Система определения местоположения излучающего объекта

1. АНАЛИЗ СОВРЕМЕННЫХ МЕТОДОВ ОПРЕДЕЛЕНИЯ МЕСТОПОЛОЖЕНИЯ ИСТОЧНИКОВ ЭЛЕКТРОМАГНИТНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ

1.1 Целесообразность современных методов

1.2 Гиперболический метод

1.3 Доплеровский метод

1.4 Пеленгационые методы

1.5 Сравнительный анализ методов

2. ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ ИСПОЛЬЗУЕМОГО МЕТОДА ОПРЕДЕЛЕНИЯ МЕСТОПОЛОЖЕНИЯ ИЗЛУЧАЮЩЕГО ОБЪЕКТА

2.1 Выбор и обоснование метода определения местоположения излучающего объекта

2.2 Аналитическое решение задачи определения местоположения излучающего объекта

2.3 Решение задачи определения местоположения излучающего объекта с известной несущей

3. ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ СТРУКТУРНОЙ СХЕМЫ СИСТЕМЫ

3.1 Алгоритм работы системы

3.2 Выбор и обоснование структурной схемы системы

3.3 Энергетический расчет системы

3.4.Разработка функциональной схемы приемного устройства

3.5 Расчет синтезатора частот

4. МОДЕЛИРОВАНИЕ РАБОЧИХ ЗОН

4.1 Расчет погрешности определения местоположения излучающего объекта

4.2 Построение рабочих зон

5. РАСЧЕТ ПРИНЦИПИАЛЬНЫХ ЭЛЕКТРИЧЕСКИХ СХЕМ

5.1 Расчет принципиальной схемы смесителя

5.2 Расчет принципиальной схемы УПЧ

5.3 Делитель частоты

6. РАЗРАБОТКА КОНСТРУКЦИИ ПРИЕМНОГО УСТРОЙСТВА

7. БЕЗОПАСНОСТЬ И ЭКОЛОГИЧНОСТЬ ПРОЕКТА

7.1 Анализ возможных аварийных ситуаций при эксплуатации системы определения местоположения излучающего объекта

7.2 Мероприятия по повышению надежности системы

7.3 Наиболее вероятная чрезвычайная ситуация при моделировании системы

7.4 Воздействие системы на окружающую среду при ее эксплуатации

8. ЭКОНОМИЧЕСКОЕ ОБОСНОВАНИЕ ПРОЕКТА

8.1 Обоснование целесообразности разработки системы

8.2 Расчет себестоимости проектируемого приемного устройства

8.3 Расчет экономического эффекта и окупаемости

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

ПРИЛОЖЕНИЕ

Одной из наиболее актуальных задач радионавигации является определение местоположения объекта. Вследствие того, что пассивный метод определения местоположения излучающего объекта предполагает высокую скрытность радионавигационной аппаратуры, он является перспективным.

Методы определения местоположения излучающего объекта пассивными средствами имеют специфические особенности. Однопозиционные радиосистемы, обрабатывающие сигналы и поля только в одной точке приема, требуют громоздкой и зачастую сложной аппаратуры, к тому же это является причиной более низкой скрытности. Вследствие невозможности прямого измерения дальности дальномерный и угломерно-дальномерный методы определения местоположения объектов здесь не применимы. Однопозиционные радионавигационные системы имеют также существенный недостаток — у них низкая точность пеленгования. Это происходит из-за низкой точности определения координат цели в поперечном направлении. Одним из наиболее эффективных способов избежания этого недостатка является использование многопозиционной системы с большой базой разнесения точек пеленгования. Основная идея многопозиционной радиолокации состоит в том, чтобы наиболее эффективно использовать информацию, заключенную в пространственных характеристиках электромагнитного поля. Однако и здесь есть свои особенности. Для обработки полученных из двух точек приема сигналов необходимо иметь опорный приемный пункт, который может находиться в одной из этих точек. Пересылка сигналов в этот пункт способствует частичному разрушению когерентных связей, а также демаскирует систему. Поэтому дальнейшее решение этой проблемы привело к использованию одного подвижного приемного пункта, создающего большую базу разнесения точек приема.

В данной работе проектируется система определения местоположения излучающего объекта одним подвижным приемным пунктом (летательным аппаратом).

В настоящее время остро стоит проблема обнаружения излучающего объекта пассивными методами, т. е. обнаружитель должен оставаться незамеченным и не должен излучать никаких сигналов.

Такие системы могут применяться как в военной промышленности, так и в гражданской.

Применение таких систем намного бы облегчило поиск пропавших людей и техники. Ведь если на автомашине стоит излучающий передатчик и она исчезла (это может произойти во время нападений бандитских групп, особенно это важно для миротворческих сил, находящихся в горячих точках), то поиск этой автомашины был бы значительно облегчен, а также облегчен поиск возможных заложников, находящихся в ней.

Применение таких систем в гражданской области обусловлено причинами возможных террористических актов с захватом заложников. Если эту систему поставить в транспортное средство, перевозящее людей, то при угоне этого транспортного средства его обнаружение становится легкодоступным.

Если эта система будет дешевой, легко производимой и простой в эксплуатации, то ее применение будет очень широким в разных видах деятельности, вплоть до применения в коммерческих целях (такие системы будут ставить в инкассаторские машины и в машины, доставляющие ценные грузы).

Эти системы очень перспективны и у них большое будущее.

1. АНАЛИЗ СОВРЕМЕННЫХ МЕТОДОВ ОПРЕДЕЛЕНИЯ МЕСТОПОЛОЖЕНИЯ ИСТОЧНИКОВ ЭЛЕКТРОМАГНИТНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ

1.1 Целесообразность применения современных методов определения местоположения излучающих объектов Определение координат источников электромагнитного излучения является одной из главных задач средств электронной разведки, входящих, наряду со средствами электронного противодействия и средствами, направленными на обеспечение нормальной работы систем радиолокации, радионавигации и связи в условиях помех, в состав комплекса электронной войны.

