КИНЕМАТИЧЕСКИЙ СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ДАЛЬНОСТИ ДО ИСТОЧНИКА ИЗЛУЧЕНИЯ Российский патент 2024 года по МПК G01S5/02 G01C21/24 G01S17/06 B64C19/02 

Предлагаемое изобретение относится к кинематическим методам определения дальности до наземного источника излучения с использованием пеленгатора с разнесенными антеннами, размещенными на борту летательного аппарата (ЛА), выполняющего полет определенного профиля в горизонтальной плоскости в направлении источника излучения.

Известен азимутально-угломестный способ определения дальности до источника излучения (ИИ), основанный на одновременном измерении азимута и угла места на источник излучения [Защита радиолокационных систем от помех. Под ред. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. М.: Радиотехника, 2003. 416 с: ил., стр. 314]. Для определения направления на ИИ применяют фазовый или амплитудный методы пеленгации.

При реализации фазового метода пеленгации в одной плоскости (одномерного пеленгования) необходимы минимум две антенны, разнесенные на расстояние d, называемое базой. При этом среднеквадратическая ошибка измерения курсового угла ИИ пропорциональна отношению где α - угол между нормалью к базе и направлением принимаемого излучения, q - отношение сигнал/шум [Белоцерковский Г.Б. Основы радиолокации и радиолокационные устройства. М.: Сов. радио, 1975. 336 с: ил., стр. 91-93]. Требуемая точность в этом случае достигается за счет увеличения разноса антенн d фазового пеленгатора, что возможно для определения азимута на ИИ путем размещения антенн на законцовках крыла летательного аппарата, но технически не реализуемо для определения направления на ИИ в угломестной плоскости из-за сложности разноса антенн на борту летательного аппарата в вертикальной плоскости.

При использовании амплитудных методов пеленгации, погрешность определения углового направления на источник излучения в одной плоскости зависит от ширины диаграммы направленности антенны (ДНА) на уровне половинной мощности 2ϕ_0,5 [Белоцерковский Г.Б. Основы радиолокации и радиолокационные устройства. М.: Сов. радио, 1975. 336 с: ил., стр. 87-91], а ширина ДНА обратно пропорциональна длине волны λ принимаемого излучения где L - линейный размер антенны в этой же плоскости [Г.Т. Марков. Антенны. М.: Госэнергоиздат, 1960. 636 с. С.118-123]. Соответственно, для достижения требуемой точности при λ = 0,1 м требуется антенна размером L ≈ 5÷7 м, которую практически невозможно разместить на борту ЛА для пеленгации ИИ в угломестной плоскости.

Известен триангуляционный способ определения местоположения ИИ при пеленгации его из нескольких (минимум двух) разнесенных точек [Ю.П. Мельников, С.В. Попов. Радиотехническая разведка. Методы оценки эффективности местоопределения источников излучения. М.: Радиотехника, 2008. 432 с: ил., стр. 11-25. Защита радиолокационных систем от помех. Под ред. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. М.: Радиотехника, 2003. 416 с: ил., стр. 315-318]. Способ заключается в последовательной пеленгации ИИ с борта летательного аппарата в азимутальной плоскости из двух точек, расположенных на известном удалении друг от друга, и расчета дальности до ИИ путем решения задачи определения сторон треугольника по двум углам и основанию. Минимальная погрешность определения координат при двукратной пеленгации на базе, сравнимой с дальностью до объекта по линии траверза (перпендикуляра к базе от ИИ), и σ_а ≈ 1° составляет -3%, где база - расстояние между точками пеленгации [Ю.П. Мельников, С.В. Попов. Радиотехническая разведка. Методы оценки эффективности местоопределения источников излучения. М.: Радиотехника, 2008. 432 с: ил., стр. 13]. Недостатком способа является необходимость выполнения в течение продолжительного времени прямолинейного полета не на объект излучения, а мимо него на довольно большом удалении с углами пеленгации ИИ 30°<α<150°.

