Способ и устройство определения координат источника радиоизлучения

Способ и устройство определения координат источника радиоизлучения

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Заявляемые объекты объединены одним изобретательским замыслом, относятся к радиотехнике и могут быть использованы в навигационных, пеленгационных, локационных средствах для определения местоположения априорно неизвестного источника радиоизлучения (ИРИ) с летно-подъемного средства (ЛПС).

Известен разностно-дальномерный способ определения координат источника радиоизлучения (см. пат. США №4393382, МКИ G01S 11/00, пат. США №4316193, МКИ G01S 3/02; 3/4, пат. США №4339755, МКИ G01S 1 5/04, пат. РФ №1820142, МПК G01S 13/00, опубл. 27.07.2006 г.). Он заключается в приеме и измерении задержек Δτ_i, сигнала группой взаимосвязанных с известным местоположением пунктов приема (например, на ЛПС), решении гиперболических уравнений на центральном приемном пункте, на основе которого определяют координаты источника радиоизлучения.

Недостатком аналогов является недопустимо большие ошибки местоопределении ИРИ в случае, когда последний излучает импульсы с высокой частотой следования. Так, в случае, когда период следования импульсов излучателя меньше максимального времени задержки хотя бы на одном из боковых (периферийных) постов, возникает неоднозначность в определении координат, устранить которую практически невозможно (см. Смирнов Ю.А. Радиотехническая разведка. - М.: Воениздат, 2001 г., с.323-324). Способ предъявляет высокие требования к системе единого времени и скорости обмена информацией, что также затрудняет реализацию данного технического решения. Однако наиболее существенный недостаток состоит в невозможности определения координат ИРИ с помощью одного измерителя (реализация способа-аналога базируется на использовании трех и более измерителей, что резко усложняет систему и повышает ее себестоимость).

Известны различные реализации триангуляционного способа местоопределения ИРИ на ЛПС (см. Южаков В.В Современные методы определения местоположения источников электромагнитного излучения // Зарубежная радиоэлектроника, №8, 1987, стр.67-79). В предлагаемых вариантах реализации триангуляционного способа местоопределения измеряется лишь азимут θ на ИРИ, а систематические ошибки в измерениях частично устраняются путем использования особенностей различных траекторий полета ЛПС.

Основными недостатками способов-аналогов являются:

относительно низкая точность определения местоположения ИРИ в связи с тем, что в точках измерения θ не учитываются такие важные параметры пространственного положения ЛПС, как крен k_lpsi, тангаж l_lpsi и склонение ζ_lpsi;

наложение ограничений на маршрут полета ЛПС.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому способу является способ (см. Baron A.R. et al. - Microwave J., 1982, v.25, №9). Он включает прием сигналов ИРИ в заданной полосе частот ΔF перемещающимся в пространстве бортовым пеленгатором на ЛПС, измерение пространственно-информационных параметров обнаруженных сигналов: азимута θ_i и угла места β_i с одновременным определением местоположения ЛПС {B_lps, L_lps, H_lps}_i, где B_lps, L_lps и H_lps соответственно широта, долгота и высота ЛПС, предварительное определение удаления ИРИ от ЛПС d_i и координат ИРИ в момент времени t_i в левосторонней системе декартовых координат антенной системы пеленгатора, преобразование предварительных координат ИРИ в географические координаты .