Определение местоположения источников излучения проводится пассивными методами, поэтому одним из главных элементов аппаратуры электронной разведки являются приемные устройства.

Из многообразия возможных методов определения местоположения источников излучения можно выделить три, обеспечивающие приемлемую точность измерения: разностно-дальномерный или гиперболический, разностно-частотный или доплеровский и пеленгационный.

Применение того или иного метода зависит от тактико-технических требований к системам и от потенциальных возможностей методов. Ниже будут рассмотрены эти методы, а также варианты их аппаратурной реализации.

1.2 Гиперболический метод Этот метод реализуется в системе с большим числом измерительных пунктов, размещенных на самолетах или других летательных аппаратах (ЛА) /1/. Обычно используются не менее трех ЛА, образующих 2 измерительные базы. Для получения высокой точности измерения необходимо иметь большие базы, сравнимые с дальностью до источника, малые погрешности измерения разностей времени прихода сигналов и координат измерительных пунктов. Требование высокой точности измерения временной разности сигналов, поступающих на разнесенные пункты, приводит к существенному усложнению оборудования. Возможно несколько вариантов построения систем. Один из них заключается в том, что на каждом ЛА измерение времени прихода производится относительно опорного рубидиевого стандарта частоты, а результаты измерения передаются на центральную наземную станцию. В другом варианте аппаратура ЛА ретранслирует принятый сигнал к центральной станции, расстояние до которой точно известно. Для этих целей можно применять точные дальномерные системы ДМЕ. Для измерения координат измерительных пунктов можно также использовать систему из трех и более наземных разнесенных станций ДМЕ.

В литературе есть сообщения о точной навигационной системе для летающей лаборатории, работающей по сети наземных маяков ДМЕ и обеспечивающей среднеквадратическую ошибку измерения координаты около 30 м. Более точные измерения координат ЛА возможны при установке на них приемников глобальной навигационной системы Navstar, обеспечивающей среднеквадратическую ошибку измерения координат в любой точке земного шара не более 6 м при использовании точного закрытого Р-кода. А также сообщается об установке на истребитель F-16 первого 5-канального приемника Navstar, сопряженного с инерциальной и навигационной системами и обеспечивающего во всех режимах полета погрешность измерения по трем координатам не более 25—30 м.

В США предполагается широкое использование приемников Navstar, объединенных с инерциальными системами не только для целей разведки и боевого применения, но и для полигонных испытаний новых видов вооружения с целью повышения их точности и сокращения сроков и стоимости испытаний.

Таким образом, при использовании современной аппаратуры определения координат измерительных пунктов гиперболическая система с тремя ЛА обладает наиболее высокой точностью измерения и быстродействием, так как для одного отсчета координат достаточно принять один импульс сигнала источника. Недостаток системы — большие сложность и стоимость.

Рассмотрим принцип действия нескольких более простых систем, использующих тот же принцип, но малые базы по сравнению с измеряемыми расстояниями. Из-за малых баз фронт входящей волны можно рассматривать как плоский и гиперболы вырождаются в конические асимптоты. Поэтому подобные системы являются интерферометрами. Структурная схема одной из таких систем, представлена на рис. 1.1.

Разностно-временная система определения местоположения источника излучения Рис. 1.1

Антенны А, В и С, расположенные на носу и концах крыльев самолета, образуют равнобедренный треугольник.

Ориентация плоскости, образованной треугольной антенной решеткой, поддерживается копланарной сканирующему излучению источника. В этом случае разность времени прихода сигнала в каждую из пар антенн будет зависеть от дальности R и угла прихода сигнала, измеренного относительного перпендикуляра к антенной базе АС, совпадающего с продольной осью самолета. Сигналы, принятые каждой из антенн, поступают в приемные устройства, на выходе которых получаются последовательности видеоимпульсов, поступающие далее на вход временных процессоров, вырабатывающих на выходе аналоговые или цифровые сигналы, пропорциональные разности времен прихода tAC, tAB, tBC. Принцип действия временного процессора будет рассмотрен ниже.

Выходные сигналы временных процессоров поступают на процессоры углов прихода сигналов, принятых парами антенн АС, АВ, и ВС. На вход процессора дальности поступает информация об угле прихода, скорости сканирования S источника излучения, полученной на выходе измерителя, подключенного к одному из приемников, и временной разности, например tAC. Следует отметить, что с помощью каждого из угловых процессоров определяют угол прихода, одинаковый для всех антенн по постоянным l1, l2, и переменным tAC, tAB, tBC. Процессор дальности вычисляет расстояние

R =l1cos / tACS. (1.1)

Причем информация о автоматически поступает с того углового процессора, на входе которого имеется наибольшая временная разность, этим обеспечивается наиболее точное вычисление дальности и угла.

Аналогичные формулы для вычисления дальности могут быть получены для других баз.

R =l2cos (-) / tABS. (1.2)

R =l2cos (+) / tBCS. (1.3)

Объединяя по очереди (1.1) и (1.2), (1.1) и (1.3) и (1.2) и (1.3), получаем соответствующие выражения для расчета одного и того же угла, но при разных входных данных.

tAB, tBC =

Таким образом, рассмотренная система обеспечивает измерение координат источника излучения в собственной системе координат. Система проста, обеспечивает высокую скорость измерений, но обладает следующими недостаткамиработает только по сканирующим импульсным сигналам, дополнительные погрешности измерения появляются при крене и тангаже самолета относительно плоскости сканирования луча, точность измерения ограничена габаритными размерами самолета. Первый недостаток этой системы устранятся использованием сканирующих приемных антенн.