Наиболее близким по сущности и достигаемому эффекту (прототипом) является кинематический способ определения дальности до ИИ с ЛА [Защита радиолокационных систем от помех. Состояние и тенденции развития. Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. М.: Радиотехника, 2003. 416 с.: ил., стр. 319-322]. Способ заключается в определении дальности до ИИ за счет выполнения маневра летательным аппаратом и определения угловой скорости линии визирования ИИ и составляющей скорости сближения летательного аппарата с источником излучения как где V - скорость ЛА, если ИИ малоподвижный, α - курсовой угол ИИ. Угловая скорость линии визирования ИИ определяется на борту ЛА путем измерения разности времени прихода сигнала от ИИ на разнесенные антенны и скорости изменения разности фаз этих сигналов в процессе движения ЛА [Караваев В.В., Сазонов В.В. Статистическая теория пассивной локации. М.: Радио и связь, 1987], [Ю.П. Мельников, С.В. Попов. Радиотехническая разведка. Методы оценки эффективности местоопределения источников излучения. М.: Радиотехника, 2008. 432 с: ил., стр. 158-163]. При этом нахождение дальности реализуется за счет определения курсового угла ИИ α и скорости изменения разности фаз сигналов ИИ с длиной волны λ, принятых на разнесенные на расстояние d антенны, а также скорости V летательного аппарата Недостатком способа является недопустимо большая ошибка определения дальности до ИИ при полете ЛА в его направлении. Так, например, относительная среднеквадратическая погрешность измерения дальности составляет порядка при курсовом угле ИИ α=30°, среднеквадратических погрешностях измерения курсового угла ИИ и скорости изменения разности фаз принимаемых сигналов [Ю.П. Мельников, С.В. Попов. Радио-техническая разведка. Методы оценки эффективности местоопределения источников излучения. М.: Радиотехника, 2008. 432 с: ил., стр. 163]. С уменьшением курсового угла ИИ ошибка определения дальности начинает резко расти и при α=15° погрешность составляет уже порядка 50%.

Техническим результатом изобретения является уменьшение погрешности измерения дальности до источника излучения кинематическим способом при полете летательного аппарата в направлении источника излучения, когда курсовой угол источника излучения составляет менее заданного, за счет выполнения летательным аппаратом маневров в азимутальной плоскости в виде «Змейка» по полуокружностям, что позволяет проводить расчет дальности до источника излучения без непосредственного определения его угловой скорости визирования.

Указанный результат достигается тем, что в известном кинематическом способе определения дальности до источника излучения с борта летательного аппарата, основанном на измерении курсового угла α(t) и угловой скорости линии визирования источника излучения с помощью пеленгатора, установленного на борту движущегося с выполнением маневра с известной скоростью V летательного аппарата, и расчете с использованием полученных данных дальности до источника излучения по известной формуле согласно изобретению полет летательного аппарата осуществляют в направлении источника излучения с выполнением маневра «Змейка» в азимутальной плоскости по полуокружностям заданного радиуса R относительно начальной линии визирования источника излучения и при курсовом угле источника излучения рассчитывают дальность по известной формуле, а при курсовом угле источника излучения дополнительно определяют курсовой угол летательного аппарата и рассчитывают дальность по формуле

где t - текущее время, α_зад - заданный курсовой угол источника излучения, определяемый исходя из условия равенства среднеквадратических ошибок определения дальности по обеим формулам.

Сущность изобретения поясняется фиг.1, где представлено взаимное расположение ЛА и ИИ в азимутальной плоскости в предположении, что высота полета ЛА намного меньше дальности от ЛА до ИИ. На фиг.1 обозначены: 0, 1, 2 - последовательные местоположения летательного аппарата в моменты времени t = 0, t₁, t₂ и соответствующие им расстояния D₀, D₁, D₂ от ЛА до ИИ; 3 - источник излучения; - вектор скорости ЛА; R - радиус полуокружности, по которой осуществляется полет ЛА; α₁, α₂ - измеряемые с борта ЛА курсовые углы ИИ с точек 1, 2; (0-3), (1-3), (2-3) - начальная и последующие линии визирования «ЛА-ИИ»; D*₁ - проекция расстояния D₁ на начальную линию визирования (НЛВ); ϕ₁, ϕ₂ и ε₁, ε₂ - курсовые углы летательного аппарата и углы линии визирования ИИ в моменты времени t₁, t₂, соответственно.