Способ-прототип позволяет определять местоположение ИРИ из одной точки, однако точность выполняемых измерений является низкой в силу того обстоятельства, что не учитывается в полном объеме информация о пространственной ориентации ЛПС, а именно о углах крена k_lpsi, тангажа l_lpsi и склонения ζ_lpsi. Известно, что на ЛПС (находящийся в воздухе) воздействуют ветровые и другие возмущения, влияющие на параметры его полета (курсовой угол, тангаж, крен) подвергая их вариациям, что в свою очередь снижает полноту и точность получаемых измерительными системами оценок θ и β (см. В.С.Шебшаевич, П.П.Дмитриев, Н.В.Иванцевич и др. Сетевые спутниковые радионавигационные системы. / Под. ред. В.С Шебшаевича. - М.: Радио и связь. 1993 г.). Под влиянием ветра продольная ось симметрии ЛПС не совпадает с направлением его перемещения (см. фиг.1а). Практические испытания на самолетах ИЛ-18 и СМ92 (выполненные авторами) показали, что склонение ζ_lps (угол сноса) может достигать 10-15 градусов. Это подтверждается фиг.1б, где приведена разница путевого и курсового углов при движении самолета по круговой траектории. Изменения углов крена k_lps и тангажа l_lps в процессе полета еще более усугубляют ситуацию с оценкой параметров θ и β, а в конечном счете и с точностью местоопределения ИРИ.

Наиболее близким по своей технической сущности к заявляемому устройству определения координат источника радиоизлучения является устройство по пат. РФ №2263327 "Способ пеленгации радиосигналов и пеленгатор для его осуществления", G01S 3/14, опубл. 27.10.2005 г., бюл. №30.

Устройство-прототип содержит антенную решетку, выполненную из N>2 идентичных ненаправленных антенных элементов, расположенных в плоскости пеленгования, антенный коммутатор, N входов которого подключены к соответствующим N выходам антенной решетки, сигнальный и опорный выходы коммутатора подключены соответственно к сигнальному и опорному входам двухканального приемника, выполненного по схеме с общими гетеродинами, аналого-цифровой преобразователь, выполненный двухканальным соответственно с сигнальным и опорным каналами, причем сигнальный и опорный выходы промежуточной частоты двухканального приемника соединены соответственно с сигнальным и опорным входами аналого-цифрового преобразователя, блок преобразования Фурье, выполненный двухканальным соответственно с сигнальным и опорным каналами, сигнальный и опорный входы которого соединены соответственно с сигнальным и опорным выходами аналого-цифрового преобразователя, первое и второе запоминающие устройства, блок вычитания, блок формирования эталонных значений первичных пространственно-информационных параметров (ППИП), блок вычисления ППИП, первый информационный вход которого соединен с сигнальным выходом блока преобразования Фурье, а второй информационный вход - с опорным выходом блока преобразования Фурье, группа информационных выходов блока вычисления ППИП соединена с группой информационных входов первого запоминающего устройства, группа информационных выходов которого соединена с группой входов вычитаемого блока вычитания, группа входов уменьшаемого которого соединена с информационными выходами второго запоминающего устройства, информационные входы которого соединены с информационными выходами блока формирования эталонных значений ППИП, группа информационных входов которого является входной установочной шиной пеленгатора, последовательно соединенные умножитель, сумматор, третье запоминающее устройство, блок определения азимута и угла места, причем первая и вторая группа информационных входов умножителя поразрядно объединены и соединены с группой информационных выходов блока вычитания, генератор синхроимпульсов, выход которого соединен с управляющим входом антенного коммутатора, входами синхронизации аналого-цифрового преобразователя, блока преобразования Фурье, первого, второго и третьего запоминающих устройств, блока вычитания, умножителя, сумматора, блока определения азимута и угла места, блока формирования эталонных значений ППИП и блока вычисления ППИП, а первая и вторые группы информационных выходов блока определения азимута и угла места являются первой и второй выходными шинами устройства.

Целью заявляемых технических решений является разработка способа и устройства определения координат источника радиоизлучения с борта ЛПС, обеспечивающих повышение точности измерения местоположения ИРИ путем более полного учета пространственной ориентации ЛПС (антенной решетки измерителя).

