Способ определения координат летательного аппарата и устройство на его основе

Изобретение относится к способам определения координат летательных аппаратов (ЛА) с помощью радиотехнических средств и может быть использовано для построения радиолокационных систем, определяющих координаты ЛА в трехмерном пространстве в зоне ближней навигации, а также при посадке и взлете. Технический результат заключается в повышении безопасности полетов. Способ заключается в формировании двух наземных источников излучения - по азимуту и углу места, при этом зондирующие импульсы (ЗИ) источников излучения модулируют во времени набором частот, каждая из которых соответствует определенному значению угла поворота антенны, производят на борту ЛА прием сигналов азимута и угла места и определяют по частоте модуляции принятого сигнала угловые координаты ЛА, причем после обнаружения ЛА на земле и определения его угловых координат формируют ЗИ в виде набора импульсов, соответствующих кодированному значению дальности, и производят на борту ЛА расшифровку кода дальности. Устройство, реализующее способ, является взлетно-посадочным комплексом радиолокационной аппаратуры. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к способам определения координат летательных аппаратов (ЛА) с помощью радиотехнических средств и может быть использовано для построения радиолокационных систем, определяющих координаты ЛА в трехмерном пространстве в зоне ближней навигации, а также при посадке и взлете.

Известен способ определения координат ЛА с помощью взлетно-посадочного комплекса радиолокационной аппаратуры, предусматривающий определение координат ЛА с помощью одночастотного излучения радиолокатора и трансляции вычисленных координат (азимута, угла места и дальности) на борт ЛА телеметрическим способом [1].

Такой способ обладает определенной инерционностью, обусловленной задержкой определения координат на борту ЛА, вносимой телеметрической аппаратурой. В результате координаты ЛА на земле определяются раньше, чем на борту, что снижает эффективность взаимодействия пилота и диспетчера и, соответственно, безопасность полета.

Однако положительным свойством данного способа является определение всей необходимой для навигации совокупности координат ЛА - азимута, угла места и дальности.

Известен способ, в котором определение азимута ЛА производится одновременно на борту и на земле.

Такое определение азимута (пеленга) производится в способе радиопеленгации ЛА по патенту [2], являющемся прототипом заявляемого изобретения.

В способе [2] одновременность определения азимута ЛА на борту и на земле достигается с помощью модуляции частоты излучения радиолокатора в однозначном соответствии с направлением излучения.

При этом на борту ЛА производят измерение параметров передаваемого с наземного источника сигнала азимута, модулированного во времени набором частот, каждая из которых соответствует определенному значению азимута (пеленга).

Однако способ-прототип не позволяет определить всей совокупности требуемых для навигации координат ЛА и заявлен как способ радиопеленгации (т.е. способ определения азимута). Совокупность требуемых координат составляют: угловые координаты - азимут, угол места; расстояние до ЛА - дальность.

Задачей заявляемого способа является одновременное определение на борту и на земле всей совокупности координат ЛА в трехмерном пространстве, что существенно повышает безопасность полетов.

Поставленная задача решается следующим образом.

В способе определения координат летательного аппарата, основанном на определении угловой координаты посредством измерения на его борту параметров передаваемого в виде зондирующего импульса с наземного источника излучения сигнала азимута, который модулирован во времени набором частот, каждая из которых соответствует определенному значению азимута, используют дополнительно наземный источник излучения сигнала угла места в виде зондирующего импульса, работающий попеременно с упомянутым источником сигнала азимута на одной и той же несущей частоте, сигнал угла места модулируют во времени набором частот, не совпадающих с частотами модуляции сигнала азимута, проводят измерение на борту параметров передаваемого с наземного источника сигнала угла места, соотнося каждую из частот модуляции с определенным углом места, при этом после обнаружения летательного аппарата наземным радиолокатором, включающим в себя наземный источник излучения, и определения одной из угловых координат зондирующий импульс формируют в виде дискретной последовательности элементарных импульсов (подимпульсов), содержащей кодированное значение дальности, в соответствии с измеренным при определении угловой координаты расстоянием до летательного аппарата, затем проводят на борту расшифровку кода, по которой определяют значение дальности.

(Элементарный импульс из упомянутой дискретной последовательности будем и в дальнейшем именовать подимпульсом).

