СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ МЕСТОПОЛОЖЕНИЯ ИСТОЧНИКА ИЗЛУЧЕНИЯ С БОРТА САМОЛЕТА
METHOD FOR LOCATION OF RADIATION SOURCE FROM BOARD AIRCRAFT

Предлагаемое изобретение относится к методам определения местоположения источника излучения (ИИ) с использованием фазового пеленгатора, размещенного на борту самолета, выполняющего полет в направлении источника излучения.
α
0,5
При применении фазового метода пеленгации в одной плоскости (одномерного пеленгования) необходимы минимум две слабонаправленные антенны малых размеров, разнесенные на расстояние d, называемое базой. При этом среднеквадратическая ошибка измерения угла σ=λ/(2πd⋅cos(α)q) пропорциональна отношению (λ/d), 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 фазового пеленгатора, то есть увеличения базы d, что возможно для пеленгации в азимутальной плоскости, например, путем размещения антенн на законцовках крыла летательного аппарата, но технически нереализуемо для пеленгации в угломестной плоскости.
Известен кинематический способ определения дальности до ИИ с летательного аппарата при осуществлении полета в направлении ИИ [Ю.П. Мельников, С.В. Попов. Радиотехническая разведка. Методы оценки эффективности местоопределения источников излучения. М.: Радиотехника, 2008. 432 с.: ил., стр. 158-163. Защита радиолокационных систем от помех. Под ред. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. М.: Радиотехника, 2003. 416 с.: ил., стр. 319-322]. Способ заключается в последовательном выполнении угловых маневров летательным аппаратом и нахождении дальности до объекта радиоизлучения, как отношения тангенциальной скорости пеленгатора к угловой скорости линии визирования, определяемой путем обработки результатов нескольких измерений пеленгов. Недостатками способа являются необходимость движения летательного аппарата, на котором установлен пеленгатор, с отворотом от объекта, а также длительное время выполнения нескольких этапов маневра для достижения приемлемых точностей определения дальности до источника излучения (движение по «Змейке» в направлении ИИ).
1
Наиболее близким по сущности и достигаемому эффекту (прототипом) является способ определения местоположения источника излучения с помощью фазового пеленгатора, размещенного на борту летательного аппарата, антенны которого установлены на законцовках крыла [Заявка на изобретение №2021104868 от 25.02.2021 г., положительное решение о выдаче патента от 16.09.2021 г.]. Способ основан на последовательном измерении пеленгов с помощью фазового пеленгатора на источник излучения и расчете дальности до него, при этом направляют летательный аппарат на источник излучения, выравнивают его в горизонтальной плоскости, измеряют угол между направлениями на источник излучения и на правую антенну с вершиной в середине антенной базы, которая параллельна поперечной оси связанной системы координат летательного аппарата, и высоту полета летательного аппарата, запоминают измеренные данные, осуществляют крен летательного аппарата, измеряют угол крена и повторно угол с вершиной в середине антенной базы между направлениями на источник излучения и на правую антенну, рассчитывают дальность до источника излучения по формуле  где Н, γ - высота полета и угол крена летательного аппарата; θ, θ - углы с вершиной в середине антенной базы между направлениями на источник излучения и на правую антенну фазового пеленгатора при полете летательного аппарата в горизонтальной плоскости и плоскости с креном, соответственно. Недостатком способа является необходимость предварительного выравнивания летательного аппарата в горизонтальной плоскости.
Техническим результатом изобретения является уменьшение времени определения местоположения источника излучения за счет отсутствия необходимости предварительного выравнивания самолета в горизонтальной плоскости.
1,2
1,2
Указанный результат достигается тем, что в известном способе определения местоположения источника излучения с борта самолета, основанном на полете в направлении источника излучения, измерении текущей высоты полета самолета, последовательном измерении пеленгов с помощью фазового пеленгатора, размещенного на борту летательного аппарата с установленными на законцовках крыла антеннами, на источник излучения и расчете дальности до него, согласно изобретению первоначально измеряют текущий угол крена самолета, а также угол между направлениями на источник излучения и на правую антенну с вершиной в середине антенной базы, которая параллельна поперечной оси связанной системы координат самолета, запоминают измеренные данные, осуществляют дополнительный крен самолета, повторно измеряют угол крена и угол с вершиной в середине антенной базы между направлениями на источник излучения и на правую антенну, рассчитывают дальность до источника излучения по формуле  где Н - высота полета самолета; γ, θ - измеренные углы крена самолета и углы с вершиной в середине антенной базы между направлениями на источник излучения и на правую антенну фазового пеленгатора при первоначальном и повторном после дополнительного крена положении самолета, соответственно, а угол на источник излучения относительно самолета - по формуле  где θ - угол с вершиной в середине антенной базы между направлениями на источник излучения и на правую антенну фазового пеленгатора при горизонтальном полете самолета.
1
2
1
2
Сущность изобретения поясняется фиг. 1, где представлено взаимное расположение самолета и источника излучения в пространстве. На фиг. 1 обозначены: 1 (1*), - плоскость самолета при первоначальном (повторном) измерении крена самолета; 2, 3 (2*, 3*) - левая и правая антенны фазового пеленгатора при первоначальном (повторном) измерении крена самолета; 4 - источник излучения; 5 - середина антенной базы; OXYZ - декартова система координат;  - вектор скорости самолета; Н - высота полета самолета; D - расстояние от самолета до ИИ; γ (γ) - угол крена самолета при первоначальном (повторном) измерении; d - расстояние между антеннами, база; θ (θ) - измеряемые углы на ИИ относительно правой антенны при первоначальном (повторном) измерении крена; θ - угол с вершиной в середине антенной базы между направлениями на ИИ и на правую антенну фазового пеленгатора при горизонтальном полете самолета.