Поставленная цель достигается тем, что в известном способе определения координат источника радиоизлучения, включающем прием сигналов ИРИ в заданной полосе частот ΔF перемещающимся в пространстве бортовым пеленгатором на летно-подъемном средстве (ЛПС), измерение пространственно-информационных параметров обнаруженных сигналов: азимута θ_i и угла места β_i в системе координат антенной системы с одновременным определением местоположения ЛПС {B_lps, L_lps, H_lps},где B_lps, L_lps и H_lps соответственно широта, долгота и высота ЛПС, предварительное определение удаления ИРИ от ЛПС d_i и координат ИРИ в момент времени t_i в левосторонней системе декартовых координат антенной системы пеленгатора, корректируют координаты ИРИ с учетом априорно известной ориентации антенной системы бортового пеленгатора относительно ЛПС {k_ant, l_ant, ζ_ant} путем последовательного умножения значений координат на соответствующие углам Эйлера матрицы поворота. После чего определяют истинные геоцентрические координаты местоположения ИРИ с учетом измеренных в момент времени t_i пространственных углов ЛПС: крена k_lpsi, тангажа l_lpsi, курсового угла α_lpsi и склонения ζ_lpsi, а также координат его местоположения: широты B_lpsi, долготы L_lpsi, и высоты H_lpsi, а склонение ζ_lpsi определяют как разность между путевым µ_lpsi и курсовым α_lpsi углами ЛПС.

Преобразуют истинные геоцентрические координаты местоположения ИРИ в географические координаты .

При этом для определения курсового угла летно-подъемного средства принимают радиосигналы от космических аппаратов (КА) глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС), преобразуют высокочастотные сигналы в электрические сигналы промежуточной частоты, дискретизируют их и квантуют, формируют из них две последовательности отсчетов путем разложения на квадратурные составляющие, сравнивают принятые сигналы P_c с заданным порогом P_nop, при выполнении условия P_c>P_nop принимают решение об обнаружении сигналов ГНСС, выполняют частотную и фазовую автоподстройки обнаруженных сигналов, а также автоподстройку по задержке сигналов, выделяют из обнаруженных сигналов навигационные сообщения КА ГНСС и осуществляют их демодуляцию, оценивают навигационные параметры и рассчитывают массив из I векторов состояния ЛПС (B_lpsi, L_lpsi, H_lpsi, V_Xi, V_Yi, V_Zi, t_i), где V_Xi, V_Yi, V_Zi - величины, описывающие вектор и характеризующие значение путевого угла µ_i и путевой скорости V_i ЛПС, i=10, 11, …, I, а емкость массива I определяют заданной точностью измерения курсового угла α_lpsi. ЛПС в зависимости от геометрии маршрута его полета, оценивают значения воздушных скоростей ЛПС , , …, для соответствующих значений вектора состояния (B_lpsi, L_lpsi, H_lpsi, V_Xi, V_Yi, V_Zi, t_i) в соответствии с выражением

,

где V_i - i-e значение путевой скорости, µ_i - i-е значение путевого угла, U_l - l-е оценочное, значение скорости ветра, l=1, 2, …, L, δ_k - k-e оценочное направление ветра, k=1, 2, …, К, оценивают качество принятого решения о параметрах ветра в соответствии с выражением , где и соответственно максимальное и минимальное оценочные значения воздушных скоростей из набора для параметров ветра U_l и δ_k, результаты вычислений f(U_l,δ_k) сравнивают с пороговым значением f_зад(U,δ), определяющим априорно заданную точность оценивания параметров ветра U и δ, при невыполнении пороговых условий параметрам ветра U и δ присваивают очередные значения и повторяют процедуру вычисления набора оценочных значений воздушных скоростей, при выполнении на очередной итерации пороговых условий f_зад(U, δ)>f(U_c,δ_d) за параметры ветра принимают соответствующие значения U_c и δ_d, на основе навигационного треугольника скоростей рассчитывают значения воздушной скорости B(U_c,δ_d), курсового угла α_lps и склонения ζ_lps в соответствии с выражениями:

,

,

,

а найденные параметры ветра U_c и δ_d используют в очередном цикле измерений курсового угла α_lps и склонения ζ_lps в качестве средних значений и ограниченных выборок {U} и {δ} оценочных параметров ветра.