Предлагается вариант заявляемого способа, в котором непрерывно проводят вычисление прогнозируемой траектории летательного аппарата и на дальних расстояниях, время определения которых превышает время зондирования ЛА по азимуту и углу места, используют для определения дальности на борту значение прогнозируемой дальности.

Предлагается вариант способа, в котором кодированное значение дальности формируют путем представления зондирующего импульса в виде дискретной последовательности подимпульсов, из которых формируют фазоманипулированный сигнал, соответствующий значению дальности.

Предлагается вариант способа, в котором кодированное значение дальности формируют путем разделения зондирующего импульса на два подимпульса с задержкой второго подимпульса относительно первого и управляют значением упомянутой задержки в соответствии с значением дальности.

Предлагается величину задержки между подимпульсами сигнала азимута изменять обратно пропорционально величине расстояния до летательного аппарата.

Предлагается устройство - взлетно-посадочный (ВП) комплекс радиолокационной аппаратуры, выполненный на основе заявляемого способа и содержащий некоторые схемные связи устройства [1].

Устройство содержит наземный радиолокатор с антеннами курса и глиссады, в котором управляющие входы антенн курса и глиссады соединены соответственно с первым и вторым выходами блока привода, связанного непосредственно с датчиком угла поворота (ДУП), а высокочастотные выводы упомянутых антенн подключены соответственно к первому и второму боковым выводам антенного коммутатора, центральный вывод которого соединен с центральным выводом переключателя прием-передача, вход и выход которого соединены соответственно с выходом передатчика и входом наземного приемника, выход которого соединен с входом блока обработки информации, выход которого связан с входом блока вычисления координат, соединенного выходом с входом наземного видеопреобразователя, блок коммутации режимов, выходом подключенный к управляющему входу блока привода, синхронизатор, соединенный выходами с синхронизирующими входами передатчика, блока обработки информации и наземного видеопреобразователя, выход которого является выходом радиолокатора и подключен к входу индикатора диспетчера, входящего в пульт диспетчера, выходы которого подключены к входам блока коммутации режимов, образующим управляющие входы упомянутого радиолокатора, бортовую аппаратуру с навигационно-пилотажным блоком, входами подключенным к выходам бортовых датчиков, выход которого соединен с входами индикатора пилота, входящего в пульт пилота, при этом в наземный радиолокатор введены формирователь прогнозируемых координат и формирователь кода дальности, передатчик выполнен из последовательно включенных задающего генератора, модулятора, усилителя мощности, выход которого подключен к входу переключателя прием-передача, формирователь прогнозируемых координат входом подключен к выходу блока вычисления координат, модулятор подключен первым входом к выходу датчика угла поворота, вторым входом подключен к выходу формирователя кода дальности, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами блока вычисления координат и формирователя прогнозируемых координат, в бортовую аппаратуру введены приемная антенна, бортовой приемник, частотный и фазовый детекторы, блок измерения частоты, блок декодирования и объединитель сигналов, при этом выход приемной антенны соединен с входом бортового приемника, выходом соединенного с входами частотного и фазового детекторов, соединенных выходами соответственно с входами блока измерения частоты и блока декодирования, выходы которых через объединитель сигналов соединены с дополнительным входом пилотажно-навигационного блока.

Фиг.1 -3 поясняют суть заявленных способа и устройства. На фиг.1 дана блок-схема заявляемого способа. На фиг.2 - зависимость времени задержки между зондирующими подимпульсами от значения дальности до ЛА. На фиг.3 - блок-схема заявляемого ВП комплекса.

На фиг.1 в качестве наземного источника излучения в заявляемом способе используют антенну курса 1, связанную с блоком привода 2, совмещенным с датчиком угла поворота (ДУП) 3. Сигнал с ДУП 3 воздействует на модулятор 6 в передатчике 4, включенный между задающим генератором 5 и усилителем мощности 7. Модулятор 6 модулирует частоту задающего генератора 5 значением текущего азимута ЛА, усилитель мощности 7 воздействует усиленным сигналом на антенну 1.

В качестве дополнительного наземного источника излучения сигнала угла места используют антенну глиссады 8, также связанную с блоком привода 2.