1
2
1
2
2
Для определения дальности до ИИ необходимо знание высоты полета Н самолета, значений углов на ИИ θ и θ и углов крена γ и γ до и после выполнения дополнительного крена. Однако следует отметить, что максимально возможный крен для каждого самолета свой и ограничен с учетом безопасности полета, а в данном случае еще и условием не изменения курса самолета до момента измерения угла θ. Местоположение источника излучения (D, θ) относительно самолета рассчитывают по предлагаемым в способе формулам.
При выводе формулы расчета дальности до ИИ сделано допущение, что время, необходимое для выполнения крена, мало и расстояние между точками местонахождения самолета до и после выполнения дополнительного крена незначительно по сравнению с дальностью до источника излучения. Из способа-прототипа известно, что дальность до ИИ рассчитывается по формуле  Соответственно можно рассчитать дальность до ИИ при другом угле крена  Разрешая относительно общего угла θ получаем обобщенную формулу для определения дальности до ИИ от самолета:
а разрешая относительно отношения D/H- угла на ИИ:
которые не требуют предварительного выравнивания самолета в горизонтальной плоскости.
Способ может быть реализован устройством определения местоположения ИИ, например, по схеме, представленной на фиг. 2, где обозначено: 7 - фазовый пеленгатор, 8 - датчик высоты, 9 - датчик крена, 10 - запоминающее устройство, 11 - блок расчета дальности и направления на ИИ. Назначение фазового пеленгатора 7, датчиков высоты 8, крена 9 и запоминающего устройства 10 ясны из названия. Они могут быть выполнены с использованием известных устройств. Например, в качестве датчика крена может быть применена гировертикаль (см., например, Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. М.: Транспорт, 1992. 399 с.: ил., стр. 239-260.). Блок расчета дальности и направления 11 может быть выполнен на микроконтроллерах (например, на однокристальном восьмиразрядном микроконтроллере типа PIC16F62X) с программным обеспечением по формулам 1, 2.
1
1
1
1
2
2
Устройство работает следующим образом. Первоначально на вход 1 Запоминающего устройства 10 с выхода 1 Фазового пеленгатора 7 и на вход 2 с выхода 1 Датчика крена 9 записываются значения измеренных углов на ИИ относительно правой антенны (θ) и крена самолета (γ). После выполнения дополнительного крена в Блок расчета дальности 11 поступают данные: на вход 1 - запомненное значение угла на ИИ (θ) с выхода 1 Запоминающего устройства 10; на вход 2 - запомненное значение угла крена (γ) с выхода 2 Запоминающего устройства 10; на вход 3 - текущее значение измеренного угла на ИИ (θ) с выхода 2 Фазового пеленгатора 7; на вход 4 - текущее значение измеренного угла крена (γ) с выхода 2 Датчика крена 9; на вход 5 - высота полета самолета с Датчика высоты 8. С выхода 1 Блока расчета дальности и направления 11 выдается рассчитанная в соответствии с формулой (1) дальность до ИИ (D), а с выхода 2 - рассчитанная по формуле (2) угол на ИИ (θ).
2
1
2
1
1
1
2
1
1
1
2
1
1
2
1
α
Для сравнительной оценки способа-прототипа и предложенного способа на фиг. 3 представлены графики зависимости разности углов θ-θ от значения дополнительного угла крена γ для дальностей D=2000 м и D=5000 м, первоначальных углов крена γ=0° (горизонтальный полет) и γ=10° при фиксированных значениях высоты Н=1000 м и угле θ=80° (полет в направлении ИИ). Сравнительный анализ показывает, что на больших удалениях, когда отношение Н/D<1/5, что соответствует начальному обнаружению ИИ, разность углов θ-θ при первоначальных углах крена γ=0° и γ=10° отличаются на 1°-2°, что соизмеримо с ошибкой измерения углов пеленгатором. На малых удалениях, когда дальность до ИИ соизмерима с высотой полета самолета, в зависимости от направления совершения дополнительного крена самолетом разность углов θ-θ для разных γ будет разная. Например, для принятых выше условий разность углов для предложенного способа будет больше (левая половина графика) или меньше (правая половина графика) по сравнению со способом-прототипом. Это значит, что отношение (θ-θ)/σ при совершении крена в противоположную сторону от первоначального крена для предложенного способа будет больше и точность определения дальности по сравнению со способом-прототипом будет выше, а при совершении крена в ту же сторону - наоборот меньше. Поэтому для неухудшения точности в предложенном способе рекомендуется совершать дополнительный крен в противоположную сторону от первоначального крена самолета.
В связи с тем, что не требуется предварительное выравнивание самолета в горизонтальной плоскости, выигрыш по времени в определении местоположения ИИ очевиден. Дополнительным преимуществом предложенного способа является то, что если ИИ излучает импульсные сигналы, то в способе-прототипе потребуется еще дополнительное время на ожидание прихода импульса от ИИ после выравнивания самолета в горизонтальной плоскости.
Таким образом, заявленный способ определения местоположения источника излучения с борта самолета обеспечивает уменьшение времени определения местоположения источника излучения за счет отсутствия необходимости предварительного выравнивания самолета в горизонтальной плоскости.