СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КООРДИНАТ ИСТОЧНИКА РАДИОИЗЛУЧЕНИЯ С БОРТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ТРИОРТОГОНАЛЬНОЙ РАМОЧНОЙ АНТЕННОЙ СИСТЕМЫ Российский патент 2021 года по МПК G01S1/08 G01S5/04 G01R29/08 

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано в системах радиомониторинга при решении задачи скрытного определения координат источников радиоизлучений (ИРИ), в частности для определения координат ИРИ с борта летательного аппарата (ЛА).

Известен способ определения местоположения пользовательского терминала с использованием двух спутников-ретрансляторов (CP) [1]. Указанный способ заключается в том, что на основе измерений временных задержек и частотных сдвигов между переданными и принятыми тестовыми сигналами системы, с учетом известных координат первого и второго спутников-ретрансляторов CP₁, СР₂, векторов их скоростей , , координат узла межсетевого сопряжения (УМС) и предварительно заданных частот конвертирования f_Г1, f_Г2 рабочих частот CP1, СР2, вычисляют широту ϕ_ПТ и долготу λ_ПТ пользовательского терминала (ПТ).

Для реализации указанного известного способа выполняют следующие этапы:

определяют расстояние R_CP1-ПТ между первым CP₁ и ПТ;

определяют расстояние R_CP2-ПТ между вторым СР₂ и ПТ;

измеряют модуль , азимут α_ПТ вектора скорости пользовательского терминала и его высоту h_ПТ относительно земной поверхности;

вычисляют в УМС доплеровские сдвиги частот и первого и второго узкополосных тестовых сигналов, обусловленные радиальными скоростями ПТ относительно CP₁ и СР₂, для чего предварительно определяют вероятные местоположения ПТ с учетом известных координат CP₁, СР₂ и определенных параметров R_CP1-ПТ и R_CP2-ПТ;

определяют, по меньшей мере, один из параметров: радиальную скорость перемещения первого CP₁ относительно ПТ, и/или радиальную скорость перемещения второго СР₂ относительно ПТ, с учетом доплеровских сдвигов частот и/или ;

вычисляют широту ϕ_ПТ и долготу λ_ПТ ПТ.

При таком способе обеспечивается высокая точность определения координат пользовательского терминала в широком диапазоне скоростей его перемещения за счет определения частотных сдвигов сигналов системы.

Недостатками аналога являются: длительное время определения координат ПТ, связанное с необходимостью проведения дополнительных измерений модуля, азимута вектора скорости ПТ и его высоты относительно земной поверхности; необходимость ответной передачи тестовых сигналов с ПТ, чьи координаты необходимо определить в УМС через СР.

Известен способ определения координат ИРИ с использованием летательного аппарата [2]. Указанный способ заключается в том, что:

выбирают 3-мерную декартову систему координат (ДСК) для производства измерений и расчетов;

размещают измеритель на ЛА;

перемещают указанный ЛА в пространстве;

принимают радиосигнал ИРИ в заданной полосе частот ΔF;

измеряют и запоминают первичные координатно-информативные параметры принятого радиосигнала, в качестве которых используют амплитуды напряженности электрического поля (АНЭП), создаваемее ИРИ в точках приема;

измеряют и запоминают вторичные параметры (ВП) - координаты местоположения ЛА;

многократно измеряют и запоминают совокупности АНЭП E_n (где п=1…N) и ВП - координаты ЛА в 3-х мерной ДСК x_n, y_n и z_n в процессе перемещения ЛА;

вычисляют N - 1 коэффициентов окружностей Апполония, как отношений АНЭП, перемноженных на обратные отношения высот ЛА в соответствующих точках измерения;

формируют N - 1 сферических поверхностей положения (СПП) ИРИ путем построения и последующего вращения окружностей Апполония вокруг осей, соединяющих соответствующие фокусы;

в качестве координат ИРИ в пространстве принимают координаты точки пересечения N - 1 указанных СПП ИРИ.