Антенна 8 работает попеременно с упомянутым источником сигнала азимута - антенной 1, при этом антенны 1 и 2 работают на одной несущей частоте.

Сигнал угла места модулируют во времени с помощью модулятора 6 набором частот, не совпадающих с частотами модуляции азимута.

На борту проводят измерение параметров передаваемого с наземного источника сигнала как азимута, так и угла места.

Так как антенны 1 и 8 работают попеременно, то обнаружение ЛА может произойти на этапе определения либо азимута, либо угла места.

После обнаружения ЛА и определения его угловой координаты зондирующий импульс, в отличие от способа-прототипа [2], формируют в виде дискретной последовательности подимпульсов, содержащих код дальности в соответствии с измеренным по сигналам азимута или угла места расстоянием до ЛА.

Измерение дальности на земле проводят традиционным радиолокационным методом. На борту проводят расшифровку кода дальности (декодирование).

Кодирование дальности осуществляется с помощью формирователя кода дальности (ФКД) 9, воздействующего на модулятор 6. Информация о дальности, поступающая в ФКД 9, может быть получена непосредственным измерением дальности, либо прогнозированием значения дальности до ЛА (последнее выполняется в ходе автоматического сопровождения по дальности, позволяющего экстраполировать значение дальности к следующему обзору). Использование значения прогнозируемой дальности необходимо, когда при больших значениях дальности вычисление не успевает осуществляться за время зондирования ЛА по азимуту и углу места в пределах одного обзора.

Код дальности может представляться либо в виде сигнала с фазовой модуляцией (ФМ кодирование), либо в виде переменного временного интервала между подимпульсами.

Один из вариантов ФМ кодирования состоит, например, в представлении зондирующего импульса в виде непрерывной последовательности подимпульсов, начальные фазы которых изменяются в пределах заданных значений основания манипуляции р (например, 0° или 180° при р=2 заданных значений; 0°, 90°, 180°, 270° при р=4 заданных значений) - см., например, [3], стр.98.

Формирование фазоманипулированного сигнала (ФМС) осуществляется с помощью формирователя кода дальности, преобразующего значение текущей или прогнозируемой дальности в управляющий цифровой код дальности, воздействующий на процесс модуляции генерируемого передатчика сигнала.

Общее число значений дальности М, которое можно передать с помощью ФМ сигнала, имеющего N подимпульсов, можно оценить по типовой формуле передачи информации [3]:

1. При p=2 и N=10 M≈10³

2. При p=4 и N=10 M≈10⁶

При дальности посадки, например, 20 км, погрешность передачи информации, обусловленная ее дискретным характером, составит около 20 м в первом случае и 2 м - во втором.

Аналогичным образом проводят формирование кода дальности с помощью временного интервала - задержки, при этом зондирующий импульс разбивают на два подимпульса, временной интервал между которыми регулируют в модуляторе 6 с помощью формирователя 9.

На больших расстояниях до ЛА, когда требуется зондирующий импульс с максимальной энергией, задержку τ_з между подимпульсами выбирают минимальной - τ_зmin (см. фиг.2) и далее увеличивают ее до τ_3max в процессе уменьшения дальности до ЛА. Количество интервалов N определяется максимальной дальностью до ЛА и требуемой точностью передачи информации.

(Так, например, если максимальная дальность 20 км, а требуемая точность ˜20 м, то достаточно иметь в пределах от τ_3min до τ_{3 max} N=10 дискретных интервалов).

Однако с точки зрения излучаемой энергии и соответственно энергетического потенциала РЛС использование ФМ кодирования является более предпочтительным, особенно при работе с ЛА, находящимися на больших расстояниях.

При малых величинах длительности зондирующих импульсов τ_зи и большом числе дискретных временных интервалов N вследствие сложности разрешения малых временных интервалов использование ФМ кодирования является также более предпочтительным.

Определение на борту значений азимута и угла места по частоте модуляции проводится аналогично способу-прототипу: путем гетеродинирования преобразуют несущую частоту принятого сигнала, не изменяя частоты модуляции, измеряют частоту модуляции с помощью частотного детектора и измерителя частоты и умножают полученное значение частоты модуляции на коэффициент, определяющий соответствие между направлением излучения сигнала и частотой модуляции сигнала. Однако при этом, в отличие от способа - прототипа [2], определяется не только значение азимута (курса ЛА), но и угла места (глиссады ЛА).