Здесь на концах крыльев с размахом d расположены две антенны, синхронно сканирующие с угловой скоростью S. В пространстве образуются два параллельных вращающихся луча. Поэтому в одном из приемников сигнал появится раньше, чем другом, и эта разница во времени t21 будет определяться расстоянием до источникаa антенной базой d и скоростью сканирования S. Причем измерение t21 возможно при любых сигналах источника включая и непрерывные. Расстояние выделяется по уже известной формуле

R =dcos / t21S.

Определение пеленга на источник — угла — осуществляется стандартным методом, используемым в амплитудных пеленгаторах с узким сканирующим лучом. Измерение малой временной разности двух сигналов, принятых разнесенными антеннами, представляет серьезную проблему. Главная трудность состоит в том, что эти сигналы перекрывают друг друга так, что их разделение почти невозможно.

Структурная схема аналогового следящего измерителя приведена на рис. 1.2.

Структурная схема следящей системы измерения разностей времени прихода сигналов Рис. 1.2

Последовательности видеоимпульсов, огибающая которых повторяет форму диаграммы направленности приемной антенны (рис. 1.2, б), с выходов приемников 1 и 2 поступают на входы детекторов выборка —запоминание. Стробируемые входы детекторов подключены к выходу мультивибратора тактовых импульсов, запуск которого осуществляется каждым импульсом, поступающим с выхода первого приемника. Выходные сигналы детекторов имеют форму ступенчатых огибающих принятых сигналов, где длительность ступеньки равна периоду повторения импульсов (рис. 1.2, в). Сигнал второго детектора поступает через дифференцирующую схему на вход аналогичной третьей схеме детектора и имеет вид, представленный на рис. 1.2, г.

Полученный после детектирования сигнал, амплитуда которого не зависит от разности времен прихода двух сигналов к приемникам 1 и 2, в качестве опорного поступает на один из входов перемножителя (рис. 1.2, д). Следует отметить, что работа этой части схемы эквивалентна работе схемы вычитания двух сигналов, задержанных относительно друг друга на один период повторения (рис. 1.2, е). На вход аналогичного четвертого детектора одновременно поступают сигнал с первого детектора и стробирующие импульсы, фронт которых совпадает со спадом импульсов ждущего мультивибратора, а длительность зависит от величины управляющего напряжения. Поэтому на выходе четвертого детектора формируется сигнал, являющийся копией выходного сигнала первого детектора, но задержанный относительно него на время, равное длительности импульса ждущего мультивибратора. Это справедливо при условии, что измеряемая разность времен прихода меньше периода повторения импульсов. Выходные сигналы второго и четвертого детекторов поступают на вход дифференциального усилителя, выходной сигнал которого подается на второй вход перемножителя, вырабатывающего Сигнал ошибки для управления длительностью импульса ждущего мультивибратора.

Управление происходит до тех пор, пока длительность импульса ждущего мультивибратора не станет равной измеряемой разности t21. При этом сигналы на входе дифференциального усилителя будут одинаковыми, а сигнал ошибки на выходе перемножителя будет равен 0. Информацию об измеренном значении t21 можно получить представлением в цифровой форме длительности импульса ждущего мультивибратора, а в аналоговой форме—сигнала с выхода интегратора.

В зарубежной литературе есть описание цифрового измерителя, в котором выходные сигналы первого и второго детекторов (выборка — запоминание) преобразуются в цифровую форму и петля слежения выполняется на элементах цифровой техники, функционально эквивалентных вышеописанным аналоговым узлам.

1.3 Доплеровский метод Одним из основных источников ошибок доплеровского метода является нестабильность частоты излучения. Исключение этих ошибок возможно при использовании дифференциально-доплеровского метода /1/. Метод предполагает наличие двух приемников, расположенных на разнесенных в пространстве движущихся объектах, например ЛА. Причем для наибольшей эффективности метода расстояние между ЛА должно быть соизмеримо с расстоянием до излучающего объекта. Разница между двумя доплеровскими сдвигами, или дифференциальный доплер, полученных на каждом из приемников, может быть определена, например, фазовым детектированием сигналов промежуточных частот этих приемников и последующим интегрированием за определенный отрезок времени. Для расчета координат X0, Y0, Z0 источника излучения нужно получить, как минимум, два таких отсчета, если одна из его координат известна, например угол места, и три отсчета, если неизвестно ничего. Кроме того, на борту каждого ЛА должна быть информация о его координатах в этой же прямоугольной системе координат, относящейся к началу и концу каждого измерительного интервала. Таким образом, для расчета координат передатчика необходимо 28 параметров, из них 24 -это навигационные параметры измерительных пунктов, а оставшиеся четыре: — длина волны передатчика и три отсчета Fd дифференциального доплера измеряются на борту ЛА.

Рассмотрим основные уравнения, определяющие местоположение передатчика при дифференциально-доплеровском методе. Графическое представление метода дано на рис. 1.3.

Принцип определения местоположения источника дифференциально-доплеровским методом

Рис. 1.3

В течение первого измерительного интервала дифференциальный доплер Fd определяется выражением

.

где F1 — частота сигнала, принятого первым ЛА; F2 — частота сигнала, принятого вторым ЛА. Частоты и F1 и F2 являются функциями частоты передатчика FП, скорости ЛА V1 и V2 и курсовых углов относительно направления на передатчик 1 и 2

;

;

После простых преобразований получим Обозначив расстояние от передатчика до первого ЛА как L (t), а до второго как M (t), получим:

Поскольку значения М и L. в соответствии с обозначениями на рис. 1.3 могут быть определены в прямоугольной системе координат х, у, z через соответствующие известные координаты ЛА и неизвестные пока координаты передатчика x0, y0, z0 то выражение для первого отсчета t2

Аналогично можно получить выражения для второго N3,4 и третьего N5,6 отсчетов. Эти три отсчета формируют систему из трех уравнений, решение которой дает известные x0, y0, z0. Достоинства этого метода — достаточно высокая точность измерения, исключение ошибок, обусловленных спектром излучения; к трассе движения ЛА не предъявляется жестких требований. Недостатки — большое время измерения координат и сложность построения системы. Примером более простой, но достаточно эффективной системы, использующей также принцип дифференциального доплера, является система с синтезированной апертурой интерферометра на борту самолета.