В указанном способе компенсируется ошибка определения координат ИРИ на плоскости на основе использования СПП ИРИ, формируемых вращением окружностей Апполония вокруг осей, соединяющих соответствующие фокусы.

Недостатком аналога являются длительное время определения координат ИРИ, связанное с необходимостью измерения N ≥ 5 раз совокупности АНЭП и ВП в процессе перемещения ЛА.

Из известных способов наиболее близким аналогом (прототипом) предлагаемого способа по своей технической сущности является способ определения координат ИРИ с борта ЛА с использованием триортогональной рамочной антенной системы (ТОРАС) [3] заключающийся в том, что: принимают радиосигналы с использованием ТОРАС, измеряют координаты центров и углы ориентации ТОРАС в различные моменты времени t₁ и t₂, затем формируют вспомогательные плоскости положения ИРИ, определяют линии положения ИРИ как линии пересечения каждой из вспомогательных плоскостей положения ИРИ с поверхностью Земли и вычисляют координаты ИРИ в точке пересечения линий положения ИРИ.

Недостатком способа прототипа является длительное время определения координат ИРИ, связанное с временным интервалом между моментами времени t₁ и t₂, обусловленным необходимостью перемещения ЛА между измерениями на расстояние, соизмеримое с расстоянием от ЛА до ИРИ.

Техническим результатом изобретения является снижение времени, затрачиваемого на определение координат ИРИ, на основе использования ТОРАС, состоящей из трех антенных элементов (АЭ) в виде рамок.

Поставленная цель достигается тем, что в известном способе определения координат ИРИ с борта ЛА с использованием ТОРАС, состоящей из трех АЭ в виде рамок, заключающемся в том, что выбирают топоцентриче-скую декартову систему координат (ДСК) O_ЗX_ЗY_ЗZ_З и ДСК O_ЛX_ЛY_ЛZ_Л связанную с ЛА для производства измерений и расчетов, размещают измерительную аппаратуру, оснащенную ТОРАС, на ЛА, который перемещают в пространстве, измеряют координаты центра ТОРАС О_Л и углы ориентации ТОРАС в моменты времени t₁ и t₂, измеряют в моменты времени t₁ и t₂ с помощью ТОРАС ортогональные компоненты H_x1, H_y1, H_z1 и H_x2, H_y2, H_z2 векторов напряженности магнитного поля и принятого аналогового радиосигнала, определяют ориентацию векторов напряженности магнитного поля и в ДСК O_ЛX_ЛY_ЛZ_Л путем векторного сложения ортогональных компонент H_x1, H_y1, H_z1 и H_x2, H_y2, H_z2 соответственно, строят вспомогательные плоскости Ω_H1 и Ω_H2, так, что бы они были перпендикулярны векторам и соответственно и проходили через центр ТОРАС О_Л, вычисляют координаты ИРИ с учетом вспомогательных плоскостей Ω_H1 и Ω_H2, временной интервал между моментами времени t₁ и t₂ выбирают равным четверти периода электромагнитной волны T/4 измеряемого радиосигнала.

Дополнительно строят линию положения ИРИ l, соответствующую пересечению плоскостей Ω_H1 и Ω_H2. Выбирают поверхность Земли как поверхность положения ИРИ. Вычисляют координаты ИРИ находящегося в точке пересечения линии положения ИРИ l с поверхностью Земли.

В качестве поверхности Земли выбирают плоскость Ω₃₁, если расстояние от ЛА до предполагаемого ИРИ менее 100 км. Если же расстояние от ЛА до предполагаемого ИРИ более 100 км, то в качестве поверхности Земли выбирают сферу Ω₃₂ с радиусом R, зависящем от широты ЛА.

