Способ определения координат источника радиоизлучений с борта летательного аппарата с использованием триортогональной антенной системы - RU2709607C1

Чертежи

Описание

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано в системах радиомониторинга при решении задачи скрытого 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 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

между первым CР₁ и ПТ;

определяют расстояние

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 и

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

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 Е_n (где n=1…N) и ВП - координаты ЛА в 3-х мерной ДСК х_n, у_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 источника радиоизлучений с борта летательного аппарата [3] заключающийся в том, что: принимают радиосигналы триортогональной антенной системы (ТОАС), измеряют координаты центров и углы ориентации ТОАС в различные моменты времени, 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.

Недостатками способа прототипа являются относительно низкая точность определения координат ИРИ с борта летательного аппарата, обусловленная слабыми механической жесткостью и устойчивостью к вибрационным нагрузкам ТОАС, состоящей из антенных элементов (АЭ) в виде вибраторов.

Целью изобретения является разработка способа, обеспечивающего более высокую точность определения координат ИРИ в условиях высокой вибрационной нагрузки на антенную систему (АС), априорной неопределенности относительно поляризационных и пространственных параметров радиосигналов, шумов и помех, когда налагаются ограничения на габаритные размеры пеленгаторной АС.

Поставленная цель достигается тем, что в известном способе определения координат ИРИ с борта ЛА с использованием ТОАС, заключающийся в том, что выбирают ДСК O₃X₃Y₃Z₃ для производства измерений и расчетов, размещают измерительную аппаратуру, оснащенную ТОАС, на летательном аппарате, который перемещают в пространстве, измеряют координаты центров ТОАС О₁ и О₂ и углы ориентации ТОАС в моменты времени t₁ и t₂, выбирают дополнительные ДСК О₁X₁Y₁Z₁ и O₂X₂Y₂Z₂ для производства измерений и расчетов с учетом координат центров ТОАС и углов ориентации ТОАС в моменты времени t₁ и t₂, принимают аналоговый радиосигнал неизвестной поляризации ТОАС от ИРИ с неизвестными координатами в моменты времени t₁ и t₂, формируют совокупность аналоговых радиосигналов, зависящих от момента времени и номера антенного элемента ТОАС на которые они приняты, преобразуют совокупность принятых аналоговых радиосигналов в дискретные сигналы, с помощью которых 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, в качестве ТОАС используют триортогональную рамочную антенную систему (ТОРАС).

Для формирования вспомогательных плоскостей положения ИРИ Ω₁ и Ω₂, предварительно в моменты времени t₁ и t₂ измеряют с помощью ТОРАС ортогональные компоненты Н_х1, Н_у1, H_z1 и Н_х2, Н_y2, Н_z2 векторов напряженности магнитного поля

и принятого аналогового радиосигнала.

Определяют ориентацию векторов напряженности магнитного поля

и в ДСК О₁X₁Y₁Z₁ и O₂X₂Y₂Z₂ соответственно путем векторного сложения ортогональных компонент Н_х1, Н_у1, H_z1 и Н_x2, Н_y2, H_z2.

Строят вспомогательные плоскости положения ИРИ Ω₁ и Ω₂ так, что бы они были перпендикулярны векторам

и соответственно и проходили через начала координат О₁ и О₂.

Строят линии положения ИРИ l₁ и l₂ на пересечении вспомогательных плоскостей положения ИРИ Ω₁ и Ω₂ с поверхностью Земли. Вычисляют координаты точки пересечения линий положения ИРИ l₁ и l₂ и принимают эти координаты в качестве координат ИРИ.

Благодаря указанной новой совокупности существенных признаков за счет использования ТОРАС, обладающей большей механической прочностью и устойчивостью к вибрационным нагрузкам, достигается цель изобретения: повышение точности определения координат ИРИ в условиях априорной неопределенности относительно поляризационных и пространственных параметров радиосигналов, шумов и помех, когда налагаются ограничения на габаритные размеры пеленгаторной АС.

Заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых показаны:

на фиг. 1 положение вектора Пойтинга

а также векторов и в момент времени t₁;

на фиг. 2 положение вектора Пойтинга

а также векторов и в момент времени t₂;

на фиг. 3 конфигурация ТОРАС в ДСК;

на фиг. 4 ортогональные компоненты Н_х, Н_у, Н_z вектора напряженности магнитного поля

в ДСК OXYZ;

на фиг. 5 временные диаграммы ортогональных компонент Н_х, Н_у, H_z, принятых на АЭ_x, АЭ_y, АЭ_z ТОРАС, а также их значения Н_х1, Н_у1, H_z1 и Н_x2, Н_y2, H_z2, измеренные в моменты времени t₁ и t₂;

на фиг. 6 графическое представление вспомогательной плоскости Ω₁ в ДСК O₃X₃Y₃Z₃;

на фиг. 7 графическое представление вспомогательной плоскости Ω₂ в ДСК O₃X₃Y₃Z₃;

на фиг. 8 графическое представление определения координат ИРИ как пересечения линий положения ИРИ l₁ и l₂.

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.

Однако 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. При этом точность пеленгования радиосигналов неизвестной поляризации классическими способами, ориентированными на обработку электромагнитного поля определенной поляризации, дает значительные погрешности пеленгования, если поляризационные характеристики пеленгаторной АС не согласованы с поляризацией падающих волн. Повышение точности пеленгования в большинстве случаев достигается увеличением базы пеленгаторной антенной системы, то есть разнесением в пространстве антенных элементов пеленгаторной антенной системы.

Однако существует возможность определения координат ИРИ с помощью сосредоточенной АС, 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 отображены ИРИ 1 и измеритель 2 параметров электромагнитной волны в момент времени t₁.