Антенная система интерферометра образована двумя вертикальными вибраторами, расположенными на расстоянии 2d в продольной плоскости самолета. Приемное устройство интерферометра измеряет разность фаз сигналов, принятых антеннами. При движении самолета по прямой линии разность фаз непрерывно изменяется в соответствии с выражением полученным из геометрических соотношений на рис. 1.4.

Дифференциально-доплеровский метод с бортовым интерферометром Рис. 1.4

В тот момент, когда самолет пролетает на минимальном расстоянии R от источника, разность фаз равна 0 и направление на источник совпадает с перпендикуляром к базе в точке x0. При дальнейшем прямолинейном движении самолета будут наблюдаться переходы через нуль аналогичного направления через каждые 360°. Однако чем дальше будет удаляться самолет от точки с минимальным расстоянием R, тем длиннее будут эти циклы. Для иллюстрации этого на рис. 4 приведена зависимость =f (x0), рассчитанная для d==1м R=100 м. Отсюда следует, что участок этой зависимости, соответствующий минимальному значению R, может быть обнаружен среди других участков по наибольшей крутизне. При известных d, R и скорости движения самолета по прямой вычисляется текущее значение x0, отсчитанное от момента, когда =0, и по упрощенной формуле, справедливой для этого участка траектории, определяется минимальное значение дальности Текущее значение дальности r и угла пеленга может непрерывно рассчитываться по известным R и x0.

Для уменьшения погрешностей, связанных с отклонением полета самолета от прямолинейного, используются дополнительная третья антенна, расположенная на таком же расстоянии 2d относительно второй антенны, и второе приемное устройство, измеряющее разность фаз между сигналами второй и третьей антенн в моменты времени, сдвинутые относительно момента измерения фаз между сигналами первой и второй антенн на время, соответствующее перемещению самолета на расстояние d. В этом случае антенны второй дополнительной базы будут занимать положение антенн основной базы и при условии прямолинейного движения полученные значения разностей фаз будут равны. При отклонении траектории от прямолинейной появляется разность двух отсчетов, которая используется для коррекции расстояния дальности и пеленга.

Достоинство системы — простота построения и возможность получения относительно точных измерений, обусловленных большим значением d/, так как неоднозначность отсчетов фазового интерферометра разрешается за счет движения.

1.4 Пеленгационные методы

Пеленгационные методы определения местоположения неизвестных источников измерения получили наибольшее развитие и распространение, поскольку их применение было первым в истории электронной войны /1/. Для расчета положения источника бралось по крайней мере два пеленга из разнесенных в пространстве точек и определялась точка пересечения линий пеленга, т. е. использовался триангуляционный метод. На первых этапах развития триангуляционного метода основным направлением повышения точности было уменьшение влияния случайных ошибок и большинство алгоритмов было разработано исходя из предположения, что преобладают случайные ошибки. Статистическая обработка позволяет уменьшить ошибку местоопределения для триангуляционного метода, определяемую следующим выражением :

R=

где N — число отсчетов, — угол, образуемый двумя пеленгами на источник, — среднеквадратическая ошибка пеленгатора.

Однако для большинства бортовых пеленгаторов характерно преобладание систематических ошибок, вызванных неточностью установки антенн, влиянием переотражений от фюзеляжа и других элементов ЛА. Систематические ошибки имеют порядок 10—20°, тогда как случайные шумовые ошибки имеют порядок 2—4°. С целью уменьшения влияния этих ошибок и даже их полного исключения разработаны алгоритмы вычисления местоположения с использованием пеленгатора на борту ЛА.

Геометрические соотношения ясны из рис. 1.5.

Круговой пеленгационный метод определения местоположения источника излучения Рис. 1. 5

В точке, А измеряется пеленг и отмечаются текущие координаты и (широта, долгота). Полет продолжается до точки с тем же курсом, где делается поворот на угол, и полет снова продолжается. В тот момент, когда значение пеленга опять равно, делается новый отсчет координат 22, соответствующих точке В. Независимо от систематической ошибки измерения пеленга, источник с координатами 00 лежит на окружности с координатами центра h, k и радиусом R, определенными из уравнений сферической геометрии и тригонометрии:

R = АВ/2 sin;

(- k)2+(0 -h)2=R2.

Следует отметить, что если источник излучения лежит в одной плоскости с точками А, В и D, то, несмотря на произвольность выбора точки D, она всегда будет находиться на одной окружности вместе с источником излучения и точками A и B. Этот вариант и представлен на рис. 1.5.

Данный метод не исключает влияния систематической ошибки пеленга, но позволяет его уменьшить, так как всегда положение источника соответствует уравнению окружности. Это подтверждается результатами расчетов, сделанных для разных значений ошибок пеленга, и двух значений случайных ошибок пеленга. Расстояние до источника 100 км. В табл.1.1 представлены ошибки для кругового и триангуляционного методов (КМ и ТМ соответственно) в зависимости от числа отсчетов сделанных в разных точках траектории от A до В.

Из рассмотрения полученных результатов следует, что круговой метод очень чувствителен к случайным ошибкам и поэтому в тех случаях, когда систематическая ошибка пеленга мала, следует применять триангуляционный метод. В то же время хорошо заметна слабая чувствительность кругового метода к систематическим ошибкам, особенно при большом числе отсчетов.

