RU2740606C1 - Method and device for determining angular orientation of aircrafts - Google Patents
Method and device for determining angular orientation of aircrafts Download PDFInfo
- Publication number
- RU2740606C1 RU2740606C1 RU2020117700A RU2020117700A RU2740606C1 RU 2740606 C1 RU2740606 C1 RU 2740606C1 RU 2020117700 A RU2020117700 A RU 2020117700A RU 2020117700 A RU2020117700 A RU 2020117700A RU 2740606 C1 RU2740606 C1 RU 2740606C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- inputs
- groups
- group
- outputs
- information
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
- G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
- G01S19/03—Cooperating elements; Interaction or communication between different cooperating elements or between cooperating elements and receivers
- G01S19/04—Cooperating elements; Interaction or communication between different cooperating elements or between cooperating elements and receivers providing carrier phase data
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S5/00—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations
- G01S5/02—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations using radio waves
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S5/00—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations
- G01S5/02—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations using radio waves
- G01S5/0257—Hybrid positioning
- G01S5/0263—Hybrid positioning by combining or switching between positions derived from two or more separate positioning systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Abstract
Description
Заявляемые объекты объединены одним изобретательским замыслом, относятся к радиотехнике и могут быть использованы для определения угловой ориентации летательных аппаратов (объектов) в пространстве и на плоскости.The claimed objects are united by one inventive concept, relate to radio engineering and can be used to determine the angular orientation of aircraft (objects) in space and on a plane.
Известен способ угловой ориентации объекта по радионавигационным сигналам космических аппаратов (КА) (варианты) (Пат. РФ №2122217, МПК G01S 5/02, опубл. в бюл. №32, 1998). Способ основан на приеме сигналов от S КА двумя или более антенно-приемными устройствами, расположенными параллельно одной или двум осям объекта, выделении сигнала с частотой Доплера, определении набега фаз за интервал времени измерения и определении углового положения объекта, в течение интервала времени измерения производят m измерений фазовых сдвигов между парами антенно-приемных устройств, а угловое положение объекта определяют путем решения системы уравнений.The known method of the angular orientation of the object according to radio navigation signals of spacecraft (SC) (options) (US Pat. RF No. 2122217, IPC
Недостатками способа-аналога и его вариантов является низкая помехоустойчивость к воздействию преднамеренных помех, необходимость обеспечения неподвижности летательного аппарата (объекта) во время проведения измерений и значительные временные затраты. Кроме того, аналоги при измерении путевого угла (азимута) не учитывают угол сноса объекта.The disadvantages of the analogue method and its variants are low noise immunity to deliberate interference, the need to ensure the immobility of the aircraft (object) during measurements and significant time costs. In addition, analogs, when measuring the track angle (azimuth), do not take into account the drift angle of the object.
Известен способ угловой ориентации объектов по сигналам КА глобальных навигационных спутниковых систем (Пат. РФ №2105319, МПК G01S 5/00, опубл. 20.02.98, бюл. №5). Способ основан на приеме сигналов от КА глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС) на антенную решетку (АР) из М, М ≥ 4, пространственно разнесенных антенных элементов (АЭ), расположенных в одной плоскости параллельно двум осям симметрии объекта, измерении фазового сдвига между принятыми в АЭ сигналами от каждого КА, однократном изменении углового положения плоскости антенной решетки и повторном измерении фазового сдвига между принятыми в АЭ сигналами, определении углового положения осей измеряемого объекта путем решения основной системы уравнений и дополнительной системы уравнений.The known method of angular orientation of objects according to the signals of the spacecraft of global navigation satellite systems (US Pat. RF No. 2105319, IPC
Способ-аналог позволяет по сигналам КА глобальных навигационных спутниковых систем достаточно точно измерять ориентацию объектов (азимут и крен).The analogous method allows, according to the signals of the spacecraft of global navigation satellite systems, to accurately measure the orientation of objects (azimuth and roll).
Недостатком аналога являются низкая помехоустойчивость к воздействию преднамеренных помех, большие временные затраты на решение основной и дополнительной системы уравнений, последняя из которых является нелинейной. Кроме того, для определения углового положения объекта (АР) необходимо изменить угловое положение АР на произвольный угол, после чего вернуть антенны в исходное состояние (для обеспечения формирования дополнительной системы уравнений). Выполнение этого условия требует наличия на борту объекта устройства поворота АР или маневров самого объекта, что не всегда осуществимо. Другими недостатками аналога являются:The disadvantage of the analogue is low noise immunity to intentional interference, large time costs for solving the main and additional systems of equations, the last of which is nonlinear. In addition, to determine the angular position of the object (AR), it is necessary to change the angular position of the AR to an arbitrary angle, and then return the antennas to their original state (to ensure the formation of an additional system of equations). The fulfillment of this condition requires the presence on board of the object of a device for turning the AP or maneuvers of the object itself, which is not always feasible. Other disadvantages of the analog are:
отсутствие возможности измерения угла тангажа;inability to measure the pitch angle;
при измерении путевого угла не учитывается (не измеряется) угол сноса объекта.when measuring the track angle, the drift angle of the object is not taken into account (not measured).
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому является способ определения угловой ориентации летательных аппаратов (Пат. РФ №2374659, МПК G01S 5/00, опубл. 27.11.2009, бюл. №33). Способ основан на том, что на подготовительном этапе или в процессе полета летательного аппарата (ЛА) сферу над антенной решеткой равномерно разбивают на элементарных зон привязки, где D и D0 соответственно площади сферы на удалении нескольких тысяч километров от центра АР и элементарной зоны привязки, каждой зоне привязки присваивают порядковый номер bp, р=1.2. …., Р, определяют координаты местоположения центров элементарных зон привязки, АР выполняют из М, М≥4, пространственно разнесенных антенных элементов, расположенных в одной плоскости параллельно двум осям симметрии ЛА, для каждой пары АЭ Аm0, m=1,2, …, М - 1 рассчитывают эталонные значения разностей фаз прихода сигналов относительно координат местоположения центров каждой элементарной зоны привязки Δϕэт.m0(α0,β0,θ0)р, где - соответственно значения углов тангажа, крена и азимута АР, последовательно дискретно изменяют ориентацию АР на заданные значения углов Δα, Δβ и Δθ в предварительно заданных интервалах (αmin, αmax), (βmin,βmах) и (θmin,θmax), (αmax-αmin)/Δα=I, (βmах - βmin)/Δβ=J, (θmax - θmin)/Δθ=L без изменения координат центра АР относительно центра элементарных зон привязки, для каждого положения АР и для каждого центра элементарных зон привязки рассчитывают и запоминают эталонные значения разностей фаз , в процессе работы принимают сигналы от первого обнаруженного космического аппарата глобальной навигационной спутниковой системы, измеряют разности фаз принимаемых сигналов в антенных элементах АР Δϕизм.m0(α,β,θ), вычисляют разность между эталонными разностями фаз, соответствующими углами АР α0, β0, θ0 для bn-й элементарной зоны привязки, и измеренными разностями фаз сигналов первого КА с априорно известным местоположением измеренные разности фаз возводят в квадрат и суммируют по всем М-1 используемым в работе парам АЭ, результаты вычислений Δϕ1(α0, β0, θ0) запоминают, принимают сигналы других КА и определяют значения Δϕs(α0, β0, θ0) для всех S наблюдаемых КА, s=1,2, … S, результаты вычислений суммируют по всем S отмеченным в работе КА и запоминают в элементе r(1,1,1) трехмерной матрицы измерений R(α, β, θ), вычисляют значения для всех возможных углов ориентации АР i=0,1,2 …, I; j=0,1,2 …, J; а полученные результаты записывают в соответствующие элементы трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ), за измеренную ориентацию АР и ЛА принимают значения углов соответствующие элементу матрицы измерений R(α, β, θ), имеющему минимальное значение.The closest in technical essence to the claimed is a method for determining the angular orientation of aircraft (Patent RF No. 2374659, IPC G01S 5/00, publ. 27.11.2009, bull. No. 33). The method is based on the fact that at the preparatory stage or during the flight of the aircraft (AC), the sphere above the antenna array is evenly divided into elementary anchoring zones, where D and D 0, respectively, are the area of a sphere at a distance of several thousand kilometers from the center of the AR and an elementary anchorage zone, each anchorage zone is assigned a serial number b p , p = 1.2. ...., P, determine the coordinates of the location of the centers of the elementary anchoring zones, the ARs are made of M, M≥4, spatially spaced antenna elements located in one plane parallel to the two axes of symmetry of the aircraft, for each pair of AE A m0 , m = 1.2, ..., M - 1 calculate the reference values of the phase differences of the arrival of signals relative to the coordinates of the location of the centers of each elementary reference zone Δϕ et.m0 (α 0 , β 0 , θ 0 ) p , where - respectively, the values of the angles of pitch, roll and azimuth of the AA, sequentially discretely change the orientation of the AA to the given values of the angles Δα, Δβ and Δθ in predetermined intervals (α min , α max ), (β min , β max ) and (θ min , θ max ), (α max -α min ) / Δα = I, (β max - β min ) / Δβ = J, (θ max - θ min ) / Δθ = L without changing the coordinates of the AA center relative to the center of the elementary reference zones, for each position AR and for each center of the elementary reference zones, the reference values of the phase differences are calculated and stored , in the process of operation, they receive signals from the first detected spacecraft of the global navigation satellite system, measure the phase differences of the received signals in the antenna elements of the antenna array Δϕ meas.m0 (α, β, θ), calculate the difference between the reference phase differences corresponding to the angles of the antenna array α 0 , β 0 , θ 0 for the b n -th elementary reference zone, and the measured phase differences of the signals of the first spacecraft with a priori known location the measured phase differences are squared and summed over all M-1 AE pairs used in the work, the results of calculations Δϕ 1 (α 0 , β 0 , θ 0 ) are stored, signals from other spacecraft are received and the values of Δϕ s (α 0 , β 0 , θ 0 ) for all S observed spacecraft, s = 1,2, ... S, the computation results are summed over all S marked in the spacecraft operation and stored in the element r (1,1,1) of the three-dimensional measurement matrix R (α, β, θ), calculate the values for all possible angles of AR orientation i = 0,1,2 ..., I; j = 0,1,2 ..., J; and the results obtained are recorded in the corresponding elements of the three-dimensional measurement matrix R (α, β, θ), for the measured orientation of the AA and AC the angles corresponding element of the measurement matrix R (α, β, θ), which has a minimum value.
Способ-прототип позволяет сократить временные затраты на измерение углов крена и азимута с учетом угла сноса и обеспечивает дополнительное измерение угла тангажа.The prototype method allows to reduce the time spent on measuring the roll and azimuth angles, taking into account the drift angle, and provides an additional measurement of the pitch angle.
Однако прототипу и аналогам присущ общий недостаток, связанный с низкой их помехозащищенностью. Радиоприемная аппаратура сигналов ГНСС уязвима к воздействию преднамеренных помех различной структуры (см. Пат. РФ №№2525299, 2543078 и др.). Известно, что при повышении мощности помехи над сигналом на 40 дБ без применения специальных мер, происходит срыв синхронизации без последующего обнаружения спутниковых сигналов. В результате возникает необходимость в использовании одного из методов помехозащиты. Предельно достижимая эффективность применения известных методов помехозащиты ограничивается современным уровнем развития элементной базы и составляет 30-40 дБ (см. Никитченко В.В., Смирнов П.Л. Оценка пространственно-поляризационных параметров сигналов и помех приема излучений с псевдослучайной перестройкой рабочей частоты // Радиотехника и электроника, АН СССР, Наука, Т. 35, №4, 1990, С. 767-774). Одним из эффективных методов борьбы с преднамеренными помехами является пространственная фильтрация на основе адаптивных антенных решеток (ААР).However, the prototype and analogs have a common drawback associated with their low noise immunity. The radio receiving equipment of GNSS signals is vulnerable to the effects of deliberate interference of various structures (see Patent RF No. 2525299, 2543078, etc.). It is known that when the interference power over the signal is increased by 40 dB without the use of special measures, synchronization breaks down without subsequent detection of satellite signals. As a result, it becomes necessary to use one of the methods of noise protection. The maximum achievable efficiency of the known methods of noise protection is limited by the current level of development of the element base and is 30-40 dB (see Nikitchenko V.V., Smirnov P.L. Estimation of the spatial polarization parameters of signals and interference of radiation reception with pseudo-random tuning of the operating frequency // Radio engineering and electronics, USSR Academy of Sciences, Nauka, T. 35, No. 4, 1990, pp. 767-774). One of the effective methods of dealing with deliberate interference is spatial filtering based on adaptive antenna arrays (AAA).
Целью заявляемого способа определения угловой ориентации летательных аппаратов является повышение его помехозащищенности в условиях воздействия преднамеренных помех благодаря использованию оптимизированной пространственной фильтрации при приеме сигналов ГНСС, основанной на минимизации выходной мощности.The aim of the proposed method for determining the angular orientation of aircraft is to increase its noise immunity in the presence of deliberate interference through the use of optimized spatial filtering when receiving GNSS signals based on minimizing the output power.