Благодаря новой совокупности признаков в заявляемом способе достигается более полный учет пространственной ориентации ЛПС (а следовательно, и антенной системы пеленгатора), что и обуславливает положительный эффект в виде повышения точности местоопределения ИРИ.

В заявляемом устройстве определения координат ИРИ поставленная цель достигается тем, что в известном устройстве, состоящем из антенной решетки, выполненной из N>2 идентичных ненаправленных антенных элементов, расположенных в плоскости пеленгования, антенного коммутатора, N входов которого подключены к соответствующим N выходам антенной решетки, а сигнальный и опорный выходы коммутатора подключены соответственно к сигнальному и опорному входам двухканального приемника, выполненного по схеме с общими гетеродинами, аналого-цифрового преобразователя, выполненного двухканальным соответственно с сигнальным и опорным каналами, причем сигнальный и опорный выходы промежуточной частоты двухканального приемника соединены соответственно с сигнальным и опорным входами аналого-цифрового преобразователя, блока преобразования Фурье, выполненного двухканальным соответственно с сигнальным и опорным каналами, сигнальный и опорный входы которого соединены соответственно с сигнальным и опорным выходами аналого-цифрового преобразователя, первого и второго запоминающих устройств, блока вычитания, блока формирования эталонных значений первичных пространственно-информационных параметров (ППИП), блока вычисления ППИП, первый информационный вход которого соединен с сигнальным выходом блока преобразования Фурье, а второй информационный вход - с опорным выходом блока преобразования Фурье, группа информационных выходов блока вычисления ППИП соединена с группой информационных входов первого запоминающего устройства, группа информационных выходов которого соединена с группой входов вычитаемого блока вычитания, группа входов уменьшаемого которого соединена с группой информационных выходов второго запоминающего устройства, группа информационных входов которого соединена с группой информационных выходов блока формирования эталонных значений ППИП, группа информационных входов которого является первой входной установочной шиной устройства определения координат ИРИ, последовательно соединенных умножителя, сумматора, третьего запоминающего устройства, блока определения азимута и угла места, причем первая и вторая группа информационных входов умножителя объединены поразрядно и соединены с группой информационных выходов блока вычитания, генератора синхроимпульсов, выход которого соединен с управляющим входом антенного коммутатора, входами синхронизации аналого-цифрового преобразователя, блока преобразования Фурье, первого, второго и третьего запоминающих устройств, блока вычитания, умножителя, сумматора, блока определения азимута и угла места, блока формирования эталонных значений ППИП и блока вычисления ППИП, дополнительно введены первый вычислитель, предназначенный для определения предварительных координат ИРИ , второй вычислитель, предназначенный для определения скорректированных координат ИРИ , третий вычислитель, предназначенный для определения истинных геоцентрических координат ИРИ , четвертый вычислитель, предназначенный для преобразования истинных координат ИРИ в географические координаты , четвертое запоминающее устройство, радионавигатор и устройство угловой ориентации ЛПС, предназначенное для измерения углов крена k_lpsi, тангажа l_lpsi и склонения ζ_lpsi ЛПС, причем первый, второй, третий и четвертый вычислители подключены последовательно. Группа информационных выходов четвертого вычислителя является выходной шиной устройства определения координат ИРИ, а первая и вторая группы информационных входов первого вычислителя соединены соответственно с первой и второй группами информационных выходов блока определения азимута и угла места. Третья группа информационных входов первого вычислителя соединена со второй группой информационных выходов радионавигатора, первая группа информационных выходов которого соединена с второй группой информационных входов третьего вычислителя и первой группой информационных входов устройства угловой ориентации ЛПС. Вторая, третья и четвертая группы информационных входов устройства угловой ориентации ЛПС являются соответственно третьей, четвертой и пятой входными установочными шинами устройства определения координат ИРИ. Группа информационных выходов устройства угловой ориентации ЛПС соединена с третьей группой информационных входов третьего вычислителя. Группа информационных выходов четвертого запоминающего устройства соединена со второй группой информационных входов второго вычислителя, а группа информационных входов является второй входной установочной шиной устройства определения координат ИРИ. Входы синхронизации первого, второго, третьего и четвертого вычислителей объединены и соединены с входами синхронизации четвертого запоминающего устройства, устройства угловой ориентации ЛПС и выходом генератора синхроимпульсов.