Дальность до ИИ в соответствии со способом-прототипом может быть определена известным кинематическим методом, как отношение тангенциальной скорости ЛА к угловой скорости линии визирования ИИ которая выражена через скорость изменения разности фаз сигналов с длиной волны А, принятых бортовым пеленгатором ЛА на разнесенные на расстояние d антеннами, [Ю.П. Мельников, С.В. Попов. Радиотехническая разведка. Методы оценки эффективности местоопределения источников излучения. М.: Радиотехника, 2008. 432 с: ил., стр. 163]

Как видно из фиг.1, угловая скорость линии визирования ИИ будет максимальной, когда ЛА движется перпендикулярно ИИ, то есть при курсовых углах ИИ α(t) порядка 90°. При полете Л А в направлении ИИ угловая скорость линии визирования мала, и точность определения дальности до ИИ начинает сильно зависеть от точности определения курсового угла ИИ α(t) и скорости изменения разности фаз . При средних квадратических ошибках (СКО) измерения курсового угла ИИ и скорости изменения разности фаз существующих бортовых пеленгаторов [Ю.П. Мельников, С.В. Попов. Радиотехническая разведка. Методы оценки эффективности местоопределения источников излучения. М.: Радиотехника, 2008. 432 с: ил., стр. 163] ошибка определения дальности, когда курсовой угол ИИ составляет менее 40°, становится сопоставима с самой дальностью, что не позволительно.

Использование известного кинематического метода определения дальности до ИИ с борта ЛА, осуществляющего полет по траектории, которая описывается известными зависимостями, а именно по полуокружностям, позволяет исключить непосредственную зависимость дальности от угловой скорости изменения линии визирования ИИ ω(t), и тем самым уменьшить погрешность измерения дальности до ИИ, когда угол линии визирования ИИ менее заданной, что составляет существенное отличие предложенного изобретения от аналогов.

Угловую скорость визирования ИИ можно выразить, если известна (задана) траектория движения ЛА. При полете ЛА по полуокружности, как показано на фиг.1, зависимость угла визирования от времени полета имеет вид где Выражение получено с использованием известных тригонометрических функций угла и зависимости длины дуги окружности от угла и радиуса [И.Н. Бронштейн, К.А. Семендяев. Справочник по математике. Для инженеров и учащихся ВТУзов. М.: Наука, 1980. 976 с]. Производная по времени (угловая скорость линии визирования) имеет вид из которой можно выразить (дальность до ИИ с текущего местоположения ЛА, спроецированная на начальную линию визирования источника излучения)

Соответственно дальность от ЛА до ИИ в азимутальной плоскости, см. фиг.1, может быть определена по формуле

Однако дальность до ИИ может быть определена также по известной формуле [Защита радиолокационных систем от помех. Состояние и тенденции развития. / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. М.: Радиотехника, 2003. 416 с: ил., стр. 319-322]

Приравняв формулы (3) и (4), а также используя выражение (2), можно определить угловую скорость линии визирования

после подстановки которой в (4) получается выражение для дальности

явно независящее от угловой скорости линии визирования.

Угол линии визирования ИИ определяется через измеряемые курсовые углы ИИ и ЛА по формуле - скорость летательного аппарата V, радиус полуокружности R и время полета t.

Зависимости относительной СКО определения дальности от времени полета, полученные с использованием формул (1) и (5), представлены на фиг.2. Зависимости получены при следующих исходных данных:

начальная дальность - D₀ = 10⁵ м;

радиус полуокружностей - R = 5000 м;

скорость ЛА - V = 100 м/с;

приемные антенны на борту ЛА разнесены на расстояние - d = 1 м;

длина волны принимаемого излучения - λ = 3 см;

СКО измерения курсового угла ИИ и скорости изменения разности фаз принимаемых на разнесенные антенны - Курсовой угол ЛА определяется без ошибок.

Из анализа графиков, показанных на фиг.2, следует, что при курсовых углах ИИ наименьшая ошибка определения дальности будет при расчете по формуле (1), то есть с использованием формулы, представленной в способе-прототипе, а при - по формуле (5), полученной в предлагаемом способе. Таким образом, для принятых СКО заданный курсовой угол ИИ, при котором для определения дальности до ИИ используется выражение (1) или (5), должен быть Комбинированная зависимость точности определения дальности при принятых исходных данных представлена на фиг.3. При этом относительная средняя квадратическая ошибка определения дальности не будет превышать 10-12%.