На фиг. 2 отображены ИРИ 1 и измеритель 3 параметров электромагнитной волны в момент времени t₂.

Распространение электромагнитной волны сопровождается переносом энергии. Для характеристики этого явления вводят вектор Пойтинга

Он определяет направление и величину плотности потока мощности электромагнитного поля от ИРИ в каждой точке пространства.

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 векторов Пойтинга

а также векторов напряженности электрического и магнитного полей в разнесенных точках пространства в моменты времени t₁ и t₂ соответственно.

Кроме того, на фиг. 1 и фиг. 2 показана часть фазовых фронтов волны Ω'₁ и Ω'₂, определяемых как поверхность одинаковых фаз векторов поля

или перпендикулярных направлению распространения электромагнитной волны.

Сопоставив векторы напряженностей магнитного поля

и в моменты времени t₁ и t₂ возможно определить координаты ИРИ.

Для измерения ортогональных компонент векторов напряженностей магнитного поля

и в заявленном способе использована ТОРАС, состоящая из трех ортогональных рамочных антенн 4, 5 и 6 (см. фиг. 3), далее - антенных элементов.

В способе используют декартову систему координат OXYZ, в которой центр координат О совмещен с центром ТОРАС, оси OX, OY и OZ направленны перпендикулярно АЭ 3, 4 и 5 соответственно (см. фиг. 3).

Векторная сумма напряженностей магнитного поля Н_х, Н_у и H_z, измеренных на АЭ 4, 5 и 6 ТОРАС соответственно в произвольный момент времени будет составлять вектор напряженности магнитного поля

(см. фиг. 4).

На фиг. 5 представлен пример временных диаграмм ортогональных компонент Н_х, Н_у, H_z, принятого в общем случае эллиптически поляризованного аналогового радиосигнала на АЭ 4, 5 и 6 ТОРАС соответственно. В разнесенных точках пространства в моменты времени t₁ и t₂ измеряют и запоминают значения компонент Н_х1, Н_у1, H_z1 и Н_x2, Н_y2, Н_z2 с помощью АЭ 4, 5 и 6 ТОРАС соответственно.

Путем векторного сложения ортогональных компонент Н_х1, Н_у1, H_z1 и Н_x2, Н_y2, Н_z2, определяют ориентацию векторов

и в пространстве и запоминают их.

На фиг. 6 и фиг. 7 показана выбранная для производства измерений и расчетов топоцентрическая ДСК O₃X₃Y₃Z₃ в которой начало совмещено с точкой расположения наблюдателя на поверхности Земли О₃, ось О₃Х₃ находится на пересечении плоскости местного горизонта и плоскости меридиана наблюдателя и направлена на юг, ось O₃Z₃ направлена по нормали к плоскости местного горизонта в сторону удаления от центра Земли О₃, ось O₃Y₃ дополняет систему координат до правой. В выбранной ДСК O₃X₃Y₃Z₃ поверхность Земли будет представлять собой плоскость Ω₃.

Плоскость Ω₁ ортогональна вектору напряженности магнитного поля

проходит через центр ТОРАС совмещенный с началом ДСК O₁X₁Y₁Z₁ (фиг. 6) и описывается уравнением:

H_x1x+H_yly+H_zlz=0.

Плоскость Ω₂ ортогональна вектору напряженности магнитного поля

проходит через центр ТОРАС совмещенный с началом ДСК O₂X₂Y₂Z₂ (фиг. 7) и описывается уравнением:

H_x2x+H_y2y+H_z2z=0,

Строят линию положения ИРИ l₁ на пересечении плоскостей Ω₁ и Ω₃. Алгебраически такое построение соответствует решению системы уравнении:

Аналогично строят линию положения ИРИ l₂ на пересечении плоскостей Ω₂ и Ω₃. Алгебраически такое построение соответствует решению системы уравнении:

Вычисляют координаты точки пересечения линий положения ИРИ l₁ и l₂, решая систему уравнений:

Решением данной системы будут координаты точки пересечения линий положения ИРИ l₁ и l₂. Полученные координаты принимают в качестве координат ИРИ.

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.

Имитационное моделирование заявленного способа показало повышение точности определения координат ИРИ по сравнению со способом прототипом на 10…15% (в зависимости от вибрационной нагрузки на антенные системы), в условиях априорной неопределенности относительно поляризационных и пространственных параметров радиосигналов, шумов и помех, когда налагаются ограничения на габаритные размеры пеленгаторной антенной системы, 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 RU №2 605 457, опубл. 20.12.2016 Бюл. №35.

2. Агиевич С.Н., Дворников С.В., Земсков Д.С., Севидов В.В., Федоренко И.В. Способ определения координат источника радиоизлучения с использованием летательного аппарата. Патент RU №2644580, опубл. 13.02.2018, Бюл.№5.

3. Богдановский С.В., Гайдин А.П., Клишин А.В., Симонов А.Н. Способ определения координат источника радиоизлучений с борта летательного аппарата Патент RUS №2619915, опубл. 19.05.2017 Бюл. №14.

Реферат

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 налагаются ограничения на габаритные размеры пеленгаторной антенной системы, в частности для определения координат ИРИ с борта летательного аппарата (ЛА). Технический результат изобретения – повышение точности определения координат ИРИ. Способ основан на измерении с помощью триортогональной рамочной антенной системы ортогональных компонент Н, Н, Hи Н, Н, Hвекторов напряженности магнитного поляив различных точках пространства расположения ЛА в моменты времени tи t, определении ориентации векторовив пространстве, построении вспомогательных плоскостей Ωи Ω, определении линий положения ИРИ lи lна пересечении вспомогательных плоскостей с поверхностью Земли, вычислении координат ИРИ в точке пересечения указанных линий положения ИРИ. 8 ил.

Формула