Перечисленная новая совокупность существенных признаков за счет того, что вводятся новые элементы и связи позволяет достичь цели изобретения:

повысить точность местоопределения ИРИ за счет более полного и объективного измерения пространственных параметров ЛПС (угла ориентации антенной решетки измерителя) в условиях воздействия на него возмущающих факторов (ветровой нагрузки, выполнения маневров ЛПС и др.).

Заявляемые объекты поясняются чертежами, на которых показаны:

на фиг.1 - иллюстрации, объясняющие:

а) отличие путевого µ_lps и курсового α_lps углов ЛПС;

б) отличие путевого и курсового углов при движении самолета по круговой траектории;

на фиг.2 - навигационный треугольник скоростей;

на фиг.3 - порядок изменения ориентации антенной решетки пеленгатора из четырех антенных элементов:

а) исходное состояние антенной решетки;

б) порядок изменения угла l_ant антенной решетки (тангаж объекта);

в) порядок изменения угла k_ant антенной решетки (крен объекта);

г) порядок изменения угла α_ant антенной решетки (азимута или курса объекта);

на фиг.4 - обобщенный алгоритм определения координат ИРИ;

на фиг.5 - экспериментально полученная зависимость вероятности промаха Р_пр для различных значений ошибок местоположения П;

на фиг.6 - зависимость точности местоопределения ИРИ от количества выполненных измерений;

на фиг.7 - оценка состоятельности выбранного критерия f (U_l, δ_k);

на фиг.8 - структурная схема устройства определения координат ИРИ;

на фиг.9 - алгоритм вычисления эталонных значений первичных пространственно-информационных параметров;

на фиг.10 - обобщенная структурная схема устройства угловой ориентации ЛПС;

на фиг.11 - зависимость точности измерения курсового угла от объема массива векторов состояния ЛПС I для различных условий проведения измерений;

на фиг.12 - структурная схема блока определения оценочных значений воздушных скоростей;

на фиг.13 - структурная схема блока определения воздушной скорости и курсового угла;

на фиг.14 - алгоритм работы блока определения оценочных значений воздушных скоростей ;

на фиг.15 - алгоритм работы блока оценки параметров ветра U_l и δ_k;

на фиг.16 - алгоритм работы блока определения воздушной скорости В(U,δ) и курсового угла α_lps.

Большинство современных способов и устройств определения координат ИРИ с ЛПС, реализующих угломерно-дальномерный способ местоопределения, базируются на использовании глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС) (см. В.С.Шебшаевич, П.П.Дмитриев, Н.В.Иванцевич и др. Спутниковые радионавигационные системы. /Под. ред. B.C.Шебшаевича. - М.: Радио и связь, 1993, стр.261-275). Однако кроме информации о собственном местоположении ЛПС и направлении его перемещения при решении задач местоопределения ИРИ необходимо знание его пространственной ориентации: крена k_lpsi, тангажа l_lpsi, и курсового угла α_lpsi (угла сноса или склоненя ζ_lps), где ζ_lps=µ_lpsi-α_lpsi, µ_lpsi - значение путевого угла в момент времени t_i (см. фиг.1 и 2). Информацию об этих параметрах ЛПС от ГНСС получить не представляется возможным.

Реализация заявляемого способа поясняется следующим образом. На подготовительном этапе измеряют ориентацию антенной системы пеленгатора в трех плоскостях, принятых в авиации как крена k_ant, тангажа l_ant и курса α_ant (склонения ζ_ant) {k_ant, l_ant, ζ_ant} (см. фиг.3) относительно корпуса ЛПС.Значения {k_ant, l_ant, ζ_ant} запоминают и в последующем используют для уточнения результатов измерений θ_i и β_i.