В заявляемом способе поставленная цель достигается тем, что в известном способе определения угловой ориентации летательных аппаратов, включающем на подготовительном этапе или в процессе полета летательного аппарата равномерное разбиение сферы над антенной системой (АС) на элементарных зон привязки, где D и D0 - соответственно площади сферы на удалении нескольких тысяч километров от центра АС и элементарной зоны привязки, присвоении каждой элементарной зоне привязки порядкового номера bp, р=1,2,…, Р, определении координат местоположения центров элементарных зон привязки (X,Y,Z)p, расчете для каждой пары антенных элементов АС Аm0 m=1,2,…, М - 1, М - количество использованных в АС антенных элементов (АЭ), эталонных значений разности фаз прихода сигналов относительно координат местоположения центров каждой р-й элементарной зоны привязки Δϕэт.m0(α0,β0,θ0)р, где - соответственно значения углов тангажа, крена и азимута АС, последовательном дискретном изменении ориентации АС на заданные значения углов Δα, Δβ и Δθ в предварительно заданных интервалах (αmin, αmах), (βmin,βmах) и (θmin, θmах), (αmax - αmin)/Δα=I, (βmах - βmin)/Δβ=J, (θmах - θmin)/Δθ=L без изменения центра АС относительно центров элементарных зон привязки, расчете для каждого положения АС и для каждого центра элементарных зон привязки эталонных значений разности фаз и запоминании их, приеме в процессе работы сигналов от первого обнаруженного космического аппарата глобальной навигационной спутниковой системы, измерении разности фаз принимаемых сигналов в антенных элементах АС Δϕизм.m0(α, β, θ)р, вычислении разности между эталонными разностями фаз, соответствующими углам АС α0, β0, θ0 для bр-й элементов зоны привязки с измеренными разностями фаз сигнала первого КА с априорно известным местоположением bp (X, Y, Z): возведение в квадрат и суммирование по всем М - 1 используемым в работе парам АЭ измеренных разностей фаз:In the claimed method, the stated goal is achieved by the fact that in the known method for determining the angular orientation of aircraft, including at the preparatory stage or during the flight of the aircraft, a uniform division of the sphere over the antenna system (AS) into elementary anchoring zones, where D and D 0 are, respectively, the area of the sphere at a distance of several thousand kilometers from the center of the AC and the elementary anchorage zone, assigning a serial number b p , p = 1,2, ..., P to each elementary anchor zone elementary anchoring zones (X, Y, Z) p , calculation for each pair of antenna elements of the AC А m0 m = 1,2, ..., М - 1, М - the number of antenna elements (AE) used in the AC, reference values of the phase difference of arrival signals relative to the coordinates of the location of the centers of each p-th elementary reference zone Δϕ et.m0 (α 0 , β 0 , θ 0 ) p, where - respectively, the values of the pitch, roll and azimuth angles of the AU, sequential discrete change in the AU orientation to the given values of the angles Δα, Δβ and Δθ in predetermined intervals (α min , α max ), (β min , β max ) and (θ min , θ max ), (α max - α min ) / Δα = I, (β max - β min ) / Δβ = J, (θ max - θ min ) / Δθ = L without changing the center of the AC relative to the centers of elementary reference zones, calculated for each position of the speaker and for each center of the elementary zones of the reference values of the phase difference and storing them, receiving signals from the first detected spacecraft of the global navigation satellite system during operation, measuring the phase difference of the received signals in the antenna elements of the AC Δϕ meas.m0 (α, β, θ) p , calculating the difference between the reference phase differences corresponding to the angles АС α 0 , β 0 , θ 0 for b p- th elements of the reference zone with measured phase differences of the signal of the first spacecraft with a priori known location b p (X, Y, Z): squaring and summing over all M - 1 pairs of AE used in the work of the measured phase differences:
запоминании результатов вычислений Δϕ1(α0,β0,θ0), принятии сигналов от других S-1 КА и определении значений Δϕs(α0,β0,θ0) для всех S наблюдаемых s=1,2, …, S, суммировании результатов вычислений:storing the results of calculations Δϕ 1 (α 0 , β 0 , θ 0 ), receiving signals from other S-1 spacecraft and determining the values of Δϕ s (α 0 , β 0 , θ 0 ) for all S observables s = 1,2, ... , S, summing up the calculation results:
и запоминании в элементе r(1,1,1) трехмерной матрицы измерений R=(α,β,θ), вычислении значения для всех возможных углов ориентации AC, i=0,1,2, …, I, j=0,1,2, …, J, записывании полученных результатов в соответствующие элементы трехмерной матрицы измерений R=(α, β, θ), принятии за измеренную ориентацию АС и летательного аппарата значения углов соответствующего элементу матрицы измерений R=(α, β, θ), имеющему минимальное значение, прием сигналов КА осуществляют на АС, содержащую М идентичных антенных решеток (АР), расположенных в плоскости приема нелинейно и содержащих по N, N≥2 идентичных ненаправленных АЭ, для каждой m-й АР формируют вектор весовых коэффициентов размерности N, принятые каждым n-м АЭ m-й АР сигналы комплексно умножают на соответствующий ему элемент вектора весовых коэффициентов суммируют полученные значения в рамках каждой m-й АР, М значений которых используют для измерения разности фаз принимаемых сигналов Δϕизм.m0(α,β,θ)р и последующего уточнения значений m=1,2, …, М, а эталонные разности фаз Δϕэт.m0(α0, β0, θ0)р рассчитывают в два этапа, на подготовительном этапе находят и запоминают расчетные разности фаз прихода сигнала из каждой р-й элементарной зоны привязки между опорным АЭ и всеми другими АЭ АС для всех возможных положений АС а в процессе работы полученные в рамках каждой АР расчетные разности фаз уточняют путем умножения на соответствующие им элементы вектора весовых коэффициентов и суммируют, а эталонные разности фаз Δϕэт.m0(α0, β0, θ0)р определяют как разность суммарных фаз сигнала между антенными решетками.and storing in the element r (1,1,1) a three-dimensional measurement matrix R = (α, β, θ), calculating the value for all possible angles orientation AC, i = 0,1,2, ..., I, j = 0,1,2, ..., J, recording the results obtained in the corresponding elements three-dimensional matrix of measurements R = (α, β, θ), taking the values of angles for the measured orientation of the AU and the aircraft corresponding element of the measurement matrix R = (α, β, θ), which has a minimum value, the spacecraft signals are received at the AS containing M identical antenna arrays (AR) located in the receiving plane nonlinearly and containing N, N≥2 identical non-directional AEs for each m-th AR form a vector of weight coefficients of dimension N received by each n-th AE of the m-th AR signals complexly multiply by the corresponding element weight vector summarize the obtained values within each m-th AR, the M values of which are used to measure the phase difference of the received signals Δϕ meas.m0 (α, β, θ) p and the subsequent refinement of the values m = 1,2, ..., M, and the reference phase differences Δϕ et.m0 (α 0 , β 0 , θ 0 ) p are calculated in two stages, at the preparatory stage, the calculated phase differences of the signal arrival from each p-th are found and stored an elementary reference area between the reference AE and all other AEs of the AU for all possible positions of the AU and in the process of work, the calculated phase differences obtained within each AR are refined by multiplying by the corresponding elements weight vector and are summed, and the reference phase differences Δϕ et.m0 (α 0 , β 0 , θ 0 ) p are determined as the difference between the total signal phases between the antenna arrays.
Благодаря новой совокупности существенных признаков в заявляемом способе устраняется негативное воздействие преднамеренных помех за счет пространственной фильтрации на основе использования ААР.Thanks to the new set of essential features in the claimed method, the negative impact of deliberate interference is eliminated due to spatial filtering based on the use of AAA.
Известно устройство угловой ориентации объектов по сигналам КА глобальных навигационных спутниковых систем по Пат. РФ №2185637, МПК G01S 5/00, 5/02, опубл. 20.07.2002, бюл. №20.Known device for angular orientation of objects according to the signals of the spacecraft of global navigation satellite systems according to US Pat. RF No. 2185637, IPC
Устройство-аналог содержит М, М≥4, идентичных приемных каналов из последовательно соединенных: антенного элемента, малошумящего усилителя, радиотракта и блока цифровой обработки, блок формирования опорных сигналов, первая группа выходов которого соединена со вторыми входами радиотрактов приемных каналов, вторая группа выходов соединена со вторыми входами блоков цифровой обработки приемных каналов, тактовый генератор, первый выход которого соединен со входом формирователя опорных сигналов, а второй выход подключен ко входу синхронизации вычислительного процессора, группы информационных входов которого соединены с соответствующими группами информационных выходов блоков цифровой обработки приемных каналов.The analog device contains M, M≥4, identical receiving channels from series-connected: antenna element, low-noise amplifier, radio path and digital processing unit, block for generating reference signals, the first group of outputs of which is connected to the second inputs of radio paths of receiving channels, the second group of outputs is connected with the second inputs of the digital processing units of the receiving channels, a clock generator, the first output of which is connected to the input of the reference signal generator, and the second output is connected to the synchronization input of the computing processor, the groups of information inputs of which are connected to the corresponding groups of information outputs of the digital processing units of the receiving channels.
Недостатками устройства-аналога являются низкая помехоустойчивость к воздействию преднамеренных помех, значительные временные затраты на измерение углов крена и азимута, не учитывается угол сноса ЛА и требуется дополнительное измерение угла тангажа.The disadvantages of the analog device are low noise immunity to deliberate interference, significant time spent on measuring the roll and azimuth angles, the aircraft drift angle is not taken into account, and an additional measurement of the pitch angle is required.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому устройству определения угловой ориентации летательных аппаратов является устройство по Пат. РФ №2374659, МПК G01S 5/00, опубл. 27.11.2009.The closest in technical essence to the claimed device for determining the angular orientation of aircraft is the device according to US Pat. RF No. 2374659, IPC
Устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов, включает М, М≥4, идентичных приемных каналов из последовательно соединенных антенного элемента, малошумящего усилителя, радиотракта и блока цифровой обработки, предназначенного для преобразования аналогового сигнала в цифровую форму и разложения его на квадратуры, две группы выходов которого являются первой и второй группами информационных выходов соответствующего канала приема, блок формирования опорных сигналов, выход которого соединен со вторыми входами радиотрактов приемных каналов, тактовый генератор, S корреляторов, S блоков анализа, предназначенных для оценки качества принимаемых от космических аппаратов сигналов, S+1 коммутатор, блок начальной установки корреляторов, S блоков вычисления разности фаз, S блоков вычитания, блок памяти, вычислитель-формирователь, предназначенный для формирования трехмерной матрицы измерений R[α,β,θ), блок принятия решения, предназначенный для нахождения элемента трехмерной матрицы измерений с минимальным значением, блок управления, предназначенный для хранения координат центров элементарных зон привязки и сравнения этих координат с координатами обнаруженного космического аппарата, блок индикации, первую, вторую и третью входные установочные шины, радионавигатор и М+1-й антенный элемент, выход которого подключен ко входу радионавигатора, первый информационный выход которого соединен со входом управления блока начальной установки корреляторов, группы информационных входов которого объединены с соответствующими группами информационных входов корреляторов и соответствующими группами информационных выходов приемных каналов, тактовые входы которых объединены и соединены с тактовыми входами блоков цифровой обработки приемных каналов, выходом тактового генератора, входами синхронизации корреляторов, тактовыми входами блока управления, блоков вычисления разности фаз, блока памяти, блоков вычитания, вычислителя-формирователя, блока принятия решения, блока начальной установки корреляторов, S+1-го коммутатора, блоков анализа, вторые группы информационных выходов которых соединены с группами информационных входов соответствующих блоков вычисления разности фаз, первые выходы блоков анализа соединены со входами управления соответствующих коммутаторов, третьи группы выходов блоков анализа соединены с первыми группами информационных входов соответствующих коммутаторов, группы информационных входов блоков анализа соединены с группами информационных выходов соответствующих корреляторов, первые группы входов управления которых соединены с соответствующими первыми группами информационных выходов блока начальной установки корреляторов, вторые группы входов управления корреляторов соединены с группами выходов соответствующих коммутаторов, вторые группы информационных входов которых соединены с соответствующими вторыми группами информационных выходов блока начальной установки корреляторов, группы информационных выходов блоков вычисления разности фаз соединены с соответствующими группами входов S+1-го коммутатора, группа адресных входов которого соединена с группой адресных выходов блока начальной установки корреляторов, а S групп информационных выходов соединены с группами входов вычитаемого соответствующих блоков вычитания, группы входов уменьшаемого которых объединены и соединены с группой информационных выходов блока памяти, группа информационных входов которого является второй входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, а группа адресных входов соединена с группой информационных выходов блока управления, вторая группа информационных входов которого является первой входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, первая группа информационных входов блока управления соединена со второй группой информационных выходов радионавигатора, S групп информационных входов вычислителя-формирователя соединены с группами информационных выходов соответствующих блоков вычитания, а группа информационных выходов вычислителя-формирователя соединена с первой группой информационных входов блока принятия решения, вторая группа информационных входов которого соединена с третьей входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, а группа информационных выходов соединена с группой информационных входов блока индикации.The device for determining the angular orientation of aircraft, includes M, M≥4, identical receiving channels from a series-connected antenna element, a low-noise amplifier, a radio path and a digital processing unit designed to convert an analog signal into digital form and decompose it into quadratures, two groups of outputs of which are the first and second groups of information outputs of the corresponding receiving channel, a reference signal generating unit whose output is connected to the second inputs of the receiving channels' radio paths, a clock generator, S correlators, S analysis blocks designed to assess the quality of signals received from spacecraft, S + 1 switch , block for initial setting of correlators, S blocks for calculating the phase difference, S blocks for subtraction, memory block, calculator-shaper, designed to form a three-dimensional matrix of measurements R [α, β, θ), a decision block designed to find an element of a three-dimensional matrix of measurements ereny with a minimum value, a control unit designed to store the coordinates of the centers of the elementary reference zones and compare these coordinates with the coordinates of the detected spacecraft, an indication unit, the first, second and third input installation tires, a radio navigator and M + 1 antenna element, the output of which connected to the input of the radio navigator, the first information output of which is connected to the control input of the initial setting of correlators, the groups of information inputs of which are combined with the corresponding groups of information inputs of the correlators and the corresponding groups of information outputs of the receiving channels, the clock inputs of which are combined and connected to the clock inputs of the digital processing units of the receiving channels, clock generator output, synchronization inputs of correlators, clock inputs of a control unit, blocks for calculating the phase difference, memory block, subtraction blocks, calculator-shaper, decision block, initial setup block correlators, S + 1-th switch, analysis blocks, the second groups of information outputs of which are connected to the groups of information inputs of the corresponding blocks for calculating the phase difference, the first outputs of the analysis blocks are connected to the control inputs of the corresponding switches, the third groups of outputs of the analysis blocks are connected to the first groups of information inputs corresponding switches, groups of information inputs of analysis units are connected to groups of information outputs of the corresponding correlators, the first groups of control inputs of which are connected to the corresponding first groups of information outputs of the initial setting block of correlators, the second groups of control inputs of correlators are connected to groups of outputs of the corresponding switches, the second groups of information inputs of which are connected to the corresponding second groups of information outputs of the initial setting block of correlators, the groups of information outputs of the phase difference calculation blocks are connected to the corresponding by the input groups S + 1 of the switch, the group of address inputs of which is connected to the group of address outputs of the block of initial setting of correlators, and S groups of information outputs are connected to the groups of inputs of the subtracted corresponding subtraction blocks, the groups of inputs of the reduced ones are combined and connected to the group of information outputs of the block memory, the group of information inputs of which is the second input setting bus of the device for determining the angular orientation of aircraft, and the group of address inputs is connected to the group of information outputs of the control unit, the second group of information inputs of which is the first input setting bus of the device for determining the angular orientation of aircraft, the first group of information inputs of the control unit is connected to the second group of information outputs of the radio navigator, S groups of information inputs of the calculator-generator are connected to the groups of information outputs of the corresponding subtraction blocks tanya, and the group of information outputs of the calculator-generator is connected to the first group of information inputs of the decision block, the second group of information inputs of which is connected to the third input installation bus of the device for determining the angular orientation of aircraft, and the group of information outputs is connected to the group of information inputs of the display unit.
Устройство-прототип обеспечивает сокращение временных затрат на измерение углов крена и азимута с учетом угла сноса и дополнительное измерения угла тангажа. Однако прототипу также присущ недостаток. Устройство теряет свою работоспособность в условиях воздействия на него преднамеренных помех.The prototype device provides time savings for measuring the roll and azimuth angles taking into account the drift angle and additional measurement of the pitch angle. However, the prototype also has a disadvantage. The device loses its performance if it is exposed to intentional interference.
Целью заявляемого технического решения является разработка способа и устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, обеспечивающего повышение помехоустойчивости в условиях воздействия преднамеренных помех за счет использования оптимизированного подхода пространственной фильтрации на основе А АС.The aim of the proposed technical solution is to develop a method and device for determining the angular orientation of aircraft, providing an increase in noise immunity under the influence of deliberate interference through the use of an optimized approach of spatial filtering based on A AC.