Реализация предложенного способа будет отличаться от реализации способа-прототипа тем, что:

1) при обнаружении сигнала от ИИ и определении его курсового угла и длины волны принимаемого сигнала начинают совершать разворот ЛА относительно ИИ таким образом, чтобы курсовой угол ИИ составил 90°, фиксируют начальную линию визирования;

2) продолжают полет с постоянной скоростью в направлении ИИ по полуокружностям относительно начальной линии визирования с постоянным радиусом, размер которого выбирают исходя из скорости полета ЛА;

3) при выполнении полета по полуокружности последовательно измеряют курсовые углы ЛА и ИИ, а также скорость изменения разности фаз принимаемых от ИИ сигналов на разнесенные антенны, рассчитывают дальность до ИИ, при чем, если курсовой угол ИИ по модулю больше заданного, то вычисляют дальность по формуле (1), а если меньше - по формуле (5).

Техническая реализация предложенного способа практически не отличается от технической реализации способа-прототипа, то есть измерение курсового угла ИИ и скорости разности фаз принятых сигналов на разнесенные антенны может осуществляться с помощью пассивного фазового пеленгатора, скорости и курса ЛА - штатными бортовыми пилотажно-навигационными средствами, вычисление дальности - бортовым или дополнительным вычислителем, в который предварительно занесены данные о разносе антенн пеленгатора, заданный угол, при котором осуществляется замена формул, сами формулы для расчета, радиус разворота (радиус полуокружности) в зависимости от скорости ЛА. Также в процессе полета по полуокружности в вычислитель поступают данные: от пеленгатора - измеренные значения курсового угла ИИ, скорости изменения фаз принимаемых сигналов и длины их волн; от бортовой пилотажно-навигационной системы - скорость полета и курсовой угол ЛА.

Заданный угол, при котором осуществляется замена формул расчета, определяется заранее исходя из точностных характеристик пеленгатора и условия равенства среднеквадратических ошибок определения дальности по обеим формулам.

Таким образом, заявленный кинематический способ определения дальности до источника излучения обеспечивает уменьшение погрешности измерения дальности до источника излучения кинематическим способом при полете летательного аппарата в направлении источника излучения, когда курсовой угол источника излучения составляет менее заданного, за счет выполнения летательным аппаратом маневров в азимутальной плоскости в виде «Змейка» по полуокружностям, что позволяет проводить расчет дальности до источника излучения без непосредственного определения его угловой скорости визирования.

Предлагаемое изобретение относится к кинематическим методам определения дальности до наземного источника излучения с использованием пеленгатора с разнесенными антеннами, размещенными на борту летательного аппарата (ЛА). Сущность заявленного способа заключается в том, что полет ЛА осуществляют в направлении источника излучения с выполнением маневра «Змейка» в азимутальной плоскости по полуокружностям радиуса R относительно начальной линии визирования источника излучения, при курсовом угле источника излучения дополнительно определяют курсовой угол летательного аппарата ϕ(t), а также дальность до источника излучения при условии определения курсового угла источника излучения исходя из условия равенства среднеквадратических ошибок определения дальности по обеим формулам. Техническим результатом заявленного изобретения является уменьшение погрешности измерения дальности до источника излучения кинематическим способом при полете ЛА в направлении источника излучения. 3 ил.

Кинематический способ определения дальности до источника излучения, основанный на измерении курсового угла и угловой скорости линии визирования источника излучения с помощью пеленгатора, установленного на борту движущегося с выполнением маневра с известной скоростью V летательного аппарата, и расчете с использованием полученных данных дальности до источника излучения по формуле отличающийся тем, что полет летательного аппарата осуществляют в направлении источника излучения с выполнением маневра «Змейка» в азимутальной плоскости по полуокружностям радиуса R относительно начальной линии визирования источника излучения и при курсовом угле источника излучения дополнительно определяют курсовой угол летательного аппарата и рассчитывают дальность по формуле

где t - текущее время, α_зад - заданный курсовой угол источника излучения, определяемый исходя из условия равенства среднеквадратических ошибок определения дальности по обеим формулам.