В процессе полета ЛПС по аналогии со способом-прототипом в заданной полосе частот ΔF осуществляют поиск и прием сигналов ПРИ, измерение их пространственных параметров: азимута θ_i и угла места β_i в системе координат антенной системы. Одновременно в момент времени t_i с помощью ГНСС определяют местоположение собственно ЛПС {B_lps, L_lps, H_lps}, где B_lps, L_lps, H_lps соответственно широта, долгота и высота ЛПС. Данную функцию как правило реализуют с помощью GPS навигатора (см. u-blox:http://www.u-blox.com/customersupport/antaris4doc.html). На основе полученных данных осуществляют предварительное определение удаления ИРИ от ЛПС d_i=H_lpsi/sinβ_i и его координат в момент времени t_i в левосторонней системе декартовых координат антенной системы пеленгатора:

Данные результаты получены без учета ориентации антенной системы (АС) пеленгатора относительно корпуса ЛПС и собственно ориентации ЛПС в пространстве, выполненную операцию можно интерпретировать следующим образом. По измеренному направлению {θ_i, β_i} откладывают расстояние d_i и получают вектор - местоположение источника в системе координат АС.

Далее в способе-прототипе полученные координаты (1) для удобства работы переводят в географические . В качестве одного из направлений дальнейшего повышения точности местоопределения рассматривается возможность учесть ориентацию АС пеленгатора относительно борта ЛПС путем пеленгования и местоопределения реперных станций. Однако без учета пространственных параметров ЛПС {k_lps, l_lps, ζ_lps} в моменты t_i измерений {θ, β}_i сохраняется достаточно низкая эффективность способа-прототипа. Статистическая обработка серии измерений параметров заданного ИРИ также не дает ожидаемого результата в силу неопределенности ориентации ЛПС в различные моменты времени измерений {θ, β}_i.

В силу названных причин в предлагаемом способе учитывается ориентация АС пеленгатора относительно ЛПС и положение ЛПС в пространстве. Это достигается путем последовательного перехода из одной системы координат в другую, что удобнее и быстрее выполнять в декартовой системе координат.

В первом преобразовании учитывают априорно известную ориентацию АС относительно ЛПС (уточняют координаты ИРИ) на основе данных, полученных на подготовительном этапе. Коррекция осуществляется в плоскости трех углов Эйлера: крена k_ant, тангажа l_ant и склонения ζ_ant. Исходный вектор последовательно перемножают на три соответствующие углам Эйлера матрицы поворота (см. фиг.4)

где ,

,

.

На следующем этапе осуществляют перевод вектора уточненных координат в геоцентрическую систему координат. Это преобразование учитывает ориентацию ЛПС относительно земной поверхности и положение ЛПС в простаранстве, что позволяет получить истинные геоцентрические координаты ИРИ . Ориентация ЛПС обычно задается углами k_lps, l_lps и ζ_lps, которые определяются в каждой точке относительно плоскости, касательной к сферической модели земной поверхности. Ось крена k_lps лежит в этой плоскости и направлена на географический север, ось склонения ζ_lps перпендикулярна указанной плоскости и направлена к центру земли, ось тангажа лежит в указанной плоскости таким образом, что тройка осей представляет правую декартову систему координат (см. фиг.3). Полученный на предыдущем этапе вектор последовательно перемножают на три соответствующие матрицы поворота (относительно каждой из названных осей).

Система координат, в которой на данном этапе находится вектор , расположена с некоторым поворотом, который зависит от широты и долготы местоположения ЛПС. Для окончательного перехода в геоцентрическую систему координат необходимо довернуть на широту ЛПС B_lps и π/2 минус долготу ЛПС L_lps, используя матрицы поворота, а затем перенести центр системы координат в центр земли, используя геоцентрические координаты ЛПС. В результате имеем

где ,

,

,

, β_i=L_lpsi, r_i=6370000+H_lpsi,

,

,

.