Расшифровку кода дальности также можно провести известными способами.

Так расшифровку ФМС проводят путем выделения с помощью фазового детектора фаз подимпульсов принятого на борту сигнала и далее декодирования способами, изложенными, например, в [3], стр.38-131.

Блок-схема ВП комплекса радиолокационной аппаратуры, функционирующего на основе описанного выше способа, содержит (см. фиг.3) наземный радиолокатор, включающий антенны курса 1 и глиссады 8, управляющие входы которых соединены с первым и вторым выходами блока привода 2, связанного непосредственно с датчиком угла поворота (ДУП) 3, высокочастотные выводы упомянутых антенн подключены соответственно к первому и второму боковым выводам антенного коммутатора 10, центральный вывод которого соединен с центральным выводом переключателя прием-передача 11, вход и выход которого соединены соответственно с выходом передатчика 4 и входом наземного приемника 12, выход которого соединен с входом блока обработки информации (БОИ) 13, выход которого связан с входом блока вычисления координат (БВК) 14, соединенного выходом с входом наземного видеопреобразователя 15, блок коммутации режимов 16, выходом подключенный к управляющему входу блока привода 2, синхронизатор 17, соединенный выходами с синхронизирующими входами передатчика 4, БОИ 13 и видеопреобразователя 15, выход которого является выходом радиолокатора и подключен к входу индикатора диспетчера 18, входящего в пульт диспетчера 19, выходы которого подключены к входам блока коммутации режимов 16, образующим управляющие входы упомянутого радиолокатора, бортовую аппаратуру с навигационно-пилотажным блоком 20, входами подключенным к выходам бортовых датчиков, выход которого соединен с входами индикатора пилота 21, входящего в пульт пилота 22, при этом в наземный радиолокатор введены формирователь прогнозируемых координат (ФПК) 23 и формирователь кода дальности (ФКД) 9, передатчик 4 выполнен из последовательно включенных задающего генератора 5, модулятора 6 и усилителя мощности 7, выход которого является выходом передатчика и подключен к входу переключателя прием-передача 11, ФПК 23 входом подключен к выходу блока вычисления координат 14, модулятор 6 подключен первым входом к выходу датчика угла поворота 3, вторым входом подключен к выходу ФКД 9, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами БВК 14 и ФПК 23, в бортовую аппаратуру введены приемная антенна 24, бортовой приемник 25, частотный детектор 26, фазовый детектор 27, блок измерения частоты 28, блок декодирования 29, объединитель сигналов 30, при этом выход приемной антенны соединен с входом бортового приемника 25, выходом соединенного с входами частотного 26 и фазового 27 детекторов, выходами соответственно соединенных с входами блока измерения частоты 28 и блока декодирования 29, выходы которых соединены через объединитель сигналов 30 с дополнительным входом пилотажно-навигационного блока 20.

Работа ВП комплекса происходит следующим образом.

В режиме излучения антенна курса 1 и антенна глиссады 8, управляемые через блок привода 2 и антенный коммутатор 10, попеременно излучают зондирующие импульсы одной несущей частоты, модулированные во времени набором частот, каждая из которых соответствует определенному углу поворота антенны, при этом наборы частот для антенн 1 и 2 не совпадают.

Формирование зондирующих импульсов производится с помощью передатчика 4, при этом задающий генератор 5 генерирует сигнал несущей частоты, который модулируется модулятором 6 и далее усиливается усилителем мощности 7. Модуляция осуществляется модулятором 6 на основе двух входных сигналов - на первый его вход поступает сигнал с ДУП 3, обеспечивающий соответствие частоты модуляции углу поворота антенны; на второй его вход поступает сигнал с ФДК 9, который обеспечивает разбивку зондирующего импульса на подимпульсы в соответствии с принятым способом кодирования дальности - либо ФМ кодированием, либо кодированием в виде временного интервала между подимпульсами. Значение дальности до ЛА получают в режиме приема отраженного от ЛА зондирующего импульса в пакете импульсов при определении азимута или угла места в БВК 14.