Благодаря указанной новой совокупности существенных признаков, в том числе за счет выбора временного интервала между моментами времени t₁ и t₂ равным четверти периода электромагнитной волны T/4 измеряемого радиосигнала, построения линии положения ИРИ l, соответствующей пересечению плоскостей Ω_H1 и Ω_H2, вычисления координат ИРИ, находящегося в точке пересечения линии положения ИРИ l с поверхностью Земли, достигается цель изобретения: снижение времени, затрачиваемого на определение координат ИРИ, на основе использования ТОРАС, состоящей из трех антенных элементов в виде рамок. Снижение времени, затрачиваемого на определение координат ИРИ, обуславливается отсутствием необходимости перемещения ЛА на расстояние, соизмеримое с дальностью от ЛА до ИРИ.

Заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых показаны:

на фиг. 1 положение вспомогательной плоскости Ω_H1, включающей вектор и перпендикулярной вектору в момент времени t₁;

на фиг. 2 положение вспомогательной плоскости Ω_H2, включающей вектор и перпендикулярной вектору в момент времени t₂;

на фиг. 3 положение линии положения ИРИ l, как линии пересечения вспомогательных плоскостей Ω_H1 и Ω_H2;

на фиг. 4 конфигурация ТОРАС состоящая из трех АЭ в виде рамок в ДСК O_ЛX_ЛY_ЛZ_Л;

на фиг. 5 ортогональные компоненты H_x1, H_y1, H_z1 вектора напряженности магнитного поля в момент времени t₁ в ДСК O_ЛX_ЛY_ЛZ_Л;

на фиг. 6 ортогональные компоненты H_x2, H_y2, H_z2 вектора напряженности магнитного поля в момент времени t₂ в ДСК O_ЛX_ЛY_ЛZ_Л;

на фиг. 7 векторы напряженности магнитного поля с эллиптической поляризацией , , и в моменты времени t₁, t₂, t₂ и t₄ в ДСК O_ЛX_ЛY_ЛZ_Л;

на фиг. 8 временные диаграммы ортогональных компонент H_x, H_y, H_z, принятых на АЭ 3, 4 и 5 ТОРАС, а также их значения H_x1, H_y1, H_z1 и H_x2, H_y2, H_z2, измеренные в моменты времени t₁ и t₂ соответственно;

на фиг. 9 графическое представление определения координат ИРИ как пересечения линий положения ИРИ l с поверхностью Земли, представленной в виде плоскости Ω₃₁ в ДСК O_ЗX_ЗY_ЗZ_З;

на фиг. 10 графическое представление определения координат ИРИ как пересечения линий положения ИРИ l с поверхностью Земли, представленной в виде сферической поверхности Ω₃₂ в ДСК O_ЗX_ЗY_ЗZ_З.

Определение координат ИРИ является важным составным элементом мониторинга сигналов. Достоинством системы ОМП ИРИ является скрытность при определении координат вследствие отсутствия активного излучения. Размещение технических средств системы ОМП на ЛА и в том числе на беспилотных ЛА позволяет существенно расширить зону мониторинга с возможностью осуществлять обнаружение и определение координат ИРИ в труднодоступных районах.

Использование ЛА в качестве платформы для развертывания средств радиомониторинга приводит к возникновению ряда проблем, основными из которых являются:

увеличение уровня помех и связанное с ним снижение отношения сигнал/шум на входе бортового радиоприемного устройства;

ограничение массогабаритных показателей полезной нагрузки на ЛА, которые не позволяют разместить на нем эффективные антенные системы и многоканальные радиоприемные устройства;

нестабильность ориентации ЛА в пространстве, которая приводит к резкому увеличению ошибок пеленгования и к снижению точности определения координат ИРИ.

Большинство способов определения координат ИРИ основано на пеленговании радиосигналов несколькими измерителями, либо одним, перемещающимся в пространстве измерителем. Повышение точности определения координат ИРИ в большинстве случаев достигается увеличением базы пеленгования. В частности, в способе прототипе в ходе определения координат ИРИ предусмотрено перемещение ЛА на расстояние, соизмеримое с расстоянием от ЛА до ИРИ.

В предложенном способе координат ИРИ определяют с помощью сосредоточенной ТОРАС, способной определить поляризацию радиосигнала в точке приема.