В заявляемом устройстве определения угловой ориентации летательных аппаратов поставленная цель достигается тем, что в известном устройстве, состоящем из М, М≥3, идентичных приемных каналов из последовательно соединенных антенного элемента, малошумящего усилителя, радиотракта и блока цифровой обработки, предназначенного для преобразования аналогового сигнала в цифровую форму и разложения его на квадратуры, блок формирования опорных сигналов, выход которого соединен со вторыми входами радиотрактов приемных каналов, тактового генератора, S корреляторов, S блоков анализа, предназначенных для оценки качества принимаемых от космических аппаратов сигналов, S+1 коммутаторов, блока начальной установки корреляторов, S блоков вычисления разности фаз, S блоков вычитания, блока памяти, первого вычислителя-формирователя, предназначенного для формирования трехмерной матрицы измерений R(α, β, θ), блока принятия решения, предназначенного для нахождения элемента трехмерной матрицы измерений с минимальным значением, блока управления, предназначенного для хранения координат центров элементарных зон привязки и сравнения этих координат с координатами обнаруженного космического аппарата, блока индикации, первой и второй входных установочных шин, радионавигатора, первый информационный выход которого соединен со входом управления блока начальной установки корреляторов, группы информационных входов которого объединены с соответствующими группами информационных входов корреляторов, тактовые входы которых объединены и соединены с тактовыми входами блоков цифровой обработки приемных каналов, выходом тактового генератора, входами синхронизации корреляторов, тактовыми входами блока управления, блоков вычисления разности фаз, блока памяти, блоков вычитания, первого вычислителя-формирователя, блока принятия решения, блока начальной установки корреляторов, S+1-го коммутатора, блоков анализа, вторые группы информационных выходов которых соединены с группами информационных входов соответствующих блоков вычисления разности фаз, первые выходы блоков анализа соединены со входами управления соответствующих коммутаторов, третьи группы выходов блоков анализа соединены с первыми группами информационных входов соответствующих коммутаторов, группы информационных входов блоков анализа соединены с группами информационных выходов соответствующих корреляторов, первые группы входов управления которых соединены с соответствующими первыми группами информационных выходов блока начальной установки корреляторов, вторые группы входов управления корреляторов соединены с группами выходов соответствующих коммутаторов, вторые группы информационных входов которых соединены с соответствующими вторыми группами информационных выходов блока начальной установки корреляторов, группы информационных выходов блоков вычисления разности фаз соединены с соответствующими группами входов S+1-го коммутатора, группа адресных входов которого соединена с группой адресных выходов блока начальной установки корреляторов, a S групп информационных выходов соединены с группами входов вычитаемого соответствующих блоков вычитания, группы входов уменьшаемого которых объединены и соединены с группой информационных выходов блока памяти, группа адресных входов которого соединена с группой информационных выходов блока управления, вторая группа информационных входов которого является первой входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, первая группа информационных входов блока управления соединена со второй группой информационных выходов радионавигатора, группа информационных выходов первого вычислителя-формирователя соединена с первой группой информационных входов блока принятия решения, вторая группа информационных входов которого соединена с второй входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, а группа информационных выходов соединена с группой информационных входов блока индикации, дополнительно введены (М - 1) × N идентичных приемных каналов, а все М × N приемных каналов разделены на М адаптивные антенные решетки, содержащие по N параллельно подключенных приемных каналов, каждый из которых дополнен умножителем, первая группа комплексных входов которого соединена с выходами соответствующего блока цифровой обработки, а каждая адаптивная антенная решетка дополнена сумматором и блоком формирования весовых коэффициентов, N групп выходов которого соединены со вторыми группами входов соответствующих умножителей, группы выходов которых соединены с соответствующими группами входов сумматора, группа выходов которого является первой группой выходов адаптивной антенной решетки (ААР) и подключена к соответствующей группе информационных входов блока начальной установки корреляторов, вторая группа выходов ААР соединена с выходами блока формирования вектора весовых коэффициентов, второй вычислитель-формирователь, предназначенный для расчета эталонных значений разностей фаз, М групп входов которого соединены с соответствующими вторыми группами выходов адаптивных антенных решеток, M+1-я группа входов соединена с первой входной установочной шиной устройства, M+2-я группа информационных входов является третьей входной установочной шиной устройства, предназначена для ввода координат антенных элементов адаптивных антенных решеток и взаимных расстояний между ними, группа информационных выходов второго вычислителя-формирователя соединена с группой информационных входов блока памяти, антенный вход радионавигатора соединен с первым выходом первой ААР, а входы синхронизации второго вычислителя-формирователя, умножителей и сумматоров соединены с выходом тактового генератора.In the claimed device for determining the angular orientation of aircraft, the goal is achieved by the fact that in the known device consisting of M, M≥3, identical receiving channels from a series-connected antenna element, a low-noise amplifier, a radio path and a digital processing unit designed to convert an analog signal into digital form and its decomposition into quadratures, a block for generating reference signals, the output of which is connected to the second inputs of the radio paths of the receiving channels, a clock generator, S correlators, S analysis blocks designed to assess the quality of signals received from spacecraft, S + 1 switches, an initial block setting correlators, S blocks for calculating the phase difference, S blocks for subtraction, a memory block, a first calculator-shaper designed to form a three-dimensional measurement matrix R (α, β, θ), a decision block designed to find an element of a three-dimensional measurement matrix with minimum m value, a control unit designed to store the coordinates of the centers of the elementary reference zones and compare these coordinates with the coordinates of the detected spacecraft, the display unit, the first and second input installation buses, a radio navigator, the first information output of which is connected to the control input of the initial installation unit of correlators, a group information inputs of which are combined with the corresponding groups of information inputs of correlators, clock inputs of which are combined and connected to clock inputs of digital processing units of receiving channels, clock generator output, synchronization inputs of correlators, clock inputs of a control unit, phase difference calculation blocks, memory block, subtraction blocks, the first calculator-shaper, the decision-making unit, the unit for the initial setting of correlators, the S + 1-th switch, the analysis units, the second groups of information outputs of which are connected to the groups of information inputs of the corresponding units in calculating the phase difference, the first outputs of the analysis units are connected to the control inputs of the corresponding switches, the third groups of outputs of the analysis units are connected to the first groups of information inputs of the corresponding switches, the groups of information inputs of the analysis units are connected to the groups of information outputs of the corresponding correlators, the first groups of control inputs of which are connected to the corresponding first groups of information outputs of the initial correlator setting block, the second groups of correlator control inputs are connected to the groups of outputs of the corresponding switches, the second groups of information inputs of which are connected to the corresponding second groups of information outputs of the initial correlator setting block, the groups of information outputs of the phase difference calculation blocks are connected to the corresponding groups inputs of the S + 1-th switch, the group of address inputs of which is connected to the group of address outputs of the block of initial setting of correlators, a S г the group of information outputs are connected to the groups of subtracted inputs of the corresponding subtraction blocks, the groups of inputs of the reduced ones are combined and connected to the group of information outputs of the memory unit, the group of address inputs of which is connected to the group of information outputs of the control unit, the second group of information inputs of which is the first input setting bus of the determination device angular orientation of aircraft, the first group of information inputs of the control unit is connected to the second group of information outputs of the radio navigator, the group of information outputs of the first calculator-shaper is connected to the first group of information inputs of the decision block, the second group of information inputs of which is connected to the second input installation bus of the device for determining the angular orientation of aircraft, and the group of information outputs is connected to the group of information inputs of the display unit, additionally introduced (M - 1) × N identical th receiving channels, and all M × N receiving channels are divided into M adaptive antenna arrays containing N parallel-connected receiving channels, each of which is supplemented with a multiplier, the first group of complex inputs of which is connected to the outputs of the corresponding digital processing unit, and each adaptive antenna array supplemented by an adder and a block for generating weight coefficients, N output groups of which are connected to the second groups of inputs of the corresponding multipliers, the output groups of which are connected to the corresponding groups of inputs of the adder, the output group of which is the first group of outputs of the adaptive antenna array (AAP) and is connected to the corresponding group of information inputs block of initial setting of correlators, the second group of AAP outputs is connected to the outputs of the block for forming the vector of weight coefficients, the second calculator-shaper intended for calculating the reference values of the phase differences, M input groups of which are connected to the corresponding the second groups of outputs of the adaptive antenna arrays, the M + 1st group of inputs is connected to the first input installation bus of the device, the M + 2nd group of information inputs is the third input installation bus of the device, designed to enter the coordinates of the antenna elements of the adaptive antenna arrays and the mutual distances between them, the group of information outputs of the second calculator-shaper is connected to the group of information inputs of the memory unit, the antenna input of the radio navigator is connected to the first output of the first AAP, and the synchronization inputs of the second calculator-shaper, multipliers and adders are connected to the output of the clock generator.
Перечисленная новая совокупность существенных признаков за счет того, что вводятся новые элементы и связи позволяет достичь цели изобретения: обеспечить повышение помехозащищенности устройства от воздействия преднамеренных помех.The enumerated new set of essential features due to the fact that new elements and connections are introduced makes it possible to achieve the objective of the invention: to provide an increase in the immunity of the device against the effects of deliberate interference.
Заявляемые объекты поясняются чертежами, на которых показаны:The declared objects are illustrated by drawings, which show:
на фиг. 1 - обобщенный алгоритм определения угловой ориентации летательных аппаратов;in fig. 1 - generalized algorithm for determining the angular orientation of aircraft;
на фиг. 2 - порядок выполнения операций:in fig. 2 - order of performing operations:
а, б) - формирование элементарных зон привязки и присвоение им порядкового номера;a, b) - formation of elementary binding zones and assignment of a serial number to them;
в) - определение координат центра элементарных зон привязки;c) - determination of the coordinates of the center of the elementary anchoring zones;
на фиг. 3 - алгоритм расчета вектора весовых коэффициентов;in fig. 3 - an algorithm for calculating the vector of weight coefficients;
на фиг. 4 - показаны пары АЭ, задействованные при нахождении расчетных разностей фаз;in fig. 4 shows the AE pairs involved in finding the calculated phase differences;
на фиг. 5 - алгоритм нахождения:in fig. 5 - finding algorithm:
а) расчетных разностей фаз;a) calculated phase differences;
б) эталонных разностей фаз;b) reference phase differences;
на фиг. 6 - варианты формирования массивов:in fig. 6 - options for forming arrays:
а) расчетных значений разностей фаз Δϕрас.m0(α, β, θ)р;a) the calculated values of the phase differences Δϕ rac.m0 (α, β, θ) p ;
б) эталонных значений разностей фаз Δϕэт.m0(α, β, θ)р;b) reference values of phase differences Δϕ et.m0 (α, β, θ) p ;
на фиг. 7 - вариант формирования массива измеренных значений разностей фаз Δϕизм.m0(α,β,θ);in fig. 7 - a variant of forming an array of measured values of phase differences Δϕ meas.m0 (α, β, θ);
на фиг. 8 - очередность вычисления Δϕ(α0, β0, θ0) элемента r(1, 1,1) матрицы измерений R(a, β, θ) для соответствующего значения углов (α0, β0, θ0);in fig. 8 - the sequence of calculating Δϕ (α 0 , β 0 , θ 0 ) of the element r (1, 1,1) of the measurement matrix R (a, β, θ) for the corresponding value of the angles (α 0 , β 0 , θ 0 );
на фиг. 9 - вариант формирования трехмерной матрицы измерений R(α, β, θ);in fig. 9 - a variant of forming a three-dimensional matrix of measurements R (α, β, θ);
на фиг. 10 - алгоритм формирования матрицы измерений R(α, β, θ);in fig. 10 - an algorithm for forming a matrix of measurements R (α, β, θ);
на фиг. 11 - приведены результаты полу натурного моделирования:in fig. 11 - shows the results of semi-full-scale modeling:
а) структура ААС, используемая при выполнении анализа;a) the structure of the AAS used in the analysis;
б) спектр входного и выходного сигнала ААС;b) the spectrum of the input and output signal of the AAS;
в) результаты оценки курсового угла α предлагаемым способом при воздействии широкополосной помехи;c) the results of assessing the course angle α by the proposed method when exposed to broadband interference;
на фиг. 12 - структурная схема заявляемого устройства определения пространственной ориентации летательных аппаратов;in fig. 12 is a block diagram of the claimed device for determining the spatial orientation of aircraft;
на фиг. 13 - алгоритм работы блока принятия решения;in fig. 13 - algorithm of the decision block;
на фиг. 14 - алгоритм работы корреляторов;in fig. 14 - algorithm of correlators operation;
на фиг. 15 - алгоритм работы блоков вычисления разности фаз;in fig. 15 - the algorithm of the blocks for calculating the phase difference;
на фиг. 16 - алгоритм работы блока анализа;in fig. 16 - algorithm of the analysis unit;
на фиг. 17 - алгоритм работы блока начальной установки корреляторов;in fig. 17 - operation algorithm of the block of initial setting of correlators;
на фиг. 18 - структурная схема девятиканального устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов.in fig. 18 is a block diagram of a nine-channel device for determining the angular orientation of aircraft.
Предлагаемый способ базируется на методе эталонной (эквивалентной) разности фаз, используемой в интерферометрах для решения широкого спектра задач (см. Давыденко А.С., Макаров С.Б. Применение метода эталонной разности фаз для пространственной ориентации объекта // Научно-технические ведомости СПбГПУ. Информатика. Телекоммуникации. Управление. - СПб.: СПбГПУ, 2013. №2 (169), С. 39-46). При формировании сигналов ГНСС используют расширение спектра с помощью псевдослучайных последовательностей. В результате огибающая сигналов ГНСС находится ниже уровня шума. Для подавления потребителей сигналов навигационных КА ГНСС используют непрерывные излучения с большей мощностью, чем у полезных сигналов. В этой ситуации для фильтрации таких помех целесообразно использовать алгоритмы, основанные на критерии минимума выходной мощности (МВМ) (см. Grecan A.S., Zoltowski M.D. Advanced adaptive null steering concept for GPS // IEEE Military Communications Conference: Vol.3, 1995, p. 1214-1218). Достоинство данного подхода состоит в том, что ослабление помехи инвариантно к форме огибающей полезного сигнала. Целевая функция семейства алгоритмов МВМ имеет видThe proposed method is based on the method of the reference (equivalent) phase difference used in interferometers to solve a wide range of problems (see Davydenko A.S., Makarov S.B. Application of the method of the reference phase difference for the spatial orientation of the object // Scientific and Technical Bulletin of SPbSPU . Informatics. Telecommunications. Management. - SPb .: SPbSPU, 2013. No. 2 (169), pp. 39-46). When generating GNSS signals, spread spectrum using pseudo-random sequences is used. As a result, the envelope of the GNSS signals is below the noise floor. To suppress the consumers of signals from GNSS navigation spacecraft, continuous radiation with a higher power is used than that of useful signals. In this situation, to filter such interference, it is advisable to use algorithms based on the minimum output power (MVM) criterion (see Grecan AS, Zoltowski MD Advanced adaptive null steering concept for GPS // IEEE Military Communications Conference: Vol.3, 1995, p. 1214-1218). The advantage of this approach is that the noise attenuation is invariant to the shape of the useful signal envelope. Objective function family of VMM algorithms has the form
где Е[⋅] - символ математического ожидания, - отсчеты выходного сигнала для N АЭ адаптивной антенной решетки в k-й момент времени, - вектор весовых коэффициентов, Н - оператор Эрмитова сопряжения. Однако представленный в ряде изданий аналитический подход к минимизации целевой функции min для решения поставленной задачи не подходит по ряду причин:where E [⋅] is the symbol of the mathematical expectation, - readings of the output signal for N AE adaptive antenna array at the k-th moment of time, is the vector of weight coefficients, H is the Hermitian conjugation operator. However, the analytical approach presented in a number of publications to minimizing the objective function min is not suitable for solving the task for a number of reasons:
требует накопления П отсчетов выходных сигналов Аналитический алгоритм МВМ предполагает расчет максимального количества отсчетов max П входного сигнала, которые используют для нахождения ВВК. Последние составляют 2046 отсчетов при частоте дискретизации 2,046 МГц. Чем больше П, тем точнее оценка автокорреляционной матрицы для вычисления ВВК. Но при этом ухудшаются динамические свойства адаптивной антенной системы. В результате частота обновления ВВК может быть недостаточной. Задача определения углов ориентации ЛА подразумевает, что вектор-база АС находится в движении, а данный подход не может обеспечить регулярное обновление весовых коэффициентов;requires accumulation of P samples of output signals The analytical algorithm of the MVM assumes the calculation of the maximum number of samples max П of the input signal, which are used to find the IHC. The latter are 2046 samples at a sampling rate of 2.046 MHz. The larger P, the more accurate the estimate of the autocorrelation matrix for calculating the IHC. But at the same time, the dynamic properties of the adaptive antenna system deteriorate. As a result, the IHC update rate may be insufficient. The task of determining the angles of aircraft orientation implies that the base vector of the aircraft is in motion, and this approach cannot provide regular updating of the weight coefficients;
предполагает вычисление алгебраических дополнений для обратной автокорреляционной матрицы, что приводит к увеличению вычислительной сложности.involves calculating the algebraic complements for the inverse autocorrelation matrix, which leads to an increase in computational complexity.
В рамках предлагаемого способа недостатки аналитического метода минимизации целевой функции (1) устраняются интерактивным способом (метода градиентного спуска). В результате получен рабочий алгоритм МВМ для ААР, функционирующий по сигналам ГНСС. Последний имеет видIn the framework of the proposed method, the disadvantages of the analytical method for minimizing the objective function (1) are eliminated interactively (gradient descent method). As a result, a working algorithm of the MWM for AAR was obtained, which functions according to GNSS signals. The latter has the form
где n=2,3,…, N - номера АЭ, μ - шаг сходимости алгоритма, 0<μ<1.where n = 2,3, ..., N are the AE numbers, μ is the convergence step of the algorithm, 0 <μ <1.