На завершающем этапе преобразуют истинные геоцентрические координаты местоположения ИРИ в географические координаты , где

На фиг.4 приведен обобщенный алгоритм определения координат ИРИ в соответствии с заявляемым способом. Дальнейшее повышение точности местоопределения ИРИ достигается статистической обработкой серии измеренных параметров {θ_i, β_i}.

Выполнены экспериментальные исследования предлагаемого способа определения координат ИРИ на ЛПС (ИЛ-18). В ходе испытаний полет проходил на высоте 7 км по круговой орбите со смещенным центром относительно движущегося ИРИ. Расстояние до ИРИ по поверхности земли составляло от 15 до 26 км. На фиг.5 приведена экспериментально полученная зависимость вероятности промаха Р_пр в местоопределении, значение которого П не хуже указанной величины в метрах. Промах в размере 300 метров составил в 35% измерений. При наличии возможности усреднения набора результатов измерений (ИРИ притормозил на перекрестке или временно остановился) точность местоопределения составила 100 метров.

Наиболее важной и сложной операцией в заявляемом способе является определение пространственной ориентации ЛПС по сигналам КА ГНСС. В настоящее время разработаны и серийно выпускаются устройства ориентации ЛПС 3D, обеспечивающие измерение текущих координат ЛПС, вектора путевой скорости , тангажа l_lps и его крена k_lps. К их числу можно отнести изделия "Грот", "Шкипер-КН", КомпаНав НАВИС СН-3002 и др. (см. В.С.Шебшаевич, П.П.Дмитриев, Н.В.Иванцевич и др. / Под ред. В.С.Шебшаевича. - М.: Радио и связь, 1993, стр.261-275; http://www.teknol.ru/products/aviation/companav2). Однако им присуща ограниченная область применения ввиду неполноты измеряемых параметров, необходимых для использования в различного рода измерительных системах. К числу таких параметров, прежде всего, относится курсовой угол α_lps (угол сноса или склонения ζ_lps).

Оценку курсового угла α_lps (склонения ζ_lps) ЛПС реализуют следующим образом. Осуществляют прием сигналов КА ГНСС, находящихся в зоне радиовидимости в полосе частот 1570-1625 МГц. Для решения навигационной задачи необходимо принять сигналы как минимум четырех КА. Исходя из этого должен быть обеспечен многоканальный (от 4 до 12 каналов и более) прием сигналов. Во всех каналах приема выполняют преобразование высокочастотных сигналов в электрические сигналы промежуточной частоты, дискретизацию их и квантование. Значение промежуточной частоты определяется характеристиками аналого-цифрового преобразователя, при этом имеет место тенденция постоянного повышения ее значения. Интервал дискретизации выбирают в соответствии с теоремой отсчетов (см. Введение в цифровую фильтрацию. Под. ред. Р.Богнера и А.Константидиса. - М.: Мир, 1976, стр.26-27).

Большинство алгоритмов обработки сигналов рассчитаны на работу с комплексными сигналами. Для перехода от действительных к комплексным сигналам применяют квадратурные преобразования сигналов. В свете этого из цифровых сигналов всех n каналов приема, где n=4, 5, …, N, формируют 2n последовательности отсчетов I_n и Q_n (по две на каждый канал приема), сдвинутые относительно друг друга на 90 градусов. Последние являются основой для поиска сигналов КА по задержке, частоте и фазе и выделения навигационного сообщения.