Режим приема обеспечивается аналогично прототипу [2] с помощью переключателя прием-передача 11, приемника 12, БОИ 13, БВК 14 и далее наземным видеопреобразователем 15, с выхода которого информация отображается индикатором диспетчера 18 в пульте диспетчера 19. С выходов БВК 14 информация о координатах ЛА поступает как на вход ФКД 9, так и на вход ФПК 23.

Целесообразность введения БПК обусловлена тем, что на дальних расстояниях до ЛА при слабом отраженном сигнале определение дальности до ЛА производится путем накопления сигнала за время зондирования (длительности пакета зондирующих импульсов), при этом передача значения дальности до ЛА не успевает осуществиться из БВК 14, а может быть передана на ЛА только в следующем пакете зондирующих импульсов (на следующем обзоре).

В этом случае полученное значение дальности носит характер прогнозируемого. Запоминание и выдача в ФКД 9 значения прогнозируемой дальности производится с помощью ФПК 23.

Переключение режимов работы радиолокатора на режим посадки или на режим взлета осуществляется аналогично устройству-прототипу [2], с помощью блока коммутации режимов 16. Общая синхронизация радиолокатора осуществляется синхронизатором 17.

На борту ЛА излучаемые антеннами 1 и 8 зондирующие импульсы принимаются приемной антенной 24, усиливаются и преобразуются бортовым приемником 25.

Будем рассматривать случай ФМ сигнала.

Тогда приемник 25 выдает на выходе сигнал с информацией о частоте модуляции несущей частоты и фазах подимпульсов.

Данный сигнал поступает на вход частотного детектора 26 и далее - блока измерения частоты 28, определяющего частоту модуляции сигнала и соответственно значение азимута или угла места, и на вход фазового детектора 27 и далее - блока декодирования ФМ сигнала 29, определяющего код дальности и соответственно дальность до ЛА.

(В случае временного кодирования приемник 25 выдает данные о частоте модуляции и длительности задержки между подимпульсами: в этом случае используется для измерения дальности амплитудный детектор и измеритель временных интервалов).

Объединитель сигналов 30 объединяет определенные значения координат ЛА - азимута, угла места и дальности - и передает информацию в пилотажно-навигационный блок 20, где полная информация об ЛА преобразуется (аналогично устройству-прототипу [2]) в видеосигнал, отображаемый далее на индикаторе пилота 21 в пульте пилота 22.

Таким образом, диспетчер и пилот получают идентичную информацию о полной совокупности координат ЛА практически одновременно, используя для получения информации исходный радиолокационный сигнал: при этом информацию об угловых координатах - азимуте и угле места - пилот получает даже раньше, чем диспетчер. Благодаря этому повышается безопасность полетов, особенно при взлете и посадке ЛА.

Выполнение предложенного ВП комплекса производится на основе традиционных схемных решений, в том числе упоминаемых в приведенных выше источниках информации [1, 2].

В качестве передатчика 4 использован передатчик на базе клистрона «Айсберг» (АОЗТ «Светлана», г.Санкт-Петербург).

Для выполнения БОИ 13 использовались микросхемы типа Altera [4] и сигнальные процессоры типа Sharc фирмы Analog Devices [5].

Формирование сигнала с изменяющейся частотой модуляции, кодирование и декодирование эффективно осуществляются на основе синтезатора частоты, например, AD9854 [6], методами, изложенными в [3] стр.38-131.

Объединение определяемых значений азимута, угла места и дальности в блоке 30 также производится по типовой схеме на основе микросхем [4, 5].

Источники информации

1. Патент РФ №2199719, кл. G 01 С 23/00, заявл. 29.06.2001, опубл. 27.02.2003 г., бюл. №6.

2. Патент РФ №2159447, кл. G 01 53/14, заявл. 28.12.1999, опубл. 20.11.2000 г.

3. Л.Е.Варакин, Системы связи с шумоподобными сигналами. М, «Радио и связь», 1985 г.

4. В.Б.Стешенко. ПЛИС Фирма ALTERA, проектирование устройств обработки сигналов. М., DOДЕКА, 2000 г., стр.128.

