Система стабилизации и управления линией визирования антенны

Система стабилизации и управления линией визирования антенны

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Предлагаемое изобретение относится к области систем стабилизации и управления оси визирования двух зеркальной антенной системы, работающей на качающемся основании летательного аппарата.

Известна РЛС [1], работающая на борту летательного аппарата в режиме поиска и захвата цели по углу. Для исключения влияния качек летательного аппарата на поиск, сопровождение и измерение координат целей применяется гиростабилизация антенной системы. Управление лучом антенны производится системой управления поиска по сигналам датчика углов или сигналам ошибки, выдаваемым пеленгатором в связанной системе координат, через двигатели поворота. Предполагается, что стабилизация линии визирования производится путем поворота всей антенной системы, а не ее частей.

Недостатком данной системы стабилизации и управления линией визирования является повышенный расход мощности на привод гиростабилизатора и, соответственно, его относительно большие габаритно-массовые характеристики, так как регулируется положение всей антенной системы, а не ее частей. Данная система не желательна в условиях, когда имеются ограничения на мощность и габаритно-массовые характеристики гиростабилизатора и имеется возможность регулирования положения линии визирования антенны изменением положения легкого подвижного зеркала относительно неподвижного, жестко связанного с шасси летательного аппарата.

В другой известной наблюдательной системе [2] положение оси визирования пеленгатора стабилизируется и управляется через гиростабилизатор, в который входят гироскопический датчик угла и привод блока наведения, на платформе которого находятся и пеленгатор, и гироскопический датчик угла. Качки и пространственные эволюции подвижного носителя системы в режиме поиска цели или стабилизации направления оси визирования отрабатываются приводом блока наведения по сигналу ошибки, вырабатываемому гироскопическим датчиком угла. Начальное положение измерительной оси гироскопического датчика углов на стабилизируемое направление устанавливается по внешним управляющим сигналам. При переходе в режим автосопровождения по углу по сигналу ошибки, вырабатываемому пеленгатором, или при задании требуемого направления от источника внешнего управления учитывается, что привод блока наведения и стабилизации и гироскопический датчик угла работают в разных системах координат (стабилизационной и инструментальной). Поэтому для сопряжения внешних управляющих сигналов, сигналов ошибки, вырабатываемых гироскопическим датчиком углов или пеленгатором, с приводом блока наведения и стабилизации используются преобразователи координат, учитывающие текущие углы крена, тангажа и рысканья носителя.

Данная наблюдательная система регулирует положение оси визирования пеленгатора путем углового перемещения всего пеленгатора, условно состоящего из антенной системы и приемопередатчика. При работе в СВЧ диапазоне и больших габаритно-массовых характеристиках приемопередающей системы изменение направления линии визирования пеленгатора производится путем угловых перемещений его антенной системы, связи которой с приемопередающим трактом осуществляются через сложную конструкцию вращающихся сочленений. Данная система не учитывает возможность управления и стабилизации линии визирования двухзеркальной антенны, у которой управляемым элементом является подвижное зеркало, а связи с приемопередатчиком выполнены без подвижных элементов. Очевидно, что стабилизация положения подвижного зеркала антенны при не стабилизированном неподвижном параболическом зеркале и облучателе без учета изменений положения носителя для стабилизации линии визирования является недостаточной.

В качестве прототипа системы стабилизации и управления линией визирования антенны выбран гиростабилизированный привод антенной системы [3], в котором антенна РЛС устанавливается на стабилизированную платформу, входящую в состав гиростабилизатора, на которой, кроме того, установлены гироскоп, привод и датчики углов. Положение платформы через привод регулируется в заданном направлении. Датчиком сигнала ошибки положения оси платформы, относительно стабилизируемого направления является гироскоп, сигнал которого через контур стабилизации подается на привод. Угловое положение оси платформы в связанной системе координат измеряется датчиком углов, выходные сигналы которого через контур стабилизации выдаются потребителю. Начальное положение измерительной оси гироскопа и управление ее положением производится по внешним сигналам, поступающим через контур стабилизации на управляющий вход гироскопа.

Недостатком гиростабилизированного привода антенной системы-прототипа, как и систем [1] и [2], является то, что он осуществляет стабилизацию и управление линией визирования путем перемещения всей антенной системы, при этом связи антенны с приемопередатчиком осуществляются либо через сложную конструкцию вращающихся сочленений, либо через гибкие волноводы или кабели. При этом требуемая мощность гиростабилизированного привода, масса и габариты с соответствующим весом пропорциональны массе стабилизируемой антенны.

Технической задачей предлагаемого изобретения является обеспечение стабилизации и управления линией визирования двух зеркальной антенны с одновременным снижением требований к мощности, габаритно-массовым характеристикам гиростабилизированного привода и частоте обновления данных о угловом положении носителя.

Поставленная цель достигается тем, что система стабилизации и управления линией визирования антенны содержит гиростабилизированный привод и антенну, отличается тем, что в нее добавлены вычислитель и инерциальная навигационная система, причем антенной является двух зеркальная антенная система, подвижное зеркало которой размещено на платформе гиростабилизированного привода, а неподвижное зеркало и облучатель жестко связаны с шасси летательного аппарата, выход гиростабилизированного привода соединен с первым входом вычислителя, выход которого соединен с входом гиростабилизированного привода, выход инерциальной навигационной системы соединен с вторым входом вычислителя.

