СПОСОБ ИЗМЕРЕНИЯ ПУТЕВОЙ СКОРОСТИ И УГЛА СНОСА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIRCRAFT GROUND SPEED AND THE CRAB ANGLE MEASURING METHOD

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.
H
Для решения ряда навигационных задач, в особенности основной задачи навигации - определения места самолета - необходимо знать его полную скорость W (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.
u
0
i
i
Di
Как показано на Фиг. 1, в простейшем однолучевом ДИСС радиоволновое излучение с частотой ƒ направляется антенной с ЛА на подстилающую поверхность под углом β по направлению полета. Для определения спектра частот отраженного сигнала необходимо вырезать из облучаемой площади А элементарную полоску A, все точки которой расположены на направлениях, составляющих угол β с вектором скорости W. Имея в виду, что каждой из N элементарных полосок соответствует доплеровский сдвиг частоты ƒ, для всей облучаемой площади спектр отраженного сигнала можно представить последовательностью частот
u
u
где λ=c/ƒ - 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).
0
Если вектор W горизонтален (высота полета Н постоянна и угол α=0) и составляет с осью ДНА угол γ в горизонтальной и β 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:
Dm
В этот момент средняя доплеровская частота ƒ 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.
0
D1
D2
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 β 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 и ƒ.
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).
Y
Если же ЛА летит с набором высоты или снижается, то появляется вертикальная составляющая полной скорости W (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).
Y
Таким образом, для точного измерения путевой скорости необходимо также знать текущее значение вертикальной скорости W.
Техническим результатом настоящего изобретения является повышение точности измерения путевой скорости и угла сноса летательного аппарата.
0
D1
D2
1
2
0
ψ
ψ
1
2
0
ψ
0
Y
D1
D2
Y
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 β в вертикальной, приеме отраженных волн, смешивании с частью излучаемой волны и выделении двух доплеровских сигналов, вычислении доплеровских частот ƒ и ƒ по максимумам спектров этих сигналов, дополнительно устанавливают разные частоты излучения радиоволн для первой и второй антенн ƒ и ƒ, выделяют сигналы разностной частоты между этими двумя излучаемыми S и принимаемыми S волнами, пропускают сигнал S через фильтр, настроенный на частоту F=ƒ-ƒ, измеряют фазу между сигналами S и S, - ψ, по изменению фазы Δψ относительно опорного сигнала S за интервал времени Δt, определяют вертикальную составляющую скорости W, по величинам ƒ, ƒ и W вычисляют путевую скорость W и угол сноса ϕ.
Система уравнений (4) преобразуется к следующему виду:
1
1
2
2
Y
Y
где λ=c/ƒ и λ=c/ƒ - длины волн излучаемых колебаний. В этой системе уравнений имеются три неизвестных W, ϕ и W. Вертикальную составляющую скорости W можно определить следующим образом.
1
2
21
22
Каждая из волн, излучаемых первой и второй антеннами с частотами ƒ и ƒ - S и S, 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:
21
210
1
1
22
220
2
2
S=Ssin (2πƒt+2πλτ/c) и S=Ssin (2πƒt+2πλτ/с),
210
220
1
2
ψ
где S и S - амплитуды принятых волн с частотами ƒ и ƒ. Если теперь с помощью смесителя выделить сигнал разностной частоты этих двух принятых волн S, то его фаза ψ тоже будет сдвинута на время τ:
1
2
ψ
ψ0
21
22
ψ
Y
где F=ƒ-ƒ - частота сигнала разностной частоты S с амплитудой S между принятыми отраженными сигналами S и S. 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, 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 - ΔН/Δt, при изменениях высоты полета Н:
0
11
12
1
2
ψ
21
22
В качестве опорного сигнала S можно использовать сигнал разностной частоты от излучаемых волн S и S с частотами ƒ и ƒ, выделяемый на отдельном смесителе. Для устранения влияния доплеровских частот, можно использовать пропускающий фильтр на частоту F для сигнала разностной частоты Sот принимаемых волн S и S.
Y
D1
D2
Таким образом, по полученному значению W из уравнения (7) и измеренным значениям ƒ и ƒ 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.
1
2
0
21
22
D1
D2
ψ
0
0
Y
D1,
D2
Y
СВЧ-волны с частотами ƒ и ƒ через направленные ответвители 2, 3 и 9, 10, циркуляторы 4, 11 поступают на антенны 5, 12, ориентированные под углом β к поверхности и углом θ к оси ЛА. Отраженные волны S и S 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 и ƒ 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 поступает через фильтр на частоту F 16 на первый вход смесителя 17. На второй его вход поступает сигнал с выхода смесителя 18 S, 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 S за интервал времени Δt, вертикальной составляющей скорости W, а затем путевой скорости W и угла сноса ϕ из решения системы уравнений (5) с учетом измеренных ƒ ƒ и вычисленной скорости W.