Поляризация электромагнитной волны является ее пространственно-временной характеристикой и определяется видом траектории, описываемой концом вектора напряженности магнитного или электрического поля в фиксированной точке пространства.

На фиг. 1 и фиг. 2 отображены ИРИ 1 и измеритель 2 параметров электромагнитной волны в моменты времени t₁ и t₂.

Вектор Пойтинга совпадает с направлением распространения электромагнитной волны и является результатом векторного произведения векторов напряженности электрического и магнитного полей, то есть образует вместе с ними правую тройку векторов.

На фиг. 1 и фиг. 2 отображены положения вектора Пойтинга , а также векторов напряженности электрического , и магнитного , полей в моменты времени t₁ и t₂ соответственно. Причем временной интервал между моментами времени t₁ и t₂ выбирают равным четверти периода электромагнитной волны T/4 измеряемого радиосигнала. Перемещением в пространстве ЛА за указанный временной интервал можно пренебречь.

На фиг. 1 и фиг. 2 показана часть фазового фронта волны Ω_EH, определяемого как поверхность одинаковых фаз векторов поля ( или ), перпендикулярная направлению распространения электромагнитной волны (т.е. перпендикулярная вектору Пойтинга ).

Вспомогательные плоскости Ω_H1 и Ω_H2, ортогональны векторам напряженности магнитного поля и в моменты времени t₁ и t₂ соответственно и проходят через центр ТОРАС О_Л.

Пересечение плоскостей Ω_H1 и Ω_H2, соответствует линии положения ИРИ l (см. фиг. 3). Поскольку временной интервал между моментами времени t₁ и t₂ выбирают равным четверти периода электромагнитной волны T/4 измеряемого радиосигнала, угол между плоскостями Ω_H1 и Ω_H2, равен π/2.

Для измерения ортогональных компонент векторов напряженности магнитного поля и в заявленном способе используют ТОРАС, состоящую из трех АЭ 3, 4 и 5 в виде рамок (см. фиг. 4).

В предлагаемом способе для моментов времени t₁ и t₂ используют ДСК O_ЛX_ЛY_ЛZ_Л, в которой центр координат О_Л совмещен с центром ТОРАС, оси O_ЛX_Л, O_ЛY_Л и O_ЛZ_Л перпендикулярны АЭ 3, 4 и 5 (см. фиг. 4).

Векторная сумма ортогональных компонент напряженностей магнитного поля H_x1, H_y1, H_z1, измеренных на АЭ 3, 4 и 5 ТОРАС соответственно в момент времени t₁ составляет вектор напряженности магнитного поля (см. фиг. 5).

Аналогично, векторная сумма ортогональных компонент напряженностей магнитного поля H_x2, H_y2, H_z2, измеренных на АЭ 3, 4 и 5 ТОРАС в момент времени t₂ составляет вектор напряженности магнитного поля (см. фиг. 6).

На фиг 7 отображены векторы напряженности магнитного поля с эллиптической поляризацией , , и в моменты времени t₁, t₂, t₃ и t₄ в ДСК O_ЛX_ЛY_ЛZ_Л. Между моментами времени t₁ и t₂, t₂ и t₃, t₃ и t₄ выбрана временной интервал составляющий четверть периода электромагнитной волны T/4 измеряемого радиосигнала. За период электромагнитной волны T вектор напряженности магнитного поля эллиптической поляризацией опишет эллипс и вернется в первоначальное состояние.

На фиг. 8 представлены временные диаграммы ортогональных компонент H_x, H_y, H_z, принятого в общем случае эллиптически поляризованного аналогового радиосигнала на АЭ 3, 4 и 5 ТОРАС соответственно. В моменты времени t₁ и t₂ измеряют значения компонент H_x1, H_y1, H_z1 и H_x2, H_y2, H_z2 с помощью АЭ 3, 4 и 5 ТОРАС соответственно.