Предлагаемый способ отличается от существующих способом вычисления эталонных разностей фаз. Последнюю определяют по сигналам двух ААР, а не по сигналам от двух АЭ. Дополнительно для правильного нахождения углов ориентации вектора-базы (летательного аппарата) необходимо учесть амплитудно- фазовое смещение, вносимое каждой ААР. С этой целью в расчетных разностях фаз учитывают значения вектора весовых коэффициентов (ВВК) соответствующих ААР.The proposed method differs from the existing ones in the method of calculating the reference phase differences. The latter is determined by signals from two AARs, and not by signals from two AEs. In addition, for the correct determination of the orientation angles of the base vector (aircraft), it is necessary to take into account the amplitude-phase shift introduced by each AAA. For this purpose, the calculated phase differences take into account the values of the vector of weighting coefficients (VVC) of the corresponding AAP.
Задача определения угловой ориентации объекта по сигналам ГНСС и задача пространственной фильтрации помех с помощью адаптивной антенной системы (ААС) основаны на принципе работы интерферометра. Но при этом требования к реализации антенной системы противоречивы. В случае оценки пространственных параметров сигналов требуется большая длина базы (несколько длин волн λ) для более точного определения углов ориентации ЛА. Более эффективное подавление помех ААС (для избегания появления побочных максимумов в диаграмме направленности ААС) предполагает длину базы не более 0,5λ. Названное противоречие устраняют благодаря реализации ААС в составе четырех ААР, взаимно разнесенных на значительное расстояние ~1 м и расположенных нелинейно. В свою очередь ААР выполняют, например, содержащими три АЭ. В результате использования предложенной структуры ААС обеспечивается одновременное измерение трех пространственных параметров сигналов КС ГНСС (α, β, θ) и подавление двух помеховых сигналов, приходящих с разных направлений.The problem of determining the angular orientation of an object using GNSS signals and the problem of spatial filtering of interference using an adaptive antenna system (AAS) are based on the principle of interferometer operation. However, the requirements for the implementation of the antenna system are contradictory. In the case of evaluating the spatial parameters of the signals, a large base length (several wavelengths λ) is required for more accurate determination of the aircraft orientation angles. More effective suppression of AAS interference (to avoid the appearance of spurious maxima in the AAS directional pattern) assumes a base length of no more than 0.5λ. This contradiction is eliminated due to the implementation of the AAS as part of four AARs, mutually spaced at a considerable distance of ~ 1 m and located nonlinearly. In turn, AAR is performed, for example, containing three AEs. As a result of using the proposed AAS structure, simultaneous measurement of three spatial parameters of GNSS signals (α, β, θ) and suppression of two interference signals coming from different directions is provided.
Реализация заявленного способа поясняется следующим образом. На подготовительном этапе выполняют следующие операции. Сферу над ААС равномерно разбивают на Р=D/D0 элементарных зон привязки (см. фиг. 2 а). Размер элементарных зон привязки соответствуют предварительно заданной точности измерения угловой ориентации ЛА (точности измерения углов тангажа α, крена β и азимута θ адаптивной антенной системы). Сферу над ААС рассчитывают на удалении ~ 20 тыс.км (высоте полета КА ГНСС). Далее находят географические координаты центров элементарных зон привязки (X, Y,Z)p и каждой их них присваивают порядковый номер (см. фиг. 2 б, в) из набора р=1,2, …, Р.The implementation of the claimed method is explained as follows. At the preparatory stage, the following operations are performed. The sphere above the AAC is evenly divided into P = D / D 0 elementary anchoring zones (see Fig. 2 a). The size of the elementary reference zones corresponds to the predetermined accuracy of measuring the angular orientation of the aircraft (accuracy of measuring the angles of pitch α, roll β and azimuth θ of the adaptive antenna system). The sphere above the AAS is calculated at a distance of ~ 20 thousand km (the altitude of the GNSS spacecraft). Next, the geographic coordinates of the centers of the elementary anchoring zones (X, Y, Z) p are found and each of them is assigned a serial number (see Fig. 2 b, c) from the set p = 1,2, ..., P.
На следующем этапе определяют с заданной точностью координаты АЭ в системе координат антенной системы (см. Пат. РФ №2553270, МПК G01S 5/00, опубл. 10.06.2015, бюл. №16).At the next stage, the coordinates of the AE are determined with a given accuracy in the coordinate system of the antenna system (see Patent RF No. 2553270,
После этого находят расчетные разности фаз прихода сигнала для каждой пары антенных элементов всех ААР (см. фиг. 4, 5 а, б) Δmn0, n=1,2, …,N, m=1,2, …, N, относительно координат местоположения центров каждой элементарной зоны привязки After that, the calculated phase differences of the signal arrival are found for each pair of antenna elements of all AAA (see Figs. 4, 5 a, b) Δ mn0 , n = 1,2, ..., N, m = 1,2, ..., N, relative to the coordinates of the location of the centers of each elementary anchor zone
Порядок нахождения расчетных разностей фаз Δϕрас.nm0(α0,β0,θ0)р следующий. Вводят топологию АС объекта. Последняя включает взаимные расстояния между опорным и остальными АЭ Δdnm0 ААС и ее ориентацию. При проведении моделирования ААС условно размещают в центре исследуемого района на высоте предстоящих измерений, например, 2-3 км. В процессе расчета значений моделируют размещение эталонного источника поочередно в центрах всех элементарных зон привязки bp, р=1,2, …, Р.The order of finding the calculated phase differences Δϕ ras.nm0 (α 0 , β 0 , θ 0 ) p is as follows. The topology of the AC of the object is introduced. The latter includes the mutual distances between the reference and other AEs Δd nm0 AAS and its orientation. When modeling, the AAS is conventionally placed in the center of the study area at the height of the upcoming measurements, for example, 2-3 km. In the process of calculating values simulate the placement of the reference source alternately in the centers of all elementary reference zones b p , p = 1,2, ..., P.
Последовательно дискретно изменяют ориентацию ААС на заданные значения углов Δα,Δβ,Δθ в предварительно определенных пределах (αmin,αmax), (βmin,βmax) и (θmin,θmax), (αmах - αmin)/Δα=I, (βmах - βmin)/Δβ=J, (θmax - θmin)/Δθ=L без изменения координат центра ААС относительно центров элементарных зон привязки.Sequentially discretely change the orientation of the AAS to the given values of the angles Δα, Δβ, Δθ within predetermined limits (α min , α max ), (β min , β max ) and (θ min , θ max ), (α max - α min ) / Δα = I, (β max - β min ) / Δβ = J, (θ max - θ min ) / Δθ = L without changing the coordinates of the AAS center relative to the centers of the elementary anchoring zones.
Для используемых комбинаций пар АЭ (фиг 4) и всех возможных углов вычисляют значения разностей фаз для каждой элементарной зоны привязки bр;For the combinations of AE pairs used (Fig. 4) and all possible angles calculate the values of the phase differences for each elementary binding zone b p ;
где Where
расстояние между плоскими фронтами волн в mn-ом и нулевом антенных элементах, пришедшие из bр-той элементарной зоны привязки к ААС под углами γр в азимутальной и μр - в вертикальной плоскостях, хmn, ymn, zmn, х0, у0, z0 - координаты n-го АЭ m-ной ААР и нулевого (опорного) АЭ, с - скорость света, ƒs - частота сигнала s-го КА (см. фиг. 5 а).the distance between the plane wave fronts in the mn-th and zero antenna elements, arriving from the b p- th elementary zone of attachment to the AAS at angles γ p in the azimuthal and μ p - in the vertical planes, x mn , y mn , z mn , x 0 , y 0 , z 0 are the coordinates of the n-th AE of the m-th AAR and the zero (reference) AE, c is the speed of light, ƒ s is the signal frequency of the s-th SC (see Fig. 5 a).
Координаты местоположения АЭ для различных значений углов адаптивной антенной системы определяют следующим образом:AE location coordinates for different angles of the adaptive antenna system are determined as follows:
где хmn0, уmn0, zmn0 - координаты mn -го АЭ ААС при α=0, β=0 и θ=0, m=1,2, …, М, n=1,2, …, N-1.where х mn0 , у mn0 , z mn0 are the coordinates of the mn -th AE AAS at α = 0, β = 0 and θ = 0, m = 1,2, ..., М, n = 1,2, ..., N-1 ...
Полученные в результате вычислений значения разностей фаз оформляют в виде массива расчетных данных, вариант представления информации в котором показан на фиг. 6 а.The values of the phase differences obtained as a result of calculations are drawn up in the form of an array of calculated data, the version of which is shown in Fig. 6 a.
В процессе работы при обнаружении сигналов от s-го КА ГНСС осуществляют прием его сигналов на ААС, которая содержит М идентичных адаптивных антенных решеток, расположенных в плоскости приема нелинейно и содержащих по N, N≥2 идентичных ненаправленных АЭ.In the process of operation, when signals from the s-th GNSS spacecraft are detected, its signals are received on the AAS, which contains M identical adaptive antenna arrays located in the receiving plane nonlinearly and containing N, N≥2 identical non-directional AEs.
Для каждой m-ной, m=1,2, …, М, ААР формируют вектор весовых коэффициентов размерности N. Принятые n-ным АЭ m-ной ААР сигналы комплексно умножают на соответствующий им элемент вектора весовых коэффициентов Далее полученные значения суммируют в рамках каждой m-ной ААР, которые используют для измерения разности фаз принимаемых сигналов между ААР адаптивной антенной системы и последующего уточнения значения ВВК Результаты оформляют в виде массива данных, вариант представления которых представлен на фиг. 7.For each m-th, m = 1,2, ..., M, AAP form a vector of weight coefficients of dimension N. Signals received by the n-th AE of the m-th AAR complexly multiply by the corresponding element weight vector Further, the obtained values are summed up within each mth AAR, which are used to measure the phase difference of the received signals between the AAA of the adaptive antenna system and the subsequent refinement of the IHC value The results are presented in the form of a data array, the representation of which is presented in Fig. 7.
Здесь представлены значения для всех возможных сочетаний пар ААР М-1и заданного числа КА S. Количество последних S обычно определяется возможностями измерителя и наличием в зоне видимости в данном районе в заданное время минимально необходимого КА и др.Here are the values for all possible combinations of AAP M-1 pairs and a given number of spacecraft S. The number of the latter S is usually determined by the capabilities of the meter and the presence of the minimum required spacecraft in the visibility zone in a given area at a given time, etc.
В ААР используется взвешенная обработка входных сигналов, а весовые коэффициенты ВВК являются комплексными множителями. В результате к спутниковым сигналам на выходе ААР добавляется фазовый сдвиг, зависящий от значений ВВК и направления прихода полезного сигнала. Поэтому использование ААС предполагает учет фазовых сдвигов при расчете эталонных значений разностей фаз С этой целью расчетные разности фаз Δϕрас.m0(α, β, θ)р умножают на соответствующие им элементы вектора весовых коэффициентов и суммируют в рамках соответствующих АР. Эталонные разности фаз Δϕэт.m0(α, β, θ)р определяют как разность суммарных фаз сигналов между АР.In AAP, weighted processing of input signals is used, and the weights of the IWC are complex factors. As a result, a phase shift is added to the satellite signals at the AAP output, which depends on the IHC values and the direction of arrival of the useful signal. Therefore, the use of AAS involves taking into account the phase shifts when calculating the reference values of the phase differences For this purpose, the calculated phase differences Δϕ ras.m0 (α, β, θ) p are multiplied by the corresponding elements weight vector and are summed up within the corresponding AP. Reference phase differences Δϕ et.m0 (α, β, θ) p are determined as the difference between the total phases of the signals between the AA.
Кроме того, для нахождения эталонных разностей фаз (одного измерения фазы, s-го КА) на выходе ААС требуется как минимум один период сигнала. Поэтому период получения измеренных и эталонных разностей фаз составляет примерно 1 мс (длительность одного периода псевдослучайной последовательности КА). Следовательно, при использовании ААС в расчетах эталонных разностей фаз необходимо использовать ВВК, усредненный на интервале получения соответствующей измеренной разности фаз. Алгоритм расчета эталонной разности фаз приведен на фиг. 5 б.In addition, to find the reference phase differences (one phase measurement, s-th spacecraft) at the AAC output, at least one signal period is required. Therefore, the period of obtaining the measured and reference phase differences is approximately 1 ms (the duration of one period of the spacecraft pseudo-random sequence). Consequently, when using AAS in the calculation of the reference phase differences, it is necessary to use the IHC, averaged over the interval of obtaining the corresponding measured phase difference. The algorithm for calculating the reference phase difference is shown in Fig. 5 B.
Полученные в результате вычислений эталонные значения разности фаз оформляют в виде массива, вариант представления информации в котором показан на фиг. 6 б.The calculated phase difference reference values are drawn up in the form of an array, in which the information presentation is shown in Fig. 6 b.
На следующем этапе реализации заявляемого способа вычисляют разность между эталонными разностями фаз, соответствующими углам ААС α0, β0, θ0 для bр-ной элементарной зоны привязки (для зоны, где обнаружен первый из КА глобальной навигационной спутниковой системы с известными координатами (х, у, z)p и измеренными разностями фаз :At the next stage of the implementation of the proposed method, the difference between the reference phase differences corresponding to the AAS angles α 0 , β 0 , θ 0 for the b p- elementary anchorage zone (for the zone where the first of the spacecraft of the global navigation satellite system with known coordinates (x , y, z) p and measured phase differences :
Информация о местоположении КА поступает с его борта на частоте ƒs. На основе последней принимают решение о текущем номере элементарной базы привязки, в которой находится КА.Information about the spacecraft position comes from its board at a frequency ƒ s . On the basis of the latter, a decision is made on the current number of the basic reference base in which the spacecraft is located.
Аналогичные операции выполняют с сигналами всех S используемых в работе КА.Similar operations are performed with the signals of all S used in the spacecraft operation.
На следующем этапе значения возводят квадрат и накапливаютIn the next step, the values square and accumulate
На фиг. 8 иллюстрируется порядок вычисления сумм Δϕ(α0,β0,θ0) для исходного положения ААС. Операция возведения в квадрат (7) необходима для того, чтобы полученные в выражении (6) разности, имеющие разный знак не компенсировали друг друга в результате выполнения операции сложения. Полученное значение Δϕ(α0, β0, θ0) запоминается в элементе r(1,1,1) трехмерной матрицы измерений R[α, β, θ).FIG. 8 illustrates the procedure for calculating the sums Δ ϕ (α 0 , β 0 , θ 0 ) for the initial position of the AAC. The operation of squaring (7) is necessary so that the differences obtained in expression (6), having different signs, do not compensate each other as a result of performing the addition operation. The obtained value Δϕ (α 0 , β 0 , θ 0 ) is stored in the element r (1,1,1) of the three-dimensional measurement matrix R [α, β, θ).
Аналогичные операции (выражения 6, 7) выполняются для всех возможных углов ориентации ААС: i=0,1,2,…, I, j=0,1,2,…,J, На основе полученных значений формируют трехмерную матрицу измерений R(α,β,θ), размерность которой определяется выражением (I+1] × (J+1] × [L+1). Данную операцию реализуют путем записи в элементы матрицы измерений R(α, β, θ) соответствующих значений (см. фиг. 9, 10). За измеренную ориентацию ААС и объекта принимают значения углов соответствующие элементу матрицы измерений R(α,β,θ), имеющему минимальное значение. Обобщенный алгоритм определения угловой ориентации ЛА приведен на фиг. 1.Similar operations (
Таким образом, в предлагаемом способе обеспечивается повышение помехоустойчивости к воздействию преднамеренных помех благодаря использованию для приема сигналов адаптивной антенной системы из совокупности в М адаптивных антенных решеток. Предложенная ААС позволила реализовать противоречивые требования, предъявляемые к ее структуре при решении задач помехозащиты и оценивании пространственных параметров летательного аппарата.Thus, the proposed method provides an increase in noise immunity to intentional interference due to the use of adaptive antenna system for receiving signals from a set of M adaptive antenna arrays. The proposed AAS made it possible to implement the contradictory requirements for its structure when solving noise protection problems and assessing the spatial parameters of the aircraft.