5. ADSP-2100 Famiby. Uger's Manyal, Analog Devices, 1995 г., Fig 1.1, 2.2.

6. Designers' Reference Manyal. Revisione, Analog Devices. CD, 2001 г.

1. Способ определения координат летательного аппарата, основанный на определении угловой координаты посредством измерения на его борту параметров передаваемого в виде зондирующего импульса с наземного источника излучения сигнала азимута, который модулирован во времени набором частот, каждая из которых соответствует определенному значению азимута, отличающийся тем, что используют дополнительно наземный источник излучения сигнала угла места в виде зондирующего импульса, работающий попеременно с упомянутым источником сигнала азимута на одной и той же несущей частоте, сигнал угла места модулируют во времени набором частот, не совпадающих с частотами модуляции сигнала азимута, проводят измерение на борту параметров передаваемого с наземного источника сигнала угла места, соотнося каждую из частот модуляции с определенным углом места, при этом после обнаружения летательного аппарата наземным радиолокатором, включающим в себя наземный источник излучения, и определения одной из его угловых координат зондирующий импульс формируют в виде дискретной последовательности подымпульсов, содержащей кодированное значение дальности в соответствии с измеренным при определении угловой координаты расстоянием до летательного аппарата, и проводят на борту расшифровку кода, по которой определяют значение дальности.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что непрерывно проводят вычисление прогнозируемой траектории летательного аппарата и на дальних расстояниях, время определения которых превышает время зондирования ЛА по азимуту и углу места, используют для определения дальности на борту значение прогнозируемой дальности.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что кодированное значение дальности формируют путем представления зондирующего импульса в виде дискретной последовательности подымпульсов, из которых формируют фазоманипулированный сигнал, соответствующий значению дальности.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что кодированное значение дальности формируют путем разделения зондирующего импульса на два подымпульса с задержкой второго подымпульса относительно первого и управляют значением упомянутой задержки в соответствии с значением дальности.

5. Способ по п.4, отличающийся тем, что величину задержки между подымпульсами изменяют обратно пропорционально величине расстояния до летательного аппарата.

6. Взлетно-посадочный комплекс радиолокационной аппаратуры, содержащий наземный радиолокатор с антеннами курса и глиссады, в котором управляющие входы антенн курса и глиссады соединены соответственно с первым и вторым выходами блока привода, связанного непосредственно с датчиком угла поворота, а высокочастотные выводы упомянутых антенн подключены соответственно к первому и второму боковым выводам антенного коммутатора, центральный вывод которого соединен с центральным выводом переключателя прием-передача, вход и выход которого соединены соответственно с выходом передатчика и входом наземного приемника, выход которого соединен с входом блока обработки информации, выход которого связан с входом блока вычисления координат, соединенного выходом с входом наземного видеопреобразователя, блок коммутации режимов, выходом подключенный к управляющему входу блока привода, синхронизатор, соединенный выходами с синхронизирующими входами передатчика, блока обработки информации и наземного видеопреобразователя, выход которого является выходом радиолокатора и подключен к входу индикатора диспетчера, входящего в пульт диспетчера, выходы которого подключены к входам блока коммутации режимов, образующим управляющие входы упомянутого радиолокатора, бортовую аппаратуру с навигационно-пилотажным блоком, входами подключенным к выходам бортовых датчиков, выход которого соединен с входами индикатора пилота, входящего в пульт пилота, отличающийся тем, что в наземный радиолокатор введены формирователь прогнозируемых координат и формирователь кода дальности, передатчик выполнен из последовательно включенных задающего генератора, модулятора, усилителя мощности, выход которого подключен к входу переключателя прием-передача, формирователь прогнозируемых координат входом подключен к выходу блока вычисления координат, при этом модулятор подключен первым входом к выходу датчика угла поворота, вторым входом подключен к выходу формирователя сигнала кода дальности, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами блока вычисления координат и формирователя прогнозируемых координат, в бортовую аппаратуру введены приемная антенна, бортовой приемник, частотный детектор, блок измерения частоты, фазовый детектор, блок декодирования, при этом выход приемной антенны соединен с входом бортового приемника, выходом соединенного с входами частотного и фазового детекторов, соединенных выходами соответственно с входами блока измерения частоты и блока декодирования, соединенных через объединитель сигналов с дополнительным входом пилотажно-навигационного блока.