В космических аппаратах ГНСС используют сигналы фазовой манипуляции, например BPSK, которые могут приниматься лишь когерентно (см. Григорьев В.А. Передача сообщений по зарубежным информационным сетям. - Л.: ВАС, 1989, стр.98-102). Когерентное детектирование заключается в сравнении фазоманипулированного сигнала с опорным напряжением U_оп(t), которое синхронно и синфазно с несущей и получается обычно путем обработки самого принимаемого сигнала. Поэтому для приема информационных сообщений с борта КА обеспечивают частотную автоподстройку (на промежуточном этапе при переходе из режима поиска по частоте к режиму непрерывного слежения по фазе), фазовую автоподстройку и слежение за задержкой сигнала (см. B.C.Шебшаевич, П.П.Дмитриев, Н.В.Иванцевич и др. Сетевые спутниковые радионавигационные системы. /Под ред. B.C.Шебшаевича. - М.: Радио и связь, 1993, стр.193-198). Для выделения навигационного сообщения сглаживают шумы и снимают модуляцию бидвоичным кодом.

Оценивают навигационные параметры ЛПС {B_lpsi, L_lpsi, H_lpsi, V_Xi, V_Yi, V_Zi, t_i) с использованием сигналов от всех спутников, находящихся в зоне видимости. Здесь B_lpsi, L_lpsi, H_lpsi - координаты местоположения ЛПС в момент времени t; V_X, V_Y, V_Z, -величины, описывающие вектор , характеризующий значение путевого угла µ и путевой скорости VЛПС. При этом оценки получают по методу наименьших квадратов. С этой целью используют данные о координатах КА на момент проведения вычислений. Последние определяют при обработке эфемеридной информации, которая доступна потребителю после дешифрации навигационных сообщений.

Для измерения курсового угла α_lps ЛПС необходимо предварительно определить параметры ветра (U - скорость перемещения воздушных масс относительно поверхности земли и направления ветра δ). С этой целью формируют массив из I значений (B_lpsi, L_lpsi, H_lpsi, V_Xi, V_Yi, V_Zi, t_i), i=10, 11, …, I. Емкость массива I определяется заданной точностью измерения U и δ (угла α_lps) и зависит от геометрии маршрута полета летательного аппарата.

В качестве оптимального выступает движение ЛПС с постоянной скоростью по кругу. Для упрощения процедуры вычислений целесообразно компактное через равные интервалы времени, например через 1 секунду,

измерение текущего значения вектора состояния (B_lpsi, L_lpsi, H_lpsi, V_Xi, V_Yi, V_Zi, t_i).

На следующем этапе определяют оценочные значения воздушных скоростей летательного аппарата для соответствующих i-х значений вектора состояния (B_lpsi, L_lpsi, H_lpsi, V_Xi, V_Yi, V_Zi, t_i) при варьировании параметрами ветра U и δ в соответствии с выражением

где V_i - i-e значение путевой скорости, µ_i, - i-е значение путевого угла, U_l - l-е оценочное значение скорости ветра, l=1, 2, …, L, δ_k - k-e оценочное направление ветра, k=1, 2, …, К. Дискретность измерения параметров U_l и δ_k определяется заданной точностью измерения параметров ветра ΔU и Δδ, а следовательно, и курсового угла Δα_lps.

О степени соответствия текущего значения параметров U_l и δ_k истинным свидетельствует значение функции , где и соответственно максимальное и минимальное оценочные значения воздушных скоростей из набора , j=1, 2, …, J; J=L·K. Результаты вычислений f (U_l, δ_k) сравнивают с пороговым значением f_зад (U, δ), определяющим априорно заданную точность оценивания параметров U и δ. При невыполнении пороговых условий параметрам ветра U и δ присваивают очередные значения U_l+1, δ_k+1 и повторяют процедуру вычисления следующего массива воздушных скоростей .

Следует отметить, что стратегия поиска min f (U_c, δ_d) (перебора значений U_c и δ_d) может быть различной и в рамках способа не рассматривается (см. Г.Корн, Т.Корн. Справочник по математике для научных работников и инженеров. Определения, теоремы, формулы. Изд. пятое. /Под ред. И.Г.Артамовича. - М.: Наука, 1984, стр.350-367).

Если имеет место нештатная ситуация, когда в результате перебора всех значений U_l и