Проведено полунатурное моделирование прототипа и предлагаемого способа с использованием ААР на основе записей реальных сигналов ГНСС GPS. Последняя проводилась в условиях прямой видимости спутниковых сигналов и в присутствии широкополосной помехи (1 МГц).A semi-natural simulation of the prototype and the proposed method using AAA based on records of real GNSS GPS signals has been carried out. The latter was carried out in conditions of direct visibility of satellite signals and in the presence of broadband interference (1 MHz).
Для определения трех углов пространственной ориентации (α, β, θ) необходимо иметь как минимум две неколлинеарных вектора-базы. Для этого приемные АЭ группируются в три антенные решетки по три АЭ в каждой (см. фиг. 11а). Соседние АЭ каждой решетки разнесены друг от друга на λ/2=90 мм, а сами ААР разнесены на расстояние d=900 мм. Все АЭ расположены в одной плоскости на горизонтальной платформе, вращающейся вокруг своей оси.To determine the three angles of spatial orientation (α, β, θ), you must have at least two non-collinear base vectors. For this, the receiving AEs are grouped into three antenna arrays, three AEs each (see Fig. 11a). Adjacent AEs of each grating are spaced apart from each other by λ / 2 = 90 mm, and the AARs themselves are spaced apart by a distance of d = 900 mm. All AEs are located in the same plane on a horizontal platform rotating around its axis.
На основе выполненных практических испытаний можно сделать следующие выводы:Based on the practical tests performed, the following conclusions can be drawn:
Использование ААС из трех трехэлементных ААР для пространственной фильтрации помех позволяет избавиться от двух широкополосных помех, приходящих с различных направлений, с отношением мощности помехи к сигналу до 40 дБ. На фиг. 11б приведены периодограммы сигналов до и после ААС.The use of AAS from three three-element AAA for spatial filtering of interference allows you to get rid of two broadband interference coming from different directions, with the ratio of the interference power to the signal up to 40 dB. FIG. 11b shows the periodograms of the signals before and after the AAS.
Известно, что более высокая помехозащита может быть достигнута совместным использованием нескольких методов помехозащиты (см. Никитченко В.В., Смирнов П.Л. Комбинированные методы помехозащиты (использование адаптивных антенных систем и сигналов с псевдослучайной перестройкой частоты) // Зарубежная радиоэлектроника, 1988, №5, С. 24-31).It is known that a higher noise protection can be achieved by the joint use of several methods of noise protection (see Nikitchenko V.V., Smirnov P.L.Combined methods of noise protection (use of adaptive antenna systems and signals with pseudo-random frequency tuning) // Foreign radio electronics, 1988, No. 5, pp. 24-31).
Предложенному адаптивному тракту приема требуется до 25 мкс для вычисления ВВК. Нахождение ВВК позволяет осуществить взвешенную комплексную обработку принимаемых сигналов, на основе которой становится возможным прием сигналов КА ГНСС для получения пространственных измерений ЛА.The proposed adaptive receive path requires up to 25 μs to calculate the IHC. Finding the IHC makes it possible to carry out weighted complex processing of the received signals, on the basis of which it becomes possible to receive signals from the GNSS spacecraft to obtain spatial measurements of the aircraft.
На фиг. 11в изображены результаты оценки курсового угла α предлагаемым способом при воздействии широкополосной помехи мощностью 40 дБ при вращении горизонтальной платформы. Отмечались в работе сигналы 5 КА ГНСС. Как видно из фиг. 11в оценка курсового угла α полностью совпадает с показаниями положения поворотного устройства. В названных условиях способ-прототип неработоспособен.FIG. 11c shows the results of assessing the course angle α by the proposed method when exposed to a 40 dB broadband interference when the horizontal platform rotates. Signals from 5 GNSS spacecraft were noted in the work. As seen in FIG. 11c, the estimate of the course angle α completely coincides with the readings of the position of the rotary device. Under these conditions, the prototype method is inoperative.
Заявленное устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов содержит М, М≥3, идентичных приемных каналов из последовательно соединенных антенного элемента 1.1.3.1-1.1.3.М, малошумящего усилителя 1.1.4.1-1.1.4.M, радиотракта 1.1.5.1-1.1.5.M и блока цифровой обработки 1.1.6.1-1.1.6.М, предназначенного для преобразования аналогового сигнала в цифровую форму и разложения его на квадратуры, блок формирования опорных сигналов 2, выход которого соединен со вторыми входами радиотрактов приемных каналов, тактовый генератор 3, S корреляторов 4.1-4.S, S блоков анализа 5.1-5.S, предназначенных для оценки качества принимаемых от космических аппаратов сигналов, S+1 коммутаторов 6.1-6.S и 8, блок начальной установки корреляторов 7, S блоков вычисления разности фаз 12.1-12.S, S блоков вычитания 13, блок памяти 14, первый вычислитель-формирователь 17, предназначенный для формирования трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ), блок принятия решения 18, предназначенный для нахождения элемента трехмерной матрицы измерений с минимальным значением, блок управления 11, предназначенный для хранения координат центров элементарных зон привязки и сравнения этих координат с координатами обнаруженного космического аппарата, блок индикации 19, первую 15 и вторую 20 входные установочные шины, радионавигатор 9, первый информационный выход которого соединен со входом управления блока начальной установки корреляторов 7, группы информационных входов которого объединены с соответствующими группами информационных входов корреляторов 4.1-4.S, тактовые входы которых объединены и соединены с тактовыми входами блоков цифровой обработки приемных каналов 1.1.5.1-1.1.5.S, выходом тактового генератора 3, входами синхронизации корреляторов 4.1-4.S, тактовыми входами блока управления 11, блоков вычисления разности фаз 12.1-12.S, блока памяти 14, блоков вычитания 13, первого вычислителя-формирователя 17, блока принятия решения 18, блока начальной установки корреляторов 7, S+1-го коммутатора 8, блоков анализа 5.1-5.S, вторые группы информационных выходов которых соединены с группами информационных входов соответствующих блоков вычисления разности фаз 12.1-12.S, первые выходы блоков анализа 5.1-5.S соединены со входами управления соответствующих коммутаторов 4.1-4.S, третьи группы выходов блоков анализа 5.1-5.S соединены с первыми группами информационных входов соответствующих коммутаторов 6.1-6.S, группы информационных входов блоков анализа 5.1-5.S соединены с группами информационных выходов соответствующих корреляторов 4.1-4.S, первые группы входов управления которых соединены с соответствующими первыми группами информационных выходов блока начальной установки корреляторов 7, вторые группы входов управления корреляторов 4.1-4.S соединены с группами выходов соответствующих коммутаторов 6.1-6.S, вторые группы информационных входов которых соединены с соответствующими вторыми группами информационных выходов блока начальной установки корреляторов 7, группы информационных выходов блоков вычисления разности фаз 12.1-12.S соединены с соответствующими группами входов S+1-го коммутатора 8, группа адресных входов которого соединена с группой адресных выходов блока начальной установки корреляторов 7, а S групп информационных выходов соединены с группами входов вычитаемого соответствующих блоков вычитания 13, группы входов уменьшаемого которых объединены и соединены с группой информационных выходов блока памяти 14, группа адресных входов которого соединена с группой информационных выходов блока управления 11, вторая группа информационных входов которого является первой входной установочной шиной 15 устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, первая группа информационных входов блока управления 11 соединена со второй группой информационных выходов радионавигатора 9, группа информационных выходов первого вычислителя-формирователя 17 соединена с первой группой информационных входов блока принятия решения 18, вторая группа информационных входов которого соединена с второй входной установочной шиной 20 устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, а группа информационных выходов соединена с группой информационных входов блока индикации 19, дополнительно введены (М - 1) × N идентичных приемных каналов, а все М × N приемных каналов разделены на М адаптивные антенные решетки 1.1-1.М, содержащие по N параллельно подключенных приемных каналов, каждый из которых дополнен умножителем 1.1.6.1-1.1.6.3, первая группа комплексных входов которого соединена с выходами соответствующего блока цифровой обработки 1.1.5.1-1.1.5.3, а каждая адаптивная антенная решетка 1.1-1.M дополнена сумматором 1.1.7 и блоком формирования весовых коэффициентов 1.1.1, N групп выходов которого соединены со вторыми группами входов соответствующих умножителей 1.1.6.1-1.1.6.3, группы выходов которых соединены с соответствующими группами входов сумматора 1.1.7, группа выходов которого является первой группой выходов адаптивной антенной решетки 1.1-1.М и подключена к соответствующей группе информационных входов блока начальной установки корреляторов 7, вторая группа выходов ААР 1.1-1.М соединена с выходами блока формирования вектора весовых коэффициентов 1.1.1-1.1.М, второй вычислитель-формирователь 16, предназначенный для расчета эталонных значений разностей фаз, М групп входов которого соединены с соответствующими вторыми группами выходов адаптивных антенных решеток 1.1-1.М, M+1-я группа входов соединена с первой входной установочной шиной устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов 15, M+2-я группа информационных входов является третьей входной установочной шиной 10 устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов, предназначена для ввода координат антенных элементов адаптивных антенных решеток 1.1-1.М и взаимных расстояний между ними, группа информационных выходов второго вычислителя-формирователя 16 соединена с группой информационных входов блока памяти 14, антенный вход радионавигатора 9 соединен с первым выходом первой ААР 1.1, а входы синхронизации второго вычислителя-формирователя 16, умножителей 1.1.6.1-1.1.6.3 и сумматоров 1.1.7 соединены с выходом тактового генератора 3.The claimed device for determining the angular orientation of aircraft contains M, M≥3, identical receiving channels from the series-connected antenna element 1.1.3.1-1.1.3.M, low-noise amplifier 1.1.4.1-1.1.4.M, radio path 1.1.5.1-1.1 .5.M and digital processing unit 1.1.6.1-1.1.6.M, intended for converting an analog signal into digital form and decomposing it into quadratures, a block for generating reference signals 2, the output of which is connected to the second inputs of the radio paths of the receiving channels, a clock generator 3, S correlators 4.1-4.S, S analysis units 5.1-5.S, designed to assess the quality of signals received from spacecraft, S + 1 switches 6.1-6.S and 8, a unit for initial setting of correlators 7, S calculation units phase differences 12.1-12.S, S subtraction units 13, memory unit 14, the first calculator-shaper 17, intended for forming a three-dimensional matrix of measurements R (α, β, θ), decision unit 18, intended for finding an element a three-dimensional measurement matrix with a minimum value, a control unit 11 intended for storing the coordinates of the centers of the elementary reference zones and comparing these coordinates with the coordinates of the detected spacecraft, an indication unit 19, the first 15 and second 20 input mounting tires, a radio navigator 9, the first information output of which is connected with the control input of the initial setting unit of correlators 7, the groups of information inputs of which are combined with the corresponding groups of information inputs of the correlators 4.1-4.S, the clock inputs of which are combined and connected to the clock inputs of the digital processing units of the receiving channels 1.1.5.1-1.1.5.S, output of the clock generator 3, synchronization inputs of correlators 4.1-4.S, clock inputs of the control unit 11, blocks for calculating the phase difference 12.1-12.S, memory block 14, subtraction blocks 13, the first calculator-shaper 17, decision block 18, block initial setting of correlators 7, S + 1 of switch 8, blocks a analysis 5.1-5.S, the second groups of information outputs of which are connected to the groups of information inputs of the corresponding blocks for calculating the phase difference 12.1-12.S, the first outputs of the analysis blocks 5.1-5.S are connected to the control inputs of the corresponding switches 4.1-4.S, the third groups of outputs of analysis units 5.1-5.S are connected to the first groups of information inputs of the corresponding switches 6.1-6.S, groups of information inputs of analysis units 5.1-5.S are connected to groups of information outputs of the corresponding correlators 4.1-4.S, the first groups of control inputs which are connected to the corresponding first groups of information outputs of the initial setting block of correlators 7, the second groups of control inputs of correlators 4.1-4.S are connected to the groups of outputs of the corresponding switches 6.1-6.S, the second groups of information inputs of which are connected to the corresponding second groups of information outputs of the initial block setting correlators 7, groups of information outputs of blocks calculating the phase difference 12.1-12.S are connected to the corresponding groups of inputs S + 1 of the switch 8, the group of address inputs of which is connected to the group of address outputs of the block of initial setting of correlators 7, and S groups of information outputs are connected to the groups of inputs of the subtracted corresponding blocks of subtraction 13 , the groups of inputs of the reduced which are combined and connected to the group of information outputs of the memory unit 14, the group of address inputs of which is connected to the group of information outputs of the control unit 11, the second group of information inputs of which is the first input installation bus 15 of the device for determining the angular orientation of aircraft, the first group of information inputs of the control unit 11 is connected to the second group of information outputs of the radio navigator 9, the group of information outputs of the first calculator-shaper 17 is connected to the first group of information inputs of the decision block 18, the second group of information inputs of which is connected inena with the second input installation bus 20 of the device for determining the angular orientation of aircraft, and the group of information outputs is connected to the group of information inputs of the display unit 19, additionally (M - 1) × N identical receiving channels are introduced, and all M × N receiving channels are divided into M adaptive antenna arrays 1.1-1.M, containing N parallel-connected receiving channels, each of which is supplemented by a multiplier 1.1.6.1-1.1.6.3, the first group of complex inputs of which is connected to the outputs of the corresponding digital processing unit 1.1.5.1-1.1.5.3, and each adaptive antenna array 1.1-1.M is supplemented with an adder 1.1.7 and a block for generating weight coefficients 1.1.1, N output groups of which are connected to the second input groups of the corresponding multipliers 1.1.6.1-1.1.6.3, the output groups of which are connected to the corresponding groups the inputs of the adder 1.1.7, the group of outputs of which is the first group of outputs of the adaptive antenna array 1.1-1.M and to the corresponding group of information inputs of the initial setting unit of correlators 7, the second group of outputs AAP 1.1-1.M is connected to the outputs of the unit for generating the vector of weight coefficients 1.1.1-1.1.M, the second calculator-shaper 16, intended for calculating the reference values of the phase differences , M input groups of which are connected to the corresponding second groups of outputs of the adaptive antenna arrays 1.1-1. M, M + 1st group of inputs is connected to the first input installation bus of the device for determining the angular orientation of
На подготовительном этапе по аналогии с прототипом сфера над антенной системой, находящаяся на удалении ~20 тысяч километров, равномерно разбивается на D элементарных зон привязки (см. фиг. 2). Площадь элементарной зоны привязки D0 определяется заданной по шине 20 точностью измерения углов тангажа Δα, крена Δβ и азимута Δθ. Определяют координаты местоположения центров элементарных зон привязки (X, Y, Z)p, которые поступают на входы блоков 11 и 16 по первой входной шине 15. Каждой элементарной зоне присваивают порядковый номер bр, р=1,2, …, Р (см. фиг. 2).At the preparatory stage, by analogy with the prototype, the sphere above the antenna system, located at a distance of ~ 20 thousand kilometers, is evenly divided into D elementary reference zones (see Fig. 2). The area of the elementary anchoring zone D 0 is determined by the accuracy of measuring the angles of pitch Δα, roll Δβ and azimuth Δθ set on the
После этого в блоке 16 определяют расчетные значения разностей фаз прихода сигналов для каждой пары адаптивных АЭ Аmn0, m=0,1,2, …, М-1, n=0,1,2, …, N относительно координат местоположения центров каждой элементарной зоны привязки Δϕрас.mn0(α0,β0,θ0)р (см. фиг. 4, 5). Выполнение данной операции предполагает значительные временные затраты. Однако их выполнение возможно на подготовительном этапе. В последующем в процессе работы потребуется лишь уточнение Δϕрас.mn0(α0,β0,θ0)р для того, чтобы их можно было использовать в качестве эталонных значений Δϕэт.mn0(α0,β0,θ0)р. Для этого предварительно осуществляют описание пространственных характеристик ААС. По шине 10 вводят координаты АЭ [X, Y,Z)mn, взаимные расстояния между назначенных нулевым АЭ и другими АЭ ААС dmn0. Последовательно дискретно изменяют ориентацию ААС на заданные по шине 10 значения углов Δα, Δβ, Δθ в предварительно определенных пределах (αmin, αmах), (βmin, βmах) и (θmin, θmах) без изменения координат центра ААС относительно центров элементарных зон привязки. Для каждого положения ААС и для каждого центра элементарных зон привязки в соответствии с (3) и (4) определяют расчетные значения разностей фаз . Данные операции реализуются во втором вычислителе-формирователе 16 в соответствии с алгоритмом, представленном на фиг. 5а. Для этого в блок 16 дополнительно по входной шине 15 поступают значения координат центров элементарных зон привязки (X, Y, Z)p. Результаты выполнения названных операций (формулируют в виде массива данных (см. фиг. 6 а). Выполнение этих операций на подготовительном этапе позволяет существенно сократить временные затраты на вычисление эталонных разностей фаз в процессе полета ЛА.After that, in
В процессе работы устройства АЭ 1.1.2.1 - 1.M.2.N принимают высокочастотные сигналы от первого обнаруженного на частоте fs = 1575,42 МГц КА и усиливают в соответствующих малошумящих усилителях 1.1.3.1-1.M.3.N (см. фиг. 12). Далее они поступают на входы соответствующих радиотрактов 1.1.4.1-1.M.1.N М⋅N каналов приема. В блоках 1.1.4.1-1.1.4.N осуществляют преобразование обнаруженных сигналов в электрические сигналы промежуточной частоты, их усиление на 20 dB и избирательность по соседним каналам приема. Полоса пропускания блоков 1.1.4.1-1.M.4.N согласуется с максимально возможным доплеровским сдвигом частоты сигнала КА. Значение промежуточной частоты определяют исходя из характеристик аналого-цифровых преобразователей (АЦП) блоков 1.1.5.1-1.M.S.N и составляют, например 90,42 МГц.In the process of operation, the AE devices 1.1.2.1 - 1.M.2.N receive high-frequency signals from the first spacecraft detected at a frequency f s = 1575.42 MHz and amplify in the corresponding low-noise amplifiers 1.1.3.1-1.M.3.N ( see Fig. 12). Then they arrive at the inputs of the corresponding radio paths 1.1.4.1-1.M.1.N М⋅N reception channels. In blocks 1.1.4.1-1.1.4.N, the detected signals are converted into electrical signals of an intermediate frequency, their amplification by 20 dB and selectivity over adjacent reception channels. The bandwidth of blocks 1.1.4.1-1.M.4.N is consistent with the maximum possible Doppler frequency shift of the spacecraft signal. The value of the intermediate frequency is determined based on the characteristics of the analog-to-digital converters (ADC) units 1.1.5.1-1.MSN and are, for example, 90.42 MHz.