Таблица 1.1

Существует другой более совершенный метод определения координат источника с полным исключением влияния систематических ошибок измерения пеленга на результат измерения. Этот метод можно назвать спиральным по траектории движения ЛА.

Спиральный пеленгационный метод определения местоположения источника излучения

Ряс. 1.6

В любой, произвольно выбранной, точке на ЛА производится отсчет пеленга источника и в дальнейшем движении ЛА сохраняет этот пеленг постоянным. Сделано предположение, что систематическая ошибка отсчета пеленга постоянна для данной частоты и угла прихода сигналов относительно корпуса ЛА. Уравнение траектории ЛА можно получить из рис. 1.6, а, где r, — полярные координаты источника, — пеленг источника. = - .

Уравнение траектории ЛА при постоянном определяется уравнением логарифмической спирали Для вычисления координат источника на борту необходимо измерить радиусы кривизны в точках, А и В и фактический путь, пройденный между этими точками. В этих точках координаты ЛА и его курс предполагаются известными. Радиус кривизны может быть определен из продольного ускорения и скорости движения V. Используя свойство логарифмической спирали, имеем:

R = r/sin и R0 = r/sin0 ;

s=(r — r0) cos; ctg=(R — R0)/s,

где R и R0 — радиусы кривизны траектории ЛА. По известным R, R0 и s вычисляется, а затем r и. Следует отметить, что измеренное значение пеленга не входит в расчеты координат, следовательно, влияние постоянной систематической ошибки пеленгатора полностью исключается. Остается лишь влияние случайных ошибок, приводящих к случайным отклонениям траектории, прокладываемой автоматически. Поскольку знание абсолютного значения пеленга не требуется, возможно уменьшение случайных ошибок за счет применения больших баз без разрешения неоднозначности измерений.

Для иллюстрации влияния случайных ошибок в табл.1.2 приведены результаты расчетов ошибки измерения дальности (км) до источника, находящегося на расстоянии 100 км, при движении ЛА на интервале ==60° в зависимости от угла, числа отсчетов N и для двух значений случайной ошибки пеленгатора.

Таблица 1.2

Таблица 1.3

Из таблицы следует, что ошибка измерения уменьшается с увеличением числа отсчетов и может быть минимальной при =100°. Поэтому необходимо поддерживать пеленг в данном секторе. Наличие неизвестной систематической ошибки пеленга даже в пределах 20° приведет к незначительному ухудшению точности. При сравнении данных табл. 1.2 и табл. 1.1 видно, что спиральный метод превосходит и триангуляционный и круговой с точки зрения точности измерений. Спиральный метод по сравнению с круговым позволяет улучшить точность определения местоположения более чем на порядок для всех ошибок смещения.

Существует второй вариант спирального метода, при котором радиусы кривизны R и пройденный путь s не измеряются, а для расчетов пользуются информацией о координатах ЛА в двух точках и его курсовыми углами 1 и 2, отсчитанными от направления на север. Из геометрических соотношений, представленных на рис. 1.6, б, получены следующие уравнения:

1= /2-(-1); 2= /2-(-2);

x0=(y2 — y1) — (x2 tg 2 — x1 tg 1) / (tg 1 — tg 2);

решение которых позволяет определить. В табл.1.3 представлены результаты расчетов по приведенным формулам по исходным данным, аналогичным табл.1.1.

При повторном сравнении данных табл.1.3 с данными табл.1.1 для кругового метода можно сделать вывод, что второй спиральный метод существенно менее точен, чем первый, и при выборе соответствующего, а может дать результаты, близкие к результатам, полученным круговым методом (при всех ошибках смещения) при малом числе наблюдений, и лучшие для триангуляционного (при ошибках смещения более 2°).

Основным достоинством второго спирального метода является полное отсутствие систематических ошибок пеленга, которые обычно являются функцией истинного значения пеленга и трудно исключаются обычными способами. Главный недостаток спирального метода — довольно сложная траектория движения ЛА. Однако подключением системы автоматического управления полетом ЛА к выходу пеленгатора этот недостаток можно устранить.

Определение местоположения источника методом трех пеленгов

Рис 1.7

Геометрия движения ЛА по методу трех пеленгов приведена на рис. 1.7.

Метод состоит из следующих операций:

1. Фиксируется первоначальное значение пеленга ;

2. ЛА поворачивается на угол 1. Если положительно, то и положительно, и наоборот. Далее ЛА летит до тех пор, пока наблюдаемое значение пеленга не станет равным. Записывается пройденный путь s ;

3. ЛА поворачивается во второй раз на угол 1 и летит до тех пор, пока пеленг опять станет равным. Записывается пройденный путь s.

Углы поворота 1 и произвольно выбираются оператором. Большой угол поворота приводит к большому времени полета до равенства пеленгов, и поэтому соответствуетует большая точность измерения. Помещаем ЛА в момент третьего отсчета в начале прямоугольных координат с осью у, совпадающей с курсом ЛА. В этой системе x0, y0, R, — координаты источника в прямоугольной и полярной системах:

=;

x0=y0tg ;

x0=(y0+s2)tg (-2) ;

x0 — s1 sin2=(y0+ s2+ s1 cos2) * tg (-1 -2).

После преобразований получаем:

x0 {-s2 tg (1 — 2) + [s2+s1 cos 2 +s1 sin2 tg (1 + 2)] tg 2} =

= y+{-s2 tg 2 tg (1 +2) — [s1 sin 2 — (s2 +s1 cos 2) * tg (1 + 2)] tg 2};

ctg=ctg 1- s1/s2 cosec 2.

Таблица 1.4

Таким образом, наличие измеренных на борту значений s1, s2, 1 и 2 позволяет рассчитать x0, y0 или R, источника излучения. В табл.1.4 представлены результаты моделирования метода трех пеленгов при систематической ошибке измерения пеленга 10° и случайной составляющей =0,5° для триангуляционного (ТМ) и пеленгационного (ПН) методов.

