаемых волн S₁₁ и S₁₂ с частотами ƒ₁ и ƒ₂, выделяемый на отдельном смесителе. Для устранения влияния доплеровских частот, можно использовать пропускающий фильтр на частоту F для сигнала разностной частоты S_ψ от принимаемых волн S₂₁ и S₂₂.

Таким образом, по полученному значению W_Y из уравнения (7) и измеренным значениям ƒ_D1 и ƒ_D2 можно найти значения W и ϕ, решая систему двух уравнений с двумя неизвестными любым численным методом (5).

На Фиг. 3 показана структурная схема устройства, реализующего способ.

Устройство содержит генераторы СВЧ 1, 8, направленные ответвители 2, 3, 6 и 9, 10, 13, циркуляторы 4, 11, антенны 5, 12, смесители 7, 14, 15, 17, 18, фильтр 16 и вычислительный блок 19.

Устройство работает следующим образом.

СВЧ-волны с частотами ƒ₁ и ƒ₂ через направленные ответвители 2, 3 и 9, 10, циркуляторы 4, 11 поступают на антенны 5, 12, ориентированные под углом β₀ к поверхности и углом θ к оси ЛА. Отраженные волны S₂₁ и S₂₂ принимаются антеннами и через циркуляторы поступают на первые входы смесителей 7 и 14 через направленные ответвители 6 и 13. На вторые входы этих смесителей поступает часть мощности излучаемых волн от дополнительных выводов направленных ответвителей 3 и 10. Доплеровские сигналы с выходов этих смесителей ƒ_D1 и ƒ_D2 поступают на входы вычислительного блока 19. Части мощности отраженных сигналов поступают с дополнительных выводов направленных ответвителей 6 и 13 на входы смесителя 15. Сигнал с его выхода S_ψ поступает через фильтр на частоту F 16 на первый вход смесителя 17. На второй его вход поступает сигнал с выхода смесителя 18 S₀, на входы которого поступает часть мощности излучаемых волн через дополнительные выводы направленных ответвителей 2 и 9. На выходе смесителя 17 образуется сигнал, пропорциональный фазе сигнала разностной частоты ψ, который поступает на вычислительный блок 19. В этом блоке происходит вычисление по изменению фазы Δψ относительно опорного сигнала S₀ за интервал времени Δt, вертикальной составляющей скорости W_Y, а затем путевой скорости W и угла сноса ϕ из решения системы уравнений (5) с учетом измеренных ƒ_D1, ƒ_D2 и вычисленной скорости W_Y.

Изобретение относится к измерительной технике, в частности к способам измерения путевой скорости и угла сноса летательного аппарата в автономных навигационных системах с использованием электромагнитных волн. Достигаемый технический результат - увеличение точности измерения. Указанный результат достигается тем, что в способе измерения путевой скорости и угла сноса летательного аппарата, заключающемся в облучении радиоволнами подстилающей поверхности двумя антенными системами, каждая из которых ориентирована под углом θ с каждой из сторон от его оси в горизонтальной плоскости и под углом β₀ в вертикальной, приеме отраженных волн, смешивании с частью излучаемой волны и выделении двух доплеровских сигналов, вычислении доплеровских частот ƒ_D1 и ƒ_D2 по максимумам спектров этих сигналов, дополнительно устанавливают разные частоты излучения радиоволн для первой и второй антенн ƒ₁ и ƒ₂, выделяют сигналы разностной частоты между этими двумя излучаемыми S₀ и принимаемыми S_ψ волнами, пропускают сигнал S_ψ через фильтр, настроенный на частоту F=ƒ₁-ƒ₂, измеряют фазу между сигналами S₀ и S_ψ - ψ, по изменению фазы Δψ относительно опорного сигнала S₀ за интервал времени Δt определяют вертикальную составляющую скорости W_Y, по величинам ƒ_D1, ƒ_D2, и W_Y вычисляют путевую скорость W и угол сноса ϕ. 3 ил.

Способ измерения путевой скорости и угла сноса летательного аппарата, заключающийся в облучении радиоволнами подстилающей поверхности двумя антенными системами, каждая из которых ориентирована под углом θ с каждой из сторон от его оси в горизонтальной плоскости и под углом β₀ в вертикальной, приеме отраженных волн, смешивании с частью излучаемой волны и выделении двух доплеровских сигналов, вычислении доплеровских частот ƒ_D1 и ƒ_D2 по максимумам спектров этих сигналов, отличающийся тем, что устанавливают разные частоты излучения радиоволн для первой и второй антенн ƒ₁ и ƒ₂, выделяют сигналы разностной частоты между этими двумя излучаемыми S₀ и принимаемыми S_ψ волнами, пропускают сигнал S_ψ через фильтр, настроенный на частоту F=ƒ₁-ƒ₂, измеряют фазу между сигналами S₀ и S_ψ - ψ, по изменению фазы Δψ относительно опорного сигнала S₀ за интервал времени Δt определяют вертикальную составляющую скорости W_Y, по величинам ƒ_D1, ƒ_D2 и W_Y вычисляют путевую скорость W и угол сноса ϕ.