Сигналы промежуточной частоты дискретизируют и квантуют в блоках цифровой обработки сигналов 1.1.5.1-1.M.5.N. 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).Intermediate frequency signals are sampled and quantized in digital signal processing units 1.1.5.1-1.M.5.N. The sampling interval is selected in accordance with the sampling theorem (see Introduction to digital filtering. Edited by R. Bogner and A. Konstantis. - M .: Mir, 1976, pp. 26-27).
Большинство алгоритмов обработки сигналов рассчитаны на работу с комплексными сигналами. Для перехода от действительных к комплексным сигналам применяют квадратурные преобразования. В результате на выходах каждого из М⋅N блоков цифровой обработки формируют две последовательности отсчетов Imn и Qmn, сдвинутые друг относительно друга на 90 градусов. Синхронизацию работы элементов блоков 1.1.5.1-1.M.5.N осуществляют сигналы тактового генератора 3. Аналогично принимают, оцифровывают и раскладывают на квадратуры сигнала от всех S КА.Most signal processing algorithms are designed to work with complex signals. Quadrature transforms are used to move from real to complex signals. As a result, at the outputs of each of the M⋅N digital processing units, two sequences of samples I mn and Q mn are formed , shifted relative to each other by 90 degrees. The synchronization of the operation of the elements of blocks 1.1.5.1-1.M.5.N is carried out by the signals of the
Найденные 1.1.5.1-1.М.5.N значения Imn и Qmn поступают на первую группу входов соответствующего умножителя 1.1.6.1-1.M.6.N. На вторую группу его входов поступает соответствующее ему значение элемента вектора весовых коэффициентов . В результате выполнения этой операции обеспечивается взвешенная обработка входного сигнала в рамках каждого mn-го приемного канала, результаты которой поступают на соответствующую группу входов сумматора 1.m.7 m-ой ААР.The values I mn and Q mn found by 1.1.5.1-1.M.5.N are fed to the first group of inputs of the corresponding multiplier 1.1.6.1-1.M.6.N. The second group of its inputs receives the corresponding element value weight vector ... As a result of this operation, weighted processing of the input signal is provided within each mn-th receiving channel, the results of which are fed to the corresponding group of inputs of the adder 1.m.7 of the m-th AAP.
Полученные М значений сумм на первых выходах ААР далее используют для измерения разности фаз принимаемых сигналов Δϕизм.mn0(α, β, θ)р и последующего уточнения значений ВВК В свою очередь значения ВВК со второй группы выходов ААР поступают на соответствующую группу входов блока 16 и используются для уточнения расчетных значений разностей фаз Δϕpac.mno (α, β, θ)р.The obtained M values of the sums at the first outputs of the AAP are then used to measure the phase difference of the received signals Δϕ meas.mn0 (α, β, θ) p and the subsequent refinement of the IHC values In turn, the values of VVK from the second group of AAP outputs are fed to the corresponding group of inputs of
Космические аппараты глобальных навигационных спутниковых систем 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 Uоп(t), которое синхронно и синфазно с несущей и получается обычно путем обработки самого принимаемого сигнала.Spacecraft of global navigation satellite systems use phase-shift keying signals, for example, BPSK, which can only be received coherently (see V.A.Grigoriev, Transmission of messages over foreign information networks. - L .: VAS, 1989, pp. 98-102). Coherent detection consists in comparing a phase-shift keyed signal with a reference voltage U op (t), which is synchronous and in phase with the carrier and is usually obtained by processing the received signal itself.
Известно, что с помощью устройства GPS U-blox (в заявляемом устройстве блок 9) принимают сигналы КА глобальной навигационной спутниковой системы с интервалом в 1 секунду, которые содержат следующие параметры:It is known that using the GPS U-blox device (
текущее положение объекта (X, Y, Z)s;the current position of the object (X, Y, Z) s ;
время GPS (TOW);GPS time (TOW);
эфемериды (для каждого обнаруженного спутника).ephemeris (for each detected satellite).
По этим данным для каждого спутника определяют его номер, положение в пространстве и доплеровское смещение частоты Fдопл. Последнее связано с тем, что спутник и объект находятся в движении. Практические испытания показали, что изменение Fдопл составляет примерно 1 Гц за 1 с. Само изменение происходит монотонно, но скорость этого изменения зависит от положения спутника (чем меньше угол места, тем больше скорость «ухода»). Опытным путем было определено, что параметр Fдопл необходимо обновлять не реже, чем 1 раз в 20 мс, а с борта КА значение Fдопл поступает лишь 1 раз в секунду. Данная задача в предлагаемом устройстве (по аналогии с прототипом) решается следующим образом. С помощью блока 9 и первой ААР 1.1 принимаются сигналы КА. Радионавигатор 9 определяет номер обнаруженного спутника s, вычисляет значение доплеровского смещения частоты на данный спутник и его местоположение в пространстве [X, Y,Z)s. Знание номера спутника s необходимо в связи с тем, что все КА излучают индивидуальные псевдослучайные последовательности. Последние используют далее для корреляционной свертки принимаемых от КА сигналов ƒs.According to these data, for each satellite, its number, position in space and the Doppler frequency shift F add . The latter is due to the fact that the satellite and the object are in motion. Practical tests have shown that the change in F Dopp is approximately 1 Hz per 1 s. The change itself occurs monotonously, but the rate of this change depends on the position of the satellite (the smaller the elevation angle, the greater the rate of "escape"). Empirically, it was determined that the F dopl parameter must be updated at least once every 20 ms, and from the spacecraft the F dopl value arrives only once per second. This problem in the proposed device (by analogy with the prototype) is solved as follows. With the help of
С первого выхода блока 9 (стык RS232) на вход управления блока начальной установки корреляторов 7 последовательно поступает информация о номерах обнаруженных спутников s и соответствующих им доплеровских сдвигах частоты Fдопл. В функции блока 7 входит определение позиции максимума функции корреляции между опорным и оцениваемым сигналами всех обнаруженных КА. В качестве опорного сигнала используют выборку ПСПs длиной в один период (2046 точек), формируемую блоком 7 в соответствии с номером s обнаруженного спутника. В качестве оцениваемого сигнала используется выборка точек длиной в два периода ПСШ (4092 точек), принятая одним из приемных каналов и записанная в блок 7. Одновременно с вычислением корреляционной функции осуществляют поиск позиции ее максимального значения Ks. Следует отметить, что операции записи оцениваемого сигнала в блоке 7 предшествует уточнение частоты сигнала ƒs s-го спутника на значении В результате на группе информационных выходов блока начальной установки корреляторов 7 присутствуют данные о позиции максимума Ks корреляционной функции, значение и номер спутника s. Указанные величины параллельно (каждая по своей шине) поступают на первую группу входов управления первого коррелятора 4.1. Исключение составляет значение Ks, которое поступает на вторую группу управляющих входов блока 4.1 через коммутатор 6.1. Кроме того, номер обнаруженного спутника s поступает на соответствующий адресный вход блока 8. При обнаружении сигналов очередных КА в блоках 9 и 7 выполняются аналогичные операции, а результаты вычислений Ks и значения Fдопл и s поступают на управляющие входы следующих корреляторов 4.2-4.S. Данная настройка корреляторов 4.1-4.S выполняется один раз на этапе инициализации. В дальнейшей работе устройства проводится только подстройка корреляторов 4.1-4.S с помощью блоков 5.1-5.S. Значения Fдопл и s (сформированные блоком 9) в блоке настройки корреляторов 7 дешифрируют и направляют на раздельные управляющие входы корреляторов 4.1-4.S (см. фиг. 9).From the first output of block 9 (RS232 joint) to the control input of the initial setting unit of
Назначение корреляторов 4.1-4.S состоит в постоянном вычислении корреляционных функций сигналов соответствующих спутников s=1,2,3, …, S. Количество корреляторов как правило соответствует числу наблюдаемых спутников S. Каждый коррелятор содержит М идентичных каналов обработки по числу каналов приема и настраивается на сигналы «своего» КА. В общем случае чем больше количество наблюдаемых КА, а соответственно и корреляторов, тем точнее оцениваются угловые параметры объекта α, β и θ. Однако при этом возрастает сложность реализации устройства и временные затраты на выполняемые операции.The purpose of the correlators 4.1-4.S is to continuously calculate the correlation functions of the signals of the corresponding satellites s = 1,2,3, ..., S. The number of correlators usually corresponds to the number of observed satellites S. Each correlator contains M identical processing channels according to the number of reception channels and tunes in to the signals of "own" spacecraft. In the general case, the larger the number of observed spacecraft and, accordingly, correlators, the more accurately the angular parameters of the object α, β, and θ are estimated. However, this increases the complexity of the implementation of the device and the time spent on the operations performed.
В корреляторах 4.1-4.S предварительно осуществляют комплексное понижение частоты сигнала ƒs на соответствующее значение Далее по аналогии с блоком 7 реализуют вычисление корреляционной функции, длина которой составляет 2046 символов. На этапе начальной установки выделяют позиции с максимальным значением функций корреляции Ks (определенные блоком 7) для всех S наблюдаемых КА. Дополнительно с каждой позицией Ks в корреляционных функциях выделяют соседние точки (например пять с обеих сторон). Например, если Ks=100, то в блоке 4.S выделяют позиции с 95 по 105. Это необходимо для отслеживания смещения корреляционного максимума блоками 5.1-5.S в процессе работы устройства из-за отсутствия синхронизации приемной и передающей частей. В результате на выходе каждого из корреляторов 4.1-4.S с интервалом 1 мс формируют значения 11⋅М квадратур сигналов, соответствующие максимальным и соседним значениям функции корреляции. Последние поступают на входы соответствующих блоков анализа 5.1-5.S. Здесь осуществляют анализ качества принимаемых от КА сигналов. Для этого на основе поступивших значений квадратур принятых сигналов вычисляют абсолютные значения элементов соответствующих функций корреляцииIn correlators 4.1-4.S, a complex reduction of the signal frequency ƒ s by the corresponding value Next, by analogy with
и далее определяют максимальные значения Если качество сигнала отвечает заданным требованиям включается механизм подстройки соответствующих корреляторов (к работе подключается необходимый блок 5.S). На первых выходах этих блоков 5.15.S формируются управляющие сигналы, которые поступают на управляющие входы коммутаторов 6.1-6.S переводя их во второе устойчивое положение. В результате вторые группы информационных выходов блока 7, несущие сведения о позиции максимума функции корреляции Ks, отключаются от вторых групп входов управления корреляторов 4.1-4.S, а вместо них подключаются к ним соответствующие группы выходов блоков анализа 5.1-5.S. Номера позиций максимума функции корреляции Ks через соответствующие коммутаторы 6.1-6.S поступают на управляющие входы корреляторов 4.1-4.S. Одновременно квадратуры сигналов, соответствующих максимальному значению со вторых групп выходов блоков анализа 5.1-5.S поступают на группы входов соответствующих блоков вычисления разности фаз 12.1-12.S.and then determine the maximum values If the signal quality meets the specified requirements the mechanism for adjusting the corresponding correlators is switched on (the necessary block 5.S is connected to the operation). At the first outputs of these blocks 5.15.S control signals are generated, which are fed to the control inputs of switches 6.1-6.S, transferring them to the second stable position. As a result, the second groups of information outputs of
Если имеет место невыполнение пороговых условий квадратуры сигналов с выходов соответствующих корреляторов блокируются блоками анализа и не поступают на входы блоков вычисления разности фаз 15.1-15.S.If the threshold conditions are not met the quadratures of the signals from the outputs of the corresponding correlators are blocked by the analysis units and are not fed to the inputs of the phase difference calculation units 15.1-15.S.
Блоки 12.1-12.S обеспечивают вычисление разности фаз между сигналами, принятыми в нулевом и других М-1 ААР:Blocks 12.1-12.S provide the calculation of the phase difference between the signals received in zero and other M-1 AAP:
Результаты вычислений с выходов блоков 12.1-12.S поступают на соответствующие группы входов S+1-го коммутатора 11 и далее на соответствующие входы вычитаемого блоков вычитания 13.1-13.S. Здесь очередным тактовым импульсом блока 3 их записывают в соответствующие буферные регистры (см. фиг. 7). Одновременно в блоке управления 11 выполняют операцию сравнения хранящихся в его перепрограммируемой памяти координат центров элементарных зон привязки [X, Y,Z)p и поступивших на его первую группу информационных входов координат КА [X, Y,Z)s (со второй группы информационных выходов радионавигатора 9). В результате на выходах блока управления 11 формируют код числа р (соответствующий номеру элементарной зоны привязки, в которой в данный момент времени находится s-й КА), поступающий на адресные входы блока памяти 14 (см. фиг. 12). С приходом очередного тактового импульса блока 3 значения эталонных разностей фаз для р-й элементарной зоны привязки поступают на группы входов уменьшаемого блоков вычитания 13.1-13.S. В функции S+1-го коммутатора 8 входит обеспечение прохождения измеренной разности фаз (9) только от блока 12.S. Последние соответствуют сигналам s-го КА, находящегося в данный момент времени в р-й элементарной зоне привязки. Текущая информация о номере спутника s поступает на группу адресных входов блока 8 с адресных выходов блока 7. Аналогичные операции с помощью блоков 9, 7, 11, 8, 12.1-12.S и 13.1-13.S выполняются по всем S обнаруженным спутникам. Результаты вычислений (выражение 6, фиг. 8) поступают на соответствующие группы информационных входов первого вычислителя-формирователя 17.The results of calculations from the outputs of blocks 12.1-12.S are fed to the corresponding groups of inputs S + 1 of the
Основной задачей первого вычислителя-формирователя 17 является формирование трехмерной матрицы измерений R(α, β, θ). С этой целью полученные в блоках 13.1-13.S разности разностей фаз возводят в квадрат и суммируются (выражение 7). Аналогичные операции выполняют над сигналами всех используемых в работе КА. Полученные результаты (см. фиг. 8 и 9) запоминают в качестве элемента трехмерной матрицы измерений R(α,β,θ). В функции блока принятия решения 18 входит нахождение элемента трехмерной матрицы измерений R(α, β, θ) с минимальными значениями, которому однозначно соответствуют оцениваемые угловые параметры объекта Результаты измерений в заданной форме отображаются в блоке 19.The main task of the first calculator-
В устройстве, реализующем предложенный способ, используются известные элементы и блоки, описанные в научно-технической литературе. Блоки с 1.1.2.1 по 1.1.5.1, с 2 по 14, с 17 по 19 реализуются аналогично соответствующим блокам прототипа.The device that implements the proposed method uses known elements and blocks described in the scientific and technical literature. Blocks 1.1.2.1 to 1.1.5.1, 2 to 14, 17 to 19 are implemented similarly to the corresponding blocks of the prototype.