В табл.1.4 для сравнения представлены погрешности изменения величины Р триангуляционным методом, выполненные после второго отсчета пеленга.

Экспериментальная проверка метода трех пеленгов проводилась в 1980 г. тактической эскадрильей ВВС США. Погрешность определения дальности до источника излучения была менее 10% .

Среди других пеленгационных методов достаточно широкое применение получил азимутально-угломестный метод, при котором бортовой пеленгатор обеспечивает одновременное измерение азимута и угла места источника излучения, расположенного на земле. Наклонная дальность до источника определяется как H/sin, где Н — высота полета ЛА, — угол места источника относительно горизонтальной плоскости полета ЛА. Этот метод обеспечивает приемлемые точности измерения только при больших высотах полета.

Существует также ряд косвенных методов местоопределения таких источников излучения, как РЛС с круговым сканированием. Есть описание пассивного метода определения местоположения РЛС, основанного на сопоставлении принимаемых сигналов неизвестной РЛС с известной картой местности. Аппаратура, реализующая этот метод, состоит из приемной антенны, которая может быть даже всенаправленной, но для уменьшения влияния помех обычно выполняется с определенной направленностью, и радиолокационного приемника с индикатором кругового обзора (ИКО). Приемник принимает сигналы удаленной РЛС, по зондирующему сигналу производит синхронизацию собственной развертки по азимуту и дальности. Сигналы, отраженные целями и «местниками», также принимаются этим приемником и воспроизводятся на экране ИКО. Для большей достоверности воспроизводимой информации в приемнике вводится коррекция дальномерной развертки на коэффициент 1/(1—cos), где — текущее значение азимута. Коррекция выравнивает задержки распространения сигналов, отраженных от целей и «местников», с задержкой распространения зондирующего сигнала и приближает изображение разведывательной станции на ИКО к изображению неизвестной РЛС, получаемому на ИКО. По известной радиолокационной карте местности того района, в котором расположена неизвестная РЛС, можно таким образом не только определить ее местоположение, но и следить за неизвестными целями пассивным методом.

Перспективность методов определения местоположения излучаемого источника на основе совместного анализа зондирующего основного сигнала и сигналов, переотраженных от других фиксированных объектов, рассмотрена в зарубежной литературе. В ней развита теория нового метода определения местоположения подводного источника. По временным задержкам и амплитудам сигналов, отраженных от дна и водной поверхности, оцениваются местоположение источника сигнала, его глубина и дальность до приемника.

Как следует из таблиц, к пеленгационной аппаратуре ESM (электронной разведки) предъявляются весьма жесткие требования. Существуют три основных типа пеленгаторов, способных обеспечить функции ESM .

Это системы с фазированными антенными решетками (ФАР), работающими либо в режиме сканирования острого луча с одноканальным приемником, либо обеспечивающими одновременно большое число лучей с многоканальным приемником. Недостатком первого варианта является большое время обзора пространства, а второго — большая стоимость и сложность аппаратуры. Достоинством использования ФАР в пеленгаторах является высокое угловое разрешение некоррелированных источников излучения.

Амплитудные пеленгаторы используются во всех современных РЛС раннего обнаружения. Типовая антенная система состоит из четырех широкополосных ортогональных антенн, перекрывающих сектор 360° и обеспечивающих грубое определение пеленга. Сравнение амплитуд, принимаемых соседними антеннами, обеспечивает погрешность пеленга 3—10°.

Значительно более высокую точность обеспечивают фазовые интерферометры. Так, фирмой Westinghouse (США) разработан бортовой интерферометр, работающий в диапазоне 2—18 ГГц. В секторе ±45° погрешность измерения менее 0,05° на центральной частоте и менее 0,2° во всем частотном диапазоне. Максимальный резис антенных элементов не более 75 см. Эта аппаратура в настоящее время используется для сбора данных по многолучевому распространению сигналов бортовыми излучениями и демонстрации возможностей перспективных РЛС, разрабатываемых этой фирмой.

Одна из главных проблем, возникающая при проектировании высокоточных фазовых пеленгаторов, состоит в исключении неоднозначности фазовых измерений. Показано, что измерения, выполненные для разрешения неоднозначности, можно использовать также для повышения точности измерений. Сформулированы условия устранения неоднозначности в зависимости от параметров интерферометра и его ошибок. Обычно для решения этой задачи используется многоканальная обработка сигналов, поступающих от антенн с разными базами. В системах наземного базирования ESM используется механическое круговое сканирование разнесенных узконаправленных антенн фазового интерферометра.

Примером такой системы является мобильная лаборатория Miranda фирмы Philips Research Lab. (Великобритания). Антенная система этой лаборатории состоит из двух касающихся друг друга параболоидов диаметром 60 см, укрепленных на мачте и вращающихся вокруг своей оси со скоростью 60 об./мин. Приемное устройство станции состоит из двойных усилителей высокой частоты 2—18 ГГц с идентичными АЧХ и ФЧХ, понижающих преобразователей 24—42 ГГц, двойных усилителей промежуточной частоты 2−4 ГГц и фазового компаратора, работающего в этом же диапазоне. Ширина луча разбита на 16 дискретов, кроме того, выходной сигнал компараторов также имеет 4 разряда. Комплексная обработка каждого импульса, принятого антеннами, позволяет получить разрешение 0,25° во всем круговом секторе. При экспериментальной оценке положения излучателя, установленного на ЛА, за счет усреднения импульсных последовательностей была получена погрешности =0,0460.