Сущность изобретения поясняется дальнейшим описанием и чертежами системы, на которых представлены:

фиг.1 - структурная схема системы стабилизации и управления линией визирования двух зеркальной антенны РЛС;

фиг.2 - алгоритм работы вычислителя 3;

фиг.3 - алгоритм расчета требуемых угловых скоростей платформы гиростабилизатора 2.

На фиг.1 приняты следующие обозначения:

1 - двух зеркальная антенна РЛС (А),

2 - гиростабилизированный привод (ГС),

3 - вычислитель (ВУ),

4 - инерциальная навигационная система (ИНС),

5 - неподвижное параболическое зеркало,

6 - рупорный облучатель,

7 - подвижное зеркало.

На фиг.1 подвижное зеркало 7 двухзеркальной антенны 1 размещено на платформе гиростабилизированного привода 2, выход гиростабилизированного привода 2 соединен с первым входом вычислителя 3, выход которого соединен с входом гиростабилизированного привода 2, выход инерциальной навигационной системы 4 соединен с вторым входом вычислителя 3, неподвижное зеркало 5 и облучатель 6 двухзеркальной антенны 1 жестко связаны с шасси летательного аппарата.

В качестве двухзеркальной антенны 1 с подвижным зеркалом 7, используемым для управления положением оси визирования, может быть использована антенна, описанная в [4, с.82, рис.2-7].

Вычислитель 3 может быть построен на базе цифрового процессора, работа которого состоит в последовательном решении задач, представленных соответствующими алгоритмами.

Работа системы (фиг.1) координируется вычислителем 3 в соответствии с алгоритмом (фиг.2) и осуществляется следующим образом.

Вычислитель 3 принимает с РЛС исходные данные (поз.8 фиг.2), содержащие требуемое угловое положение линии визирования в инерциальной системе координат (β,ε) и угловые скорости сканирования (ω_βo и ω_εo) в этой же системе по азимуту и углу места. В частности, при стабилизации требуемого направления задаваемые ω_βo=ω_εo=0. Далее производится установка кода счетчика циклов i в исходное состояние i=0 (поз.9 фиг.2) и формирование требуемых угловых скоростей платформы гиростабилизированного привода 2 (поз.10 фиг.2), включающее прием текущих данных о угловом положении ЛА в инерциальной системе координат (крен γ, тангаж θ, рысканье ϕ) с инерциальной навигационной системы 4 и текущих данных (β_сз, ε_сз) о угловой ориентации подвижного зеркала 7 с гиростабилизированного привода 2 в связанной системе координат.

Алгоритм операций поз.10 приведен на фиг.3 и состоит в следующем. Если с инерциальной навигационной системы 4 на вычислитель 3 приходят новые текущие данные (γ,θ,ϕ) о угловом положении ЛА (поз.15 фиг.3), то производятся обнуление счетчика циклов i=0 (поз.16 фиг.3) и запись (γ_i,θ_i,ϕ_i)=(γ,θ,ϕ) (поз.18 фиг.3). После приема (β_с3, ε_c3) данных о ориентации подвижного зеркала 7 производится запись (β_сзi, ε_сзi)=(Р_сз, ε_сз) (поз.22 фиг.3) и переход к операции 23. Если код счетчика циклов i=0, производится расчет координат визируемого направления в связанной системе координат (поз.25 фиг.3):

(β_cai, ε_cai)=(2β_сзi, 2ε_сзi).

После этого рассчитываются экстраполированные координаты визируемого направления в инерциальной системе координат (β_наi, ε_наi) (поз.26 фиг.3) по известной связи:

(β_наi, ε_наi)=f₁(β_cai,ε_cai,γ_i,θ_i,ϕ_i).

Значения сигналов (ω_βi, ω_εi), управляющих угловыми скоростями платформы гиростабилизированного привода 2, по координатам (β_наi,ε_наi) рассчитываются (поз.27 фиг.3) в соответствии с выражениями:

ω_βi=k_ωω_βo+k_δ(β_наi-β),

ω_εi=k_ωω_εo+k_δ(ε_наi-ε),

где k_ω и k_δ - коэффициенты передачи по формированию выходных управляющих сигналов.

При не обновленных данных о угловом положении ЛА (поз.15 фиг.3) производится увеличение кода счетчика циклов i на единицу (поз.17 фиг.3), расчет ожидаемого изменения угловой ориентации подвижного зеркала 7 (δβ,δε) в связанной системе координат (поз.19 фиг.3) за время между считываниями координат подвижного зеркала δt:

(δβ,δε)=(ω_βiδt, ω_εiδt).