Варианты реализации антенных элементов 1.1.2.1-1.M.2.N, широко рассмотрены в литературе (см. Саидов А.С. и др. Проектирование фазовых автоматических радиопеленгаторов. - М: Радио и связь, 1997). Могут быть реализованы на антеннах С576 (см. E-mail:[email protected]. Web:www.novatel.com US&Canada). Антенные элементы настроены на частоту 1575,42 МГц. В случае использования ААР из четырех АЭ расположенных в одной плоскости в углах квадрата расстояние между соседними элементами может составлять 5-10 см. В свою очередь ААР располагают на удалении ~1 м. В общем случае плоскость ААС может быть произвольно ориентирована относительно осей симметрии объекта. В данном случае вносится склонение по углам α, β и θ в эталонные значения (блок 16) или в блок принятия решения 18. Выполненное макетирование заявляемого устройства показало, что последний сохраняет свою работоспособность при М=3 и N=2.Implementation options for antenna elements 1.1.2.1-1.M.2.N, are widely considered in the literature (see. Saidov AS et al. Design of phase automatic radio direction finders. - M: Radio and communication, 1997). Can be implemented on C576 antennas (see E-mail: [email protected]. Web: www.novatel.com US & Canada). Antenna elements are tuned to 1575.42 MHz. In the case of using AAR of four AEs located in the same plane in the corners of a square, the distance between adjacent elements can be 5-10 cm. In turn, the AAR is located at a distance of ~ 1 m. In the general case, the AAS plane can be arbitrarily oriented relative to the symmetry axes of the object. In this case, the declination at the angles α, β and θ is introduced into the reference values (block 16) or into the
Малошумящие усилители 1.1.3.1-1.М.3.N выполняют функции предварительной избирательности по соседним каналам приема и усиления. Могут быть реализованы из последовательно подключенных PAW-фильтра 801-RF1575.42M-D и усилителя на базе MGA53543. Полоса пропускания фильтра около 1 МГц.Low-noise amplifiers 1.1.3.1-1.M.3.N perform the functions of preliminary discrimination for adjacent receiving and amplification channels. Can be realized from series connected PAW filter 801-RF1575.42M-D and amplifier based on MGA53543. The filter bandwidth is about 1 MHz.
Радиотракты 1.1.4.1-1.M.4.N предназначены для обеспечения основной избирательности по соседним каналам приема, усиления и преобразования частоты сигнала 1575,42 МГц в частоту 90,42 МГц. Каждый из радиотрактов содержит последовательно соединенные первый PAW-фильтр, усилитель, второй PAW-фильтр, смеситель и усилитель промежуточной частоты. Первый и второй PAW-фильтры соответственно могут быть реализованы на элементах 801-RF1575.42M-G. Усилитель реализуют на микросхеме MGA53543. Смеситель может быть реализован по трансформаторной схеме. Усилитель промежуточной частоты может быть реализован из последовательно подключенных двух усилителей на базе элементов 2SC5551, в нагрузке которых находятся LC-фильтры.Radio paths 1.1.4.1-1.M.4.N are designed to provide basic selectivity for adjacent channels of reception, amplification and conversion of the frequency of the 1575.42 MHz signal to the frequency of 90.42 MHz. Each of the radio paths contains a first PAW filter, an amplifier, a second PAW filter, a mixer and an intermediate frequency amplifier connected in series. The first and second PAW filters, respectively, can be implemented on elements 801-RF1575.42M-G. The amplifier is implemented on the MGA53543 microcircuit. The mixer can be implemented using a transformer circuit. The intermediate frequency amplifier can be implemented from two series-connected amplifiers based on 2SC5551 elements, in the load of which there are LC filters.
Реализация блока формирования опорных напряжений 2 широко известна и трудностей не вызывает. Его назначение - сформировать гармоническое колебание с частотой, например 1485,42 МГц. Блок 2 может быть реализован на основе генератора управляемого напряжения UMS-1000 и синтезатора LMY2306.The implementation of the block for the formation of
Реализация блоков цифровой обработки 1.1.5.1-1.М.5.N известна и трудностей не вызывает. Блок 1.1.5.1-1.M.5.N предназначен для преобразования аналогового сигнала, поступающего с выхода блоков 1.1.4.1 -1.M.4.N, в цифровую форму и разложение их на квадратуры. На фиг. 8 описания устройства-прототипа (см. Пат. РФ №2374659) приведен вариант реализации блока цифровой обработки, который содержит аналого-цифровой преобразователь, цифровой генератор, первый и второй умножители соответственно, фазовращатель, первый и второй фильтры нижних частот.The implementation of digital processing blocks 1.1.5.1-1.M.5.N is known and does not cause difficulties. Block 1.1.5.1-1.M.5.N is designed to convert the analog signal coming from the output of blocks 1.1.4.1 -1.M.4.N into digital form and decompose them into quadratures. FIG. 8 of the description of the prototype device (see US Pat. RF No. 2374659) shows an embodiment of a digital processing unit, which contains an analog-to-digital converter, a digital generator, the first and second multipliers, respectively, a phase shifter, the first and second low-pass filters.
В случае использования в ААР четырех каналов приема блоки цифровой обработки могут быть реализованы с помощью двух комплектов стандартных плат: субмодуля цифрового приема ADMDDC2WB и ADP60PCI v.3.2 на процессоре Share ADSP-21062 (см. Руководство пользователя. E-mail:[email protected] www-сервер www.insys.ru). Наиболее предпочтительным является вариант реализации блоков 1.1.5.1-1.M.5.N на базе ADC микросхем LTC2208 (аналого-цифровой преобразователь) в совокупности с использованием программируемой логической интегральной схемой FPGA фирмы Xilinx Virtex4SX35 (см. FPGA-Virtex4: http://www.xil-inx.com/products/silicon_solutions/fpgas/virtex/virtex4/index/htm).If four receive channels are used in AAP, digital processing blocks can be implemented using two sets of standard boards: a digital receive submodule ADMDDC2WB and ADP60PCI v.3.2 on the Share ADSP-21062 processor (see the User's Guide. E-mail: insys @ arc. ru www-server www.insys.ru). The most preferable is the implementation of blocks 1.1.5.1-1.M.5.N based on ADC chips LTC2208 (analog-to-digital converter) in conjunction with the use of a programmable logic chip FPGA firm Xilinx Virtex4SX35 (see FPGA-Virtex4: http: / /www.xil-inx.com/products/silicon_solutions/fpgas/virtex/virtex4/index/htm).
Построение тактового генератора 3, обеспечивающего генерацию сигналов с частотой 120 МГц, известно и широко освещено в литературе (Радиоприемные устройства: учебное пособие по радиотехнике. Спец. ВУЗов / Ю.Т. Давыдов и др.; - М.: Высшая школа, 1989. - 342 с.; Функциональные узлы адаптивных компенсаторов помех: Часть 2. В.В. Никитченко. - Л.: ВАС - 1990. - 176 с.; Вениаминов Д.Р. и др. Микросхемы и их применение. - М.: Радио и связь, 1989. - 240 с.).The construction of a
Реализация корреляторов 4.1-4.S известна и широко освещена в научно-технической литературе (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; Рэд Э. Справочное пособие по высокочастотной схемотехнике: Схемы, блоки, 50-омная техника: Пер. с нем. - М.: Мир, 1990. - 256 с.).The implementation of correlators 4.1-4.S is known and widely covered in scientific and technical literature (see BC Shebshaevich, P.P.Dmitriev, N.V. Ivantsevich and others. Network satellite radio navigation systems. Ed. By BC Shebshaevich - M. : Radio and communications 1993; Red E. Reference manual for high-frequency circuitry: Circuits, blocks, 50-ohm technology: Translated from German - M .: Mir, 1990. - 256 p.).
Известно, что сигналы КА BPSK модулируются индивидуальными ПСП, называемые дальномерными кодами. Поэтому для измерения разности фаз сигналов предварительно необходимо снять априорно известную модуляцию ПСП, учесть доплеровский сдвиг частоты и задержку сигнала при его распространении. Эти задачи решаются с помощью блоков 4.1-4.S в совокупности с блоками 5.1-5.S и 7. В функции блоков 4.1-4.S входит учет (смещение) частоты принятого сигнала на значение а также снятие ПСП-модуляции путем построения функции корреляции. Поступающая управляющая информация с блоков 7 и 5.1-5.S позволяет выделить позицию максимума функции корреляции Ks, а следовательно определить задержку сигнала при его распространении.It is known that the BPSK spacecraft signals are modulated by individual PRSs, called ranging codes. Therefore, to measure the signal phase difference, it is first necessary to remove the a priori known modulation of the PSP, take into account the Doppler frequency shift and the signal delay during its propagation. These tasks are solved using blocks 4.1-4.S in conjunction with blocks 5.1-5.S and 7. The functions of blocks 4.1-4.S include accounting (offset) of the frequency of the received signal by the value as well as removal of the PSP modulation by building a correlation function. The incoming control information from
Все блоки корреляторов 4.1-4.S выполнены идентично и содержат цифровой генератор, генератор ПСП, М трактов обработки. Каждый тракт обработки содержит два смесителя, два умножителя соответственно, фазовращатель, два блока памяти.All correlator blocks 4.1-4.S are made identically and contain a digital generator, a PSP generator, M processing paths. Each processing path contains two mixers, two multipliers, respectively, a phase shifter, and two memory units.
Работа корреляторов подробно рассмотрена в Пат. РФ №2374659. Целесообразно блоки 4.1-4.S реализовывать на программируемой логической интегральной схеме фирмы Хilinх типа Virtex 45X35. На базе одной FPGA возможно реализовать до 16 корреляторов (см. FPGA-Virtex4: http://www.xilinx.com/products/silicon_solu-tions/fpgas/virtex/virtex4/index/htm). Алгоритм работы корреляторов приведен на фиг. 14.The work of correlators is discussed in detail in Pat. RF No. 2374659. It is advisable to implement blocks 4.1-4.S on a programmable logic integrated circuit of the company Hilinx of the Virtex 45X35 type. Up to 16 correlators can be implemented on the basis of one FPGA (see FPGA-Virtex4: http://www.xilinx.com/products/silicon_solu-tions/fpgas/virtex/virtex4/index/htm). The operation algorithm of the correlators is shown in Fig. 14.
Блоки 5.1-5.S предназначены для анализа качества принимаемых от КА сигналов и на его основе принимают решение о трансляции квадратур сигналов (соответствующих позициям Ks) на входы блоков вычисления разности фаз 12.1-12.S. Блоки анализа 5.1-5.S выполняют идентично, а вариант реализации одного из них приведен на фиг. 13 описания устройства-прототипа (см. Пат. РФ №2374659).Blocks 5.1-5.S are designed to analyze the quality of signals received from the spacecraft and, on its basis, a decision is made to translate the quadratures of signals (corresponding to positions K s ) to the inputs of blocks for calculating the phase difference 12.1-12.S. Analysis units 5.1-5.S are performed identically, and an embodiment of one of them is shown in FIG. 13 for a description of the prototype device (see RF Pat. No. 2374659).
Блоки анализа могут быть реализованы с использованием сигнального процессора TMS320c6416 (см. TMS320c6416: http.//focus/ti/com/docs/prod/folders/print/TMS320c6416.html). Алгоритм работы блока анализа 8.5 приведен на фиг. 16.Analysis blocks can be implemented using the TMS320c6416 signal processor (see TMS320c6416: http.//focus/ti/com/docs/prod/folders/print/TMS320c6416.html). The algorithm of the analysis block 8.5 is shown in Fig. 16.
Реализация коммутаторов 6.1-6.S широко известна и трудностей не вызывает (см. Справочник по интегральным микросхемам / Б.В. Тарабкин, С.В. Якубовский, Н.А. Барканов и др.; Под ред. Б.В. Тарабкина. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Энергия, 1980. - 816 с.). Они имеют два устойчивых состояния и обеспечивают коммутацию выходных сигналов со значениями Ks блока 7 (вторая группа входов) и блоков 5.1-5.S (первая группа входов) соответствующей разрядности. Управляются сигналами с первого выхода блоков 5.1-5.S (потенциалами ТТЛ-го уровня).The implementation of switches 6.1-6.S is widely known and does not cause any difficulties (see the Handbook on Integrated Circuits / B.V. Tarabkin, S.V. Yakubovsky, N.A. Barkanov et al.; Edited by B.V. Tarabkin - 2nd ed., Revised and supplemented - M .: Energiya, 1980. - 816 p.). They have two stable states and provide switching of output signals with the values of K s of block 7 (second group of inputs) and blocks 5.1-5.S (first group of inputs) of the corresponding capacity. They are controlled by signals from the first output of blocks 5.1-5.S (TTL-level potentials).
Блок 7 предназначен для поочередной настройки корреляторов 4.1-4.S на сигналы обнаруженных КА. Блок начальной настройки корреляторов 7 содержит два дешифратора, блок сравнения, счетчик импульсов, S идентичных трактов анализа в составе двух блоков элементов И, цифрового генератора, генератора псевдослучайной последовательности, двух смесителей, фазовращателя, четырех умножителей, сумматора, блока извлечения квадратного корня и блока поиска максимума (см. фиг. 15 описания устройства-прототипа, Пат. РФ №2374659). Работа блока 7 подробно освещена там же (стр. 33-34).
Целесообразно блок начальной установки корреляторов 7 выполнить на сигнальном процессоре TMS320c6416 (см. TMS320c6416: http://focus/ti/com/docs/prod/folders/print/TMS320c6416.html). Алгоритм работы блока 7 приведен на фиг. 17.It is advisable to execute the block of initial setting of
Блок 8 (S+1-й коммутатор) предназначен для поочередного (по командам блока 7) подключения выходов блоков 12.1-12.S с результатами вычислений (выражение 6) ко входам вычитаемого соответствующих блоков вычитания 13.1-13.S. Может быть выполнен с помощью 5 блоков элементов И. Первые входы поблочно объединяют и соединяют с соответствующим адресным выходом блока 7. На вторые входы блоков подают значения с выходов соответствующих блоков 12.1-12.5. Реализация блоков элементов И известна и трудностей не вызывает.Block 8 (S + 1st commutator) is intended for alternate (according to the commands of block 7) connecting the outputs of blocks 12.1-12.S with the results of calculations (expression 6) to the inputs of the subtracted corresponding subtraction blocks 13.1-13.S. It can be performed using 5 blocks of elements I. The first inputs are combined block-by-block and connected to the corresponding address output of
Реализация радионавигатора 9 известна и широко освещена в литературе (см. U-blox: http://www.u-blox.com/customersupport/antaris4_doc.html).The implementation of the
Блок управления 11 выполняет две основные функции:
хранение координат центров элементарных зон привязки (X, Y,Z)p;storing the coordinates of the centers of elementary anchoring zones (X, Y, Z) p ;
сравнение значений (X, Y, Z)p с координатами обнаруженного КА (X, Y, Z)s.comparison of the values (X, Y, Z) p with the coordinates of the detected spacecraft (X, Y, Z) s .
