RU2008139353A - Способ определения ошибки измерения скорости летательного аппарата инерциальной навигационной системой и бортовой автономный навигационный комплекс для его реализации - Google Patents

Abstract

1. Способ определения ошибки измерения скорости летательного аппарата (ЛА) инерциальной навигационной системой (ИНС), включающий зондирование земной поверхности сверхвысокочастотными электромагнитными сигналами в нескольких направлениях с изменением азимута и угла места, с модуляцией зондирующего сигнала, позволяющей производить измерение времени запаздывания и доплеровского смещения частоты сигналов, отраженных разрешаемыми элементами поверхности, отличающийся тем, что производится когерентный, селектированный по угловым координатам с образованием моноимпульсных суммарного и разностных азимутального и угломестного каналов в нормальной системе координат ИНС прием отраженных сигналов, получение по каждому из каналов комплексного радиолокационного изображения (РЛИ) облучаемой поверхности в координатах доплеровское смещение частоты - дальность при зондировании в каждом i-м направлении, которые отличаются в азимутальной и угломестной плоскостях не менее чем на ширину диаграммы направленности, i=1,…I, I≥3; нахождение по РЛИ суммарного канала каждого направления зондирования наиболее ярких точек с определением их дальности и доплеровского смещения частоты, вычисление с использованием РЛИ разностных каналов азимута и угла места выделенных ярких точек, вычисление по полученным радиолокационным данным и данным ИНС ошибки измерения скорости и коррекции ИНС. ! 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что выделение ярких точек на суммарном РЛИ производится следующим образом: вычисляется яркостное РЛИ, равное квадрату модуля комплексного РЛИ суммарного канала, вычисляется пороговый уровень равный увеличенн

Claims (6)

1. Способ определения ошибки измерения скорости летательного аппарата (ЛА) инерциальной навигационной системой (ИНС), включающий зондирование земной поверхности сверхвысокочастотными электромагнитными сигналами в нескольких направлениях с изменением азимута и угла места, с модуляцией зондирующего сигнала, позволяющей производить измерение времени запаздывания и доплеровского смещения частоты сигналов, отраженных разрешаемыми элементами поверхности, отличающийся тем, что производится когерентный, селектированный по угловым координатам с образованием моноимпульсных суммарного и разностных азимутального и угломестного каналов в нормальной системе координат ИНС прием отраженных сигналов, получение по каждому из каналов комплексного радиолокационного изображения (РЛИ) облучаемой поверхности в координатах доплеровское смещение частоты - дальность при зондировании в каждом i-м направлении, которые отличаются в азимутальной и угломестной плоскостях не менее чем на ширину диаграммы направленности, i=1,…I, I≥3; нахождение по РЛИ суммарного канала каждого направления зондирования наиболее ярких точек с определением их дальности и доплеровского смещения частоты, вычисление с использованием РЛИ разностных каналов азимута и угла места выделенных ярких точек, вычисление по полученным радиолокационным данным и данным ИНС ошибки измерения скорости и коррекции ИНС.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что выделение ярких точек на суммарном РЛИ производится следующим образом: вычисляется яркостное РЛИ, равное квадрату модуля комплексного РЛИ суммарного канала, вычисляется пороговый уровень равный увеличенному в 20 раз среднему значению шумового яркостного РЛИ, полученному при наличии в принятом сигнале только собственных шумов приемника, определяются точки абсолютного и локальных максимумов яркостного РЛИ и сравниваются с пороговым уровнем, в случае превышении которого выделенные максимумы считаются яркими точками.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что азимут β_k и угол места ε_k k-й яркой точки, k=1…K, K - общее количество ярких точек, полученное при зондировании во всех направлениях, рассчитываются по формулам

где

- комплексные амплитуды k-й яркой точки в суммарном, разностном азимутальном и разностном угломестном РЛИ, χ_β, χ_ε - комплексные калибровочные коэффициенты азимутальной и угломестной пеленгационной характеристики, β_i, ε_i - положение равносигнального направления диаграммы направленности в нормальной системе координат ИНС при i-м направлении зондирования.

4. Способ по п.3, отличающийся тем, что при полете над горизонтальной ровной или водной поверхностью угол места k-й яркой точки ε_k определяется по формуле

где H_i - высота полета при i-м направлении зондирования, d_k - дальность до k-й яркой точки.

5. Способ по п.1, отличающийся тем, что ошибка измерения скорости ИНС ΔV определяется по формуле

где Р - матрица, размерностью 3×K преобразования вектора невязки в вектор ошибки измерения скорости, K - общее количество ярких точек, полученное при зондировании во всех направлениях, Р=(R^T·R+I)^-1·R^T; R - матрица координат ярких точек, размерностью K×3, k-я строка которой соответствует вектору направления на k-ю яркую точку

λ - длина волны зондирующего сигнала; ΔF - вектор невязки размерностью 1×K, k-й элемент которого равен

где F_k - доплеровское смещение частоты k-й яркой точки,

- вектор скорости, определяемый ИНС во время зондирования в i-м направлении; I - единичная матрица,

6. Навигационный комплекс, содержащий последовательно соединенные ИНС и бортовую цифровую вычислительную машину, к третьему входу которой подключен радиовысотомер (РВ), выход БЦВМ подключается к входу ИНС, отличающийся тем, что дополнительно вводится когерентная бортовая моноимпульсная радиолокационная система (БМРЛС) с переднебоковым обзором, вход которой подключен ко второму выходу БЦВМ, по которому на БМРЛС поступают данные об ориентации строительных осей ЛА в нормальной системе координат ИНС в виде углов крена γ_i, тангажа ϑ_i и рыскания ψ_i во время зондирования в каждом i-м направлении i=1…I, I≥3, выход БМРЛС подключен к первому входу БЦВМ, куда поступают полученные в результате зондирования земной поверхности доплеровские смещения, дальности и угловые координаты ярких точек F_k, D_k, β_k и ε_k, при этом на третий вход БЦВМ с выхода РВ поступает значение высоты H_i, соответствующее i-му направлению зондирования, а на второй вход с выхода ИНС подаются углы крена γ_i, тангажа ϑ_i и рыскания ψ_i, определяющие ориентацию строительных осей ЛА в нормальной системе координат ИНС, и вектор скорости, измеряемый ИНС,

, при зондировании в i-м направлении; после зондирования во всех направлениях вычисляется ошибка измерения вектора скорости в ИНС ΔV.