Строят вспомогательные плоскости Ω_H1 и Ω_H2, ортогональные векторам напряженности магнитного поля и соответственно и проходящие через центр ТОРАС О_Л в моменты времени t₁ и t₂, который совмещен в свою очередь с началом ДСК O_ЛX_ЛY_ЛZ_Л (см. фиг. 9 и фиг. 10). Вспомогательные плоскости Ω_H1 и Ω_H2 описываются уравнениями:

Строят линию положения ИРИ l на пересечении плоскостей Ω_H1, Ω_H2.

Алгебраически такое построение соответствует решению системы уравнений (1) и (2):

Вычисляют координаты точки пересечения линий положения ИРИ l и поверхности Земли.

В качестве поверхности Земли выбирают плоскость Ω₃₁, если расстояние от ЛА до предполагаемого ИРИ менее 100 км (см. фиг. 9). Уравнение плоскости Ω₃₁ в выбранной топоцентрической ДСК O_ЗX_ЗY_ЗZ_З будет иметь вид:

z=0.

На основе измеренных координат центра ТОРАС ОЛ и углов ориентации ТОРАС в моменты времени t₁ и t₂, используя матрицы поворота, преобразуют уравнение плоскости Ω₃₁ в ДСК O_ЛX_ЛY_ЛZ_Л связанную с ЛА:

Тогда координаты точки пересечения линии положения ИРИ l и поверхности Земли будут удовлетворять системе уравнений:

В качестве поверхности Земли выбирают сферическую поверхность Ω₃₂, если расстояние от ЛА до предполагаемого ИРИ более 100 км (см. фиг. 10). Уравнение плоскости Ω₃₂ в выбранной топоцентрической ДСК O_ЗX_ЗY_ЗZ_З будет иметь вид:

(x-x₀)²+(y-y₀)²+(y-y₀)²=R²,

где x₀, y₀ и z₀ - координаты О_З в геоцентрической ДСК; R - эквивалентный радиус Земли, соответствующий широте О_З.

На основе измеренный координат центра ТОРАС О_Л и углов ориентации ТОРАС в моменты времени t₁ и t₂, используя матрицы поворота, преобразуют уравнение сферической поверхности Ω₃₂ в ДСК O_ЛX_ЛY_ЛZ_Л связанную с ЛА:

z=f₂(x, y).

Тогда координаты точки пересечения линий положения ИРИ l и поверхности Земли будут удовлетворять системе уравнений:

Решением системы уравнений (4) или (5) будут координаты точки пересечения линий положения ИРИ l с поверхностью Земли. Полученные координаты принимают в качестве координат ИРИ в ДСК O_ЛX_ЛY_ЛZ_Л. При необходимости возможно, используя матрицы поворота, преобразовать указанные координаты в топоцентрическую ДСК O_ЗX_ЗY_ЗZ_З.

Реализация заявленного способа преимущественно целесообразна при размещении ТОРАС на подвижном объекте, в частности на ЛА. При этом необходимо с высокой точностью определять координаты ЛА и углы ориентации ЛА.

Снижение времени, затрачиваемого на определение координат ИРИ, заявленным способом по сравнению со способом прототипом возможно в десятки и даже сотни раз (в зависимости от дальности между ЛА и ИРИ), которое достигается за счет за счет отсутствия необходимости перемещения ЛА в ходе определения координат ИРИ на большие расстояния, соизмеримые с дальностью от ЛА до ИРИ, что указывает на возможность достижения указанного технического результата.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Волков Р.В., Саяпин В.Н., Севидов В.В. Способ определения местоположения пользовательского терминала с использованием двух спутников-ретрансляторов. Патент РФ на изобретение №2605457 от 18.09.2015. Опубл. 20.12.2016. Бюл. 35.

2. Агиевич С.Н., Дворников С.В., Земсков Д.С., Севидов В.В., Федо-ренко И.В. Способ определения координат источника радиоизлучения с использованием летательного аппарата. Патент РФ на изобретение №2644580 от 31.05.17. Опубл. 13.02.2018. Бюл. 5.