Реализация первой функции осуществляют с помощью перепрограммируемого блока памяти, в который на подготовительном этапе записывают значения (X, Y, Z)p. Адреса размещения (X, Y, Z)p соответствуют номерам «p» элементарных зон привязки, р=1,2, …, Р.The implementation of the first function is carried out using a reprogrammable memory block, into which the values (X, Y, Z) p are written at the preparatory stage. The location addresses (X, Y, Z) p correspond to the numbers "p" of the elementary anchoring zones, p = 1,2, ..., P.
Реализация блока 11 известна и широко освещена в литературе (см. Пат. РФ №2374659, фиг. 16). Легко реализуется на дискретных элементах, например на микросхемах с ТТЛ-уровнями сигналов 555, 1533 и др. серий.The implementation of
Блоки измерения разности фаз 12.1-12.S обеспечивают вычисление разности фаз (выражение 9) между сигналами, принятыми в нулевой и других МЛ ААР. Все 5 блоков измерения разности фаз 12.1-12.S выполняются идентично. Реализация блоков 12.1-12.S известна и трудностей не вызывает (см. Пат. РФ №2283505, МПК6 G01S 13/46, опубл. 10.09.2006 г. бюл. №25). Алгоритм работы блоков 12.1-12.S представлен на фиг. 15.Blocks for measuring the phase difference 12.1-12.S provide the calculation of the phase difference (expression 9) between the signals received in the zero and other ML AAR. All 5 blocks for measuring the phase difference 12.1-12.S are performed identically. The implementation of blocks 12.1-12.S is known and does not cause difficulties (see RF Patent No. 2283505,
Реализация S блоков вычитания 13.1-13.S известна и трудностей не вызывает. С помощью блоков 13.1-13.S осуществляется вычисление в соответствии с выражением 6. Блоки 13.1-13.S могут быть выполнены на дискретных элементах (элементарной логики) по известным схема (Рэд Э. Справочное пособие по высокочастотной схемотехнике: Схемы, блоки, 50-омная техника: Пер. с нем. - М.: Мир, 1990. - 256 с.).The implementation of S subtraction blocks 13.1-13.S is known and does not cause any difficulties. Using blocks 13.1-13.S, the calculation is carried out in accordance with
Блок 14 предназначен для хранения эталонных значений разностей фаз которые записываются в него с выхода блока 16. Номера ячеек памяти, в которые записаны значения и номера элементарных зон привязки р находятся в строгом соответствии. Емкость G блока памяти 14 определяется выражением:
Реализация блока 14 известна и трудностей не вызывает (см. Лебедев О.Н. Микросхемы памяти и их применение. - М.: Радио и связь, 1990. - 160 с.; Большие интегральные микросхемы запоминающих устройств: Справочник / А.Ю. Гордонов и др.; Под ред. А.Ю. Гордонова и Ю.Н. Дьякова. - М.: Радио и связь, 1990. - 288 с.).The implementation of
Первый вычислитель-формирователь 17 предназначен для формирования трехмерной матрицы измерений R(α, β, θ) размерности (I+1) ⋅ (J+1) ⋅ (L+1). Предварительно рассчитывают значения элементов матрицы измерений R(α, β, θ). С этой целью измеренные блоками 13.1-13.5 разности фаз возводят в квадрат и суммируют в соответствии с (7) (см. фиг. 8). Найденные значения элементов записывают в трехмерный массив матрицы измерений R(α, β, θ) по адресу (см. фиг. 9). В качестве адреса записи выступают значения углов которые хранят в блоке 14 совместно с эталонными разностями фаз и сопровождают их в процессе вычислений в блоках 13.1-13.S. В связи с тем, что на блок 17 приходится значительная часть временных затрат устройства, последний целесообразно реализовать на сигнальном процессоре TMS320c6416 (см. TMS320c6416: http://focus/ti/com/docs/prod/fold-ers/print/TMS320c6416.html). Алгоритм формирования матрицы измерений R(α, β, θ) приведен на фиг. 10.The first calculator-
Блок принятия решения 18 предназначен для определения элемента матрицы измерений R(α, β, θ) с адресом (ячейки памяти запоминающего устройства из состава блока 17) с минимальной суммой соответствующей искомым угловым параметрам антенной решетки (объекта)
Структурная схема блока принятия решения 18 приведена на фиг. 21 описания устройства прототипа, а описание его работы - на страницах 39-40 (там же). Блок 18 также целесообразно реализовать на сигнальном процессоре TMS320c6416 (см. TMS320c6416: http://focus/ti/com/docs/prod/folders/print/TMS320c6416.html). Алгоритм работы блока принятия решения приведен на фиг. 13.The block diagram of the
Реализация блока индикации 19 известна и трудностей не вызывает (см. Быстрое А.Ю. и др. Сто схем с индикаторами / Быстрое А.Ю. и др. - М.: Радио и связь, 1990. - 112 с.; Пароль Н.В., Кайдалов С.А. Знакосинтезирующие индикаторы и их применение: Справочник. - М.: Радио и связь. 1998. - 128 с.).The implementation of the
Второй вычислитель-формирователь 16 предназначен для вычисления эталонных разностей Δϕэт.m0(α,β,θ)р для всех элементарных зон привязки bp, р=1,2, …, Р и всех возможных углов ориентации (α, β, θ) ЛА. Данная функция блоком 16 выполняется в два этапа. На подготовительном этапе находят расчетные разности фаз Δϕpac.mn0(α, β, θ)р для всех пар АЭ mn0, m=1,2, …, М, n=1,2, …, N, всех элементарных зон привязки и всех возможных углов (α, β, θ) ориентации ААС (ЛА). В процессе работы найденные значения Δϕpac.mn0(α, β, θ)р уточняют с использованием соответствующих значений ВВК Для выполнения названных функций по первой входной шине 15 на вход блока 16 поступают значения координат центров элементарных зон привязки (X, Y,Z)p. По третьей входной шине 21 на вход блока 16 поступают координаты АЭ (X,Y,Z)mn, расстояние между АЭ dmn, углы поворота ААС (ЛА), диапазон измерений пространственных углов (αmin,αmах), (βmin, βmах) и (θmin, θmах). Кроме того, на входы блока 16 поступают текущие значения ВВК m=1,2, …, М, для всех М ААР 1.1-1.М. В связи с тем, что блоком 16 выполняется большой объем вычислений, его целесообразно реализовать на плате цифровой обработки сигналов Packet 8 (TMS 320С6455 CTZ Texas Instruments), алгоритм работы которого представлен на фиг. 5а, б.The second calculator-
Реализация блоков вычисления ВВК 1.1.1-1.1.M предполагает использование многоразрядных умножителей, сумматоров, таблицы истинности, регистров. Управление этапами работы всех составляющих блоков 1.1.1-1.1.M предполагает использование конечного автомата. С этой целью также удобно использовать аппаратные модули DSP 48Е1, входящие в состав ПЛИС FPGA производства Xilinx (см. DPS 48 Micro v. 3.0 Logi CORE IP Product Guide). Работа последних осуществляется в соответствии с алгоритмом, приведенном на фиг. 3. Для реализации вычисления комплексного ВВК одной ААР из m АЭ требуется 2+2m блоков DSP 48Е1. Два блока используют для вычисления действительной и мнимой части отсчета выходного сигнала ААР, а остальные 2 m - для нахождения весовых коэффициентов. На фиг. 18 представлена структурная схема девятиканального устройства определения угловой ориентации летательных аппаратов.The implementation of the calculation blocks VVK 1.1.1-1.1.M involves the use of multi-digit multipliers, adders, truth tables, registers. Management of the stages of work of all constituent blocks 1.1.1-1.1.M assumes the use of a state machine. For this purpose, it is also convenient to use the DSP 48E1 hardware modules that are part of the Xilinx FPGA FPGA (see DPS 48 Micro v. 3.0 Logi CORE IP Product Guide). The operation of the latter is carried out in accordance with the algorithm shown in Fig. 3. To implement the calculation of the complex IHC of one AAA out of m AE, 2 + 2m DSP blocks 48E1 are required. Two blocks are used to calculate the real and imaginary parts of the sample of the AAP output signal, and the remaining 2 m are used to find the weight coefficients. FIG. 18 shows a block diagram of a nine-channel device for determining the angular orientation of aircraft.
Claims (6)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020117700A RU2740606C1 (en) | 2020-05-18 | 2020-05-18 | Method and device for determining angular orientation of aircrafts |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020117700A RU2740606C1 (en) | 2020-05-18 | 2020-05-18 | Method and device for determining angular orientation of aircrafts |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2740606C1 true RU2740606C1 (en) | 2021-01-15 |
Family
ID=74184082
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2020117700A RU2740606C1 (en) | 2020-05-18 | 2020-05-18 | Method and device for determining angular orientation of aircrafts |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2740606C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2804922C1 (en) * | 2023-05-02 | 2023-10-09 | Акционерное общество "Конструкторское бюро навигационных систем" (АО "КБ НАВИС") | Method and device of spatio-temporal interference rejection in consumer equipment of global navigation satellite systems |
Citations (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0420338A2 (en) * | 1989-09-26 | 1991-04-03 | Magnavox Electronic Systems Company | Method and apparatus for precision attitude determination and kinematic positioning |
US5296861A (en) * | 1992-11-13 | 1994-03-22 | Trimble Navigation Limited | Method and apparatus for maximum likelihood estimation direct integer search in differential carrier phase attitude determination systems |
RU2105319C1 (en) * | 1995-09-13 | 1998-02-20 | Юрий Леонидович Фатеев | Method of angular orientation of objects by signals of spacecraft of global navigation satellite systems |
RU2122217C1 (en) * | 1997-05-15 | 1998-11-20 | Красноярский государственный технический университет | Method of angular orientation of objects by radio navigation signals of spacecraft |
US5841370A (en) * | 1996-09-20 | 1998-11-24 | Lempicke; Thomas A. | Method and apparatus for determining aircraft bank angle using satellite navigational signals |
US6292132B1 (en) * | 1999-08-13 | 2001-09-18 | Daimlerchrysler Ag | System and method for improved accuracy in locating and maintaining positions using GPS |
RU2185637C1 (en) * | 2000-11-17 | 2002-07-20 | Красноярский государственный технический университет | Method of angular orientation of object by signals from satellite radio navigation systems ( variants ) |
RU2374659C1 (en) * | 2008-03-24 | 2009-11-27 | ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ СВЯЗИ имени С.М. Буденного Министерство Обороны Российской Федерации | Method and device for determining angular orientation of aircraft |
EA019666B1 (en) * | 2010-12-20 | 2014-05-30 | Федеральное Государственное Автономное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Сибирский Федеральный Университет" (Сфу) | Method of angular orientation of object by signals of satellite radio-navigation systems |
RU2553270C1 (en) * | 2014-04-15 | 2015-06-10 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ СВЯЗИ имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации | Method and apparatus for determining angular orientation of aircraft |
RU2578671C1 (en) * | 2015-03-11 | 2016-03-27 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт точных приборов" | Method of determining angular orientation in global radio navigation systems |
-
2020
- 2020-05-18 RU RU2020117700A patent/RU2740606C1/en active
Patent Citations (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0420338A2 (en) * | 1989-09-26 | 1991-04-03 | Magnavox Electronic Systems Company | Method and apparatus for precision attitude determination and kinematic positioning |
US5296861A (en) * | 1992-11-13 | 1994-03-22 | Trimble Navigation Limited | Method and apparatus for maximum likelihood estimation direct integer search in differential carrier phase attitude determination systems |
RU2105319C1 (en) * | 1995-09-13 | 1998-02-20 | Юрий Леонидович Фатеев | Method of angular orientation of objects by signals of spacecraft of global navigation satellite systems |
US5841370A (en) * | 1996-09-20 | 1998-11-24 | Lempicke; Thomas A. | Method and apparatus for determining aircraft bank angle using satellite navigational signals |
RU2122217C1 (en) * | 1997-05-15 | 1998-11-20 | Красноярский государственный технический университет | Method of angular orientation of objects by radio navigation signals of spacecraft |
US6292132B1 (en) * | 1999-08-13 | 2001-09-18 | Daimlerchrysler Ag | System and method for improved accuracy in locating and maintaining positions using GPS |
RU2185637C1 (en) * | 2000-11-17 | 2002-07-20 | Красноярский государственный технический университет | Method of angular orientation of object by signals from satellite radio navigation systems ( variants ) |
RU2374659C1 (en) * | 2008-03-24 | 2009-11-27 | ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ СВЯЗИ имени С.М. Буденного Министерство Обороны Российской Федерации | Method and device for determining angular orientation of aircraft |
EA019666B1 (en) * | 2010-12-20 | 2014-05-30 | Федеральное Государственное Автономное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Сибирский Федеральный Университет" (Сфу) | Method of angular orientation of object by signals of satellite radio-navigation systems |
RU2553270C1 (en) * | 2014-04-15 | 2015-06-10 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ СВЯЗИ имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации | Method and apparatus for determining angular orientation of aircraft |
RU2578671C1 (en) * | 2015-03-11 | 2016-03-27 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт точных приборов" | Method of determining angular orientation in global radio navigation systems |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2804922C1 (en) * | 2023-05-02 | 2023-10-09 | Акционерное общество "Конструкторское бюро навигационных систем" (АО "КБ НАВИС") | Method and device of spatio-temporal interference rejection in consumer equipment of global navigation satellite systems |
RU2821640C1 (en) * | 2024-02-08 | 2024-06-25 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования Ярославское высшее военное училище противовоздушной обороны Министерства обороны Российской Федерации | Method of determining angular orientation of aircraft |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2283505C1 (en) | Method and device for determining coordinates of a radio radiation source | |
US10153549B2 (en) | Correlated fanbeam extruder | |
RU2465613C1 (en) | Method and apparatus for determining location of radio source | |
RU2423719C1 (en) | Method for adaptive measurement of spatial parameters of radio-frequency radiation sources and device for realising said method | |
US10705176B2 (en) | Signal direction processing for an antenna array | |
Inggs et al. | Planning and design phases of a commensal radar system in the FM broadcast band | |
RU2684321C1 (en) | Phase direction finder | |
RU2383897C1 (en) | Radio signal df method and direction finder to this end | |
Yang et al. | RF emitter geolocation using amplitude comparison with auto-calibrated relative antenna gains | |
RU2740606C1 (en) | Method and device for determining angular orientation of aircrafts | |
RU2738409C1 (en) | Method for interference-protected reception of satellite communication system signals | |
RU2450284C2 (en) | Method of determining location of vsat station in satellite network | |
RU2553270C1 (en) | Method and apparatus for determining angular orientation of aircraft | |
Barott et al. | Experimental time-modulated beamformer for interference mitigation in a radio spectrometer | |
RU2514197C1 (en) | Method and device for determination of airborne vehicle angular attitude | |
RU2659810C1 (en) | Method and apparatus for determining coordinates of radio emission sources | |
Purdy et al. | Radar signal processing | |
RU2296341C1 (en) | Mode of definition of the coordinates of a radiation source | |
RU2371733C1 (en) | Method for detection of angular orientation in aircrafts | |
RU2231806C2 (en) | Method for estimation of current co-ordinates of source of radio emission | |
RU2614035C1 (en) | One-stage method of decameter range radiation sources direction finding using phased antenna array consisting of mutually orthogonal symmetric horizontal dipoles | |
RU2122217C1 (en) | Method of angular orientation of objects by radio navigation signals of spacecraft | |
Păun et al. | A Software Defined Radio Approach for Direction Finding | |
RU2341811C1 (en) | Method of finding direction of radio signals and direction finder to this end | |
RU2185637C1 (en) | Method of angular orientation of object by signals from satellite radio navigation systems ( variants ) |