После этого вычисляется экстраполированное значение координат подвижного зеркала, отнесенное к текущему моменту времени t_i в связанной системе координат (поз.20 фиг.3):

(β_сзi,ε_сзi)=(β_сз(i-1)+δβ, ε_сз(i-1)+δε)

и пересчет их в инерциальную по известной функциональной связи (поз.21 фиг.3):

(β_нзi, ε_нзi)=f₁(β_сзi,ε_сзi,γ_i,θ_i,ϕ_i).

После очередного приема данных о положении подвижного зеркала 7 с гиростабилизированного привода 2 (поз.22 фиг.3) и проверки, что i≠0 (поз.23 фиг.3) производится расчет уходов углов ориентации осей ЛА (δθ, δϕ) на интервале от t_i-1 до t_i и вычисление экстраполированных углов рысканья θ_i, и тангажа ϕ_i в инерциальной системе координат (поз.24 фиг.2):

(δθ,δϕ)=f₂(β_сзi, ε_сзi, β_нзi, ω_нзi, γ_i-1, θ_i-1, ϕ_i-1),

(γ_i,θ_i,ϕ_i)=(γ_i-1, θ_i-1+δθ, ϕ_i-1+δϕ).

Далее с учетом текущих координат (β_сзi, ε_сзi) и эстраполированных (γ_i,θ_i,ϕ_i) последовательно находят текущие координаты визируемого направления в связанной системе координат (поз.25 фиг.3), экстраполированные значения (β_наi, ε_наi) (поз.26 фиг.3), требуемые сигналы управления угловыми скоростями платформы (ω_βi, ω_εi) по выражениям, приведенным выше, и выдачи их на гиростабилизированный привод 2 (поз.27 фиг.3).

Процесс расчетов и выдачи (ω_βi, ω_εi) в гиростабилизированный привод 2 (поз.10 и 11 фиг.2) циклически повторяется пока координаты оси визирования антенны (β_наi, ε_наi) не станут равны заданным (β, ε) (поз.11 фиг.2). При достижении линией визирования антенны требуемого положения (β, ε) вычислитель 3 выдает на РЛС сообщение о выполнении его команды, запрашивает новые данные и прекращает сканирование установкой ω_βо=ω_εо=0 (поз.12 фиг.2). Если с РЛС пришло сообщение о изменении исходных данных, производится переход на поз.8 и работа в новом цикле поз.8...13. Если новых исходных данных на вычислитель 3 не поступило производится переход с операции поз.13 на операцию поз.14 с проверкой указания о продолжении работы. При наличии указания «Продолжить» (поз.14 фиг.2) производится переход в режим стабилизации оси визирования на заданном направлении (β, ε) при ω_βо=ω_εо=0 (поз.10...14 фиг.2). Если команды «Продолжить» нет, вычислитель 3 заканчивает работу системы (поз.14 фиг.2).

Технический эффект в использовании предлагаемой системы состоит в обеспечении управления и стабилизации положения оси визирования двухзеркальной антенны при работе на качающемся основании за счет управления положением легкого подвижного зеркала, а не всей антенной системы, обеспечивая точность, сравнимую с точностью стабилизации, обеспечиваемой системой стабилизации прототипа. Необходимо отметить, что точность стабилизации несущественно снижается при низком темпе обновления данных о угловых эволюциях носителя за счет экстраполяции данных инерциальной навигационной системы, выполняемой вычислителем.

Помимо снижения требований к мощности потребления и габаритно-массовым характеристикам гиростабилизированного привода, в предлагаемой системе упрощается связь входов-выходов антенны с приемопередающим трактом. В частности, не требуется применение гибких волноводов или вращающихся соединений, что обеспечивает стабильность параметров фидера (фидеров), соединяющих антенну с приемопередатчиком, при всех положениях визируемого направления в широком диапазоне рабочих частот.

На основании приведенного описания и чертежей предлагаемая система может быть изготовлена на базе известных комплектующих изделий, известного в радиоэлектронной промышленности технологического оборудования и использована для управления и стабилизации линии визирования двухзеркальной антенны РЛС, работающей на борту летательного аппарата.

ЛИТЕРАТУРА

1. В.В.Васин и др. Радиолокационные устройства. - М.: Советское Радио, 1970 г. (с.570, рис.21.12).

2. Патент России 2211473 от 27.08.2003, кл. G 05 D 3/12. Следящая наблюдательная система.

3. Гиростабилизированный привод антенной системы ГС-26. ИСМЯ 402113.022 РЭ. ОАО АНПП «Темп-Авиа».

4. М.С.Жук, Ю.Б.Молочков. Проектирование линзовых, сканирующих широкополостных антенн и фидерных устройств. - М.: Энергия, 1973 г. (с.82, рис.2-7).

Система управления и стабилизации линии визирования антенны, содержащая гиростабилизированный привод и антенну, отличающася тем, что в нее введены вычислитель и инерциальная навигационная система, причем антенной является двухзеркальная антенная система, подвижное зеркало которой размещено на платформе гиростабилизированного привода, а неподвижное зеркало и облучатель жестко связаны с шасси летательного аппарата, выход гиростабилизированного привода соединен с первым входом вычислителя, выход которого соединен с входом гиростабилизированного привода, выход инерциальной навигационной системы соединен с вторым входом вычислителя.