3. Богдановский С.В., Ледовская Э.Г., Севидов В.В., Симонов А.Н., Фокин Г.А. Способ определения координат источника радиоизлучения с борта летательного аппарата с использованием триортогональной рамочной антенной системы Патент RUS №2709607, опубл. 19.12.2019 Бюл. №35.

Патент РФ на изобретение №2709607 от 09.01.2019. Опубл. 19.12.2019. Бюл. 35.

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано в системах радиомониторинга при решении задачи скрытого определения координат источника радиоизлучения (ИРИ), в условиях априорной неопределенности относительно поляризационных и пространственных параметров радиосигналов, шумов и помех, когда предъявляются требования к минимизации габаритных размеров пеленгаторной антенной системы, в частности для определения координат ИРИ с борта летательного аппарата. Техническим результатом изобретения является снижение времени, затрачиваемого на определение координат ИРИ, на основе использования триортогональной рамочной антенной системы (ТОРАС), состоящей из трех антенных элементов в виде рамок. Способ основан на измерении с помощью ТОРАС ортогональных компонент H_x1, H_y1, H_z1 и H_x2, H_y2, H_z2 векторов напряженности магнитного поля и с интервалом равным четверти периода электромагнитной волны Т/4 измеряемого радиосигнала в моменты времени t₁ и t₂, определении ориентации векторов и в пространстве, построении вспомогательных плоскостей Ω_H1 и Ω_H2, построении линии положения ИРИ l, выборе поверхности Земли как поверхности положения ИРИ, вычислении координат ИРИ в точке пересечения линии положения ИРИ l с поверхностью Земли. 1 з.п. ф-лы, 10 ил.

1. Способ определения координат источника радиоизлучения (ИРИ) с борта летательного аппарата (ЛА) с использованием триортогональной рамочной антенной системы (ТОРАС), состоящей из трех антенных элементов в виде рамок, заключающийся в том, что выбирают топоцентрическую декартову систему координат (ДСК) O_ЗX_ЗY_ЗZ_З и ДСК O_ЛX_ЛY_ЛZ_Л, связанную с ЛА для производства измерений и расчетов, размещают измерительную аппаратуру, оснащенную ТОРАС, на ЛА, который перемещают в пространстве, измеряют координаты центра ТОРАС ОЛ и углы ориентации ТОРАС в моменты времени t₁ и t₂, измеряют в моменты времени t₁ и t₂ с помощью ТОРАС ортогональные компоненты H_x1, H_y1, H_z1 и H_x2, H_y2, H_z2 векторов напряженности магнитного поля и принятого аналогового радиосигнала, определяют ориентацию векторов напряженности магнитного поля и в ДСК O_ЛX_ЛY_ЛZ_Л путем векторного сложения ортогональных компонент H_x1, H_y1, H_z1 и H_x2, H_y2, H_z2 соответственно, строят вспомогательные плоскости Ω_H1 и Ω_H2, так, что бы они были перпендикулярны векторам и соответственно и проходили через центр ТОРАС ОЛ, вычисляют координаты ИРИ с учетом вспомогательных плоскостей Ω_H1 и Ω_H2, отличающийся тем, что временной интервал между моментами времени t₁ и t₂ выбирают равным четверти периода электромагнитной волны T/4 измеряемого радиосигнала, дополнительно строят линию положения ИРИ l, соответствующую пересечению плоскостей Ω_H1 и Ω_H2, выбирают поверхность Земли как поверхность положения ИРИ, вычисляют координаты ИРИ находящегося в точке пересечения линии положения ИРИ l с поверхностью Земли.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве поверхности Земли выбирают плоскость Ω₃₁, если расстояние от ЛА до предполагаемого ИРИ менее 100 км, а при расстоянии от ЛА до предполагаемого ИРИ более 100 км в качестве поверхности Земли выбирают сферу Ω₃₂ с радиусом R, зависящем от широты ЛА.