Фирмой Plessey Comp (Великобритания) налажено серийное производство мобильного пеленгатора Vampire, предназначенного для решения задач ESM. Сейчас он находится на эксплуатации в британской армии. Пеленгатор размещается на автомобиле с прицепом и состоит из двух подсистем, работающих совместно, Первая имеет антенную решетку с малой апертурой, смонтированную на мачте высотой 21 м. Вторая подсистема состоит из антенной решетки с большой апертурой, содержащей три антенны формирующим два ортогональных канала, и четвертой антенны, предназначенной для самокалибровки системы. Эта решетка монтируется на телескопической треноге. Каждая из решеток работает в секторе 360°, и их ориентация обеспечивается встроенной навигационной системой, измеряющей ее положение относительно направления на север. Пеленгатор обеспечивает высокую точность измерения при различных типах сигналов СВЧ диапазона. Приемная система имеет чувствительность порядка 1 мкВ/м и обеспечивает определение координат излучателей, находящихся на земле при дальностях 50 км. Оператор вмешивается в процесс измерения только при малых уровнях сигнала.

В бортовых пеленгаторах ESM широко используются 90-градусные гибридные мосты, которые в сочетании с несколькими разнесенными антеннами позволяют получить высокую крутизну пеленгационной характеристики. Есть описание широкополосного пеленгатора, обеспечивающего при широком секторе обзора высокую точность измерения. Антенная система пеленгатора состоит из двух пар антенных элементов, расположенных симметрично друг другу на противоположных сторонах опорной плоскости. Причем оба элемента одной пары имеют угол сходимости осей направленности, меньший такого же угла сходимости другой пары, и предполагается, что элементы каждой пары симметричны относительно линия визирования. Антенные элементы выполнены в виде удлиненных логопериодических или конических спиральных излучателей. За счет сходимости осей направленности антенн каждой пары обеспечивается частотная независимость расстояния между фазовыми центрами, антенн. Каждая из пар антенн формирует характеристику направленности однозначную в секторе, определяемом базой. Кроме того, формируется третий разностный канал, имеющий высокую крутизну характеристики в узком однозначном, секторе и позволяющий улучшить точность пеленгации и снизить уровень боковых лепестков бeз непосредственного сужения диаграммы направленной антенны.

1.5 Сравнительный анализ методов

Системы определения местоположения по числу пунктов могут быть многопозиционными и однопозиционными, а по виду линий положения — угломерные, дальномерные, гиперболические и комбинированные.

Опишем достоинства и недостатки многопозиционных и однопозиционных систем.

Многопозиционные:

достоинства

— высокое быстродействие;

— относительно высокая точность.

недостатки

— сложность построения системы;

— необходимость линий связи между пунктами (позициями);

необходимость идентификации сигналов, принимаемых разными пунктами системы.

Однопозиционные:

достоинства

— относительно простое построение системы недостатки

— низкое быстродействие Из рассмотренных методов лучшую точность местоопределения источников излучения обеспечивает гиперболический метод, реализуемый сложной системой, состоящей из трех ЛА, координаты которых определяются наземными системами или спутниковой системой Navstar. Системы такого типа удобны в эксплуатации, так как находятся на большом удалении от обнаруживаемого объекта и имеют высокое быстродействие.

В тех случаях, когда не требуется высокая точность определения и допустимы потери времени, могут использоваться дифференциально-доплеровские и пеленгационные методы, реализуемые более простой системой с одним ЛА.

2. ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ ИСПОЛЬЗУЕМОГО МЕТОДА ОПРЕДЕЛЕНИЯ МЕСТОПОЛОЖЕНИЯ ИЗЛУЧАЮЩЕГО ОБЪЕКТА

2.1 Выбор и обоснование метода определения местоположения излучающего объекта

Методы определения местоположения излучающих объектов (ИО) пассивными средствами имеют специфические особенности. Из-за отсутствия информации о времени излучения дальность до ИО не может быть определена по данным приема только в одном пункте. Поэтому для определения всех координат объекта требуется комплекс двух или нескольких разнесенных пунктов приема, соединенными каналами связи. Вследствие невозможности прямого измерения дальности дальномерный и угломерно-дальномерный методы определения местоположения объектов здесь неприменимы.

Поэтому на основании проведенного обзора литературы был выбран интегрально-доплеровский метод, так как он обладает такими преимуществами как:

высокая помехоустойчивость;

использование одного ЛА;

простота в реализации.

Однако, наряду с приведенными выше преимуществами, система обладает таким недостатком как низкое быстродействие и невысокая точность определения местоположения ИО при малом времени измерения.

2.2 Аналитическое решение задачи определения местоположения излучающего объекта Рассмотрим решение задачи определения местоположения излучающего объекта при следующих условиях :

— принимаемый сигнал — непрерывный, гармонический; - частота сигнала излучающего объекта точно известна; - движение летательного аппарата (ЛА) — равномерное, прямолинейное;

— вектор скорости ЛА совпадает с направлением оси Х;

— начало прямоугольной системы координат совпадает с точкой расположения ЛА в момент начала работы системы определения местоположения;

— излучающий объект расположен в первой четверти системы координат;

скорость излучаемого объекта (ИО) намного меньше скорости летательного аппарата (Vио << Vла), поэтому можно принять, что ИО неподвижен.

В этом случае относительное расположение излучающего объекта (ИО) и летательного аппарата (ЛА) может быть представленно следующим образом (рис. 2.1).

На рис. 2.1 приняты следующие обозначения:

V — скорость ЛА;

Vр — радиальная скорость ЛА;

R0 — расстояние от начала координат до ИО;

R1 — расстояние от ЛА до ИО в момент времени t1;

R — минимальное расстояние от ИО до оси Х;

d — расстояние от начала координат до точки проекции точки ИО на ось Х;

Рис. 2.1

(t) — угол между направлением движения ЛА и направлением от начала координат до ИО;

t0 — момент времени, соответствующий началу отсчета;

t1 — момент времени, соответствующий окончанию формирования базы;

Радиальная составляющая скорости ЛА

Vр =V cos (t). (2.1)

Доплеровская частота будет равна

Fд (t) = cos (t). (2.2)

Из рис. 2.1 найдем

tg (t) = ,

тогда угол (t) будет равен

(t) = arctg ,

Отсюда

cos (t) = cos [arctg ] = cos = .

Так как Х — это расстояние, которое пролетел ЛА, то Х = Vt,

Тогда получим

cos (t) =. (2.3)

Проинтегрируем выражение (2.2) с учетом формулы (3.2)

. (2.4)

Значение этого интеграла будет равно количеству периодов сигнала с частотой

Fд (t) за время t = t1-t0 .

Произведем замену переменных :

d-Vt = X; -Vdt = dx; dt = -.

Заменим пределы интегрирования :

tt0; xdVt0; tt1; xdVt1 ;

C учетом этого выражение (2.4) примет вид

. (2.5)

Рассмотрим разность расстояний

r = r0 — r1. (2.6)

Из рис. 2.1 найдем

Откуда

(2.7)

(2.8)

Подставляя выражения (7) и (8) в (6) получим :

(2.9)

Сравнивая выражения (2.5) и (2.9), видим, что интегрируя доплеровскую частоту принимаемого сигнала (с условием, что несущая частота ИО известна), можно определить разность расстояний

(2.10)

По разности расстояний можно определить гиперболу, построенную на базе

Dб1 = V (t1 — t0).

Произведя одно измерение на интервале времени [ t1 … t2 ], определим еще одну гиперболу, построенную на базе

Dб2 = V (t2 — t1).

Точки пересечения гипербол позволяют найти местоположение ИО .

Рис. 2.2

На рис. 2.2 изображена гипербола, для которой приняты следующие обозначения:

2а — действительная ось ;

2а =

2 В = 2 — мнимая ось ;

2с — расстояние между фокусами (база) .

Уравнение гиперболы имеет вид

Заменяя значения действительной и мнимой осей значениями разности расстояний и базы, получим уравнение гиперболы в следующем виде

В нашем случае 2с = Vt = V (t1 — t0), а ось Y смещена вдоль оси Х на величину .

Следовательно, уравнение гиперболы можно записать в виде

или если выразить y

(2.11)

где интеграл от доплеровской частоты .

Уравнение (2.11) — формула для гиперболы рассчитанной в момент времени Уравнение для расчета второй гиперболы можно написать относительно другого промежутка времени. Для нее ось Y будет смещена вдоль оси Х на величину 2с1+с2/2, что равно. Исходя из этого уравнение второй гиперболы можно записать, как

. (2.12)

Примем во внимание то, что в нашем случае промежутки времени V (t1 — t0) и V (t2 — t1) равны, а значит и базы 2C1 и 2C2 равны .

Исходя из того, что

Vt = 2c ;

r = 2;

b = 2c2 — 22 ,

Уравнение (2.11) и (2.12) можно записать в виде:

для первой гиперболы

=; (2.13)

для второй гиперболы

=. (2.14)

Чтобы найти местоположение ИО нужно найти точку пересечения этих двух гипербол. Для этого их нужно приравнять .

Приравняем оба уравнения:

= ;

Так как, то

= ;

(2.15)

Получилось квадратное уравнение вида, (2.16)

Где

(2.17)

(2.18)

(2.19)

Корни уравнения (2.16) находятся по формуле

2.3 Решение задачи определение местоположения излучающего объекта с заданными параметрами

Теперь рассмотрим приведенную выше задачу не в общем виде, а с произвольно заданными для примера параметрами :

Рис. 2.3

Найдем

Рассчитаем теперь и :

отсюда

отсюда

Найдем и :

Строим первую гиперболу

Выразим Y

. (2.20)

Уравнение (2.20) для 1-ой гиперболы относительно (рис 2.4), или же можно применить формулу со смещением

Рис. 2.4

Здесь отсчет будет происходить относительно Y.

Для упрощения расчетов порядок полученных значений уменьшим на два :

Построим таблицу значений Х и Y для 1-ой гиперболы относительно

.

Строим 2-ую гиперболу относительно

(2.21)

Рис. 2.5

Графически обе гиперболы изображены на рис. 2.5.

Из рисунка 2.5 видно, что у нас получилось две гиперболы, и с учетом рисунка 2.4, а также направления движения ЛА можно сделать вывод, что наш ИО будет находится в точке пересечения гипербол, проекция которой на ось Х даст значение 21.

Удостоверится в этом можно найдя корни уравнения (2.20).

Для этого сначала найдем g, k, h по формулам (2.17),(2.18),(2.19)

;

;

.

Подставим полученные значения в уравнение (2.20) и найдем его корни:

Из нашего рисунка 2.4 видно, что проекция точки ИО на ось Х будет в точке х=21, поэтому значение этого корня верное (для нашего случая), а х =11.9 -неверное .

Вычислим доплеровскую частоту :

И для второго случая :

Найдем интеграл от доплеровской частоты

На промежутке найдем .

полностью совпадает с рассчитанной величиной с помощью геометрических построений (рис. 2.3).

На промежутке времени

3. ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ СТРУКТУРНОЙ СХЕМЫ СИСТЕМЫ

3.1 Алгоритм работы системы

В соответствии с техническим заданием необходимо разработать систему определения местоположения излучающего объекта, которая должна удовлетворять следующим условиям:

определение местоположения излучающего объекта с помощью навигационной системы установленной на подвижном носителе,

работа на несущей частоте равной 156,8 мГц,

устойчивый прием сигнала и работа по нему на расстоянии 20…100 км,

точность определения местоположения излучающего объекта 1 км.

Для определения местоположения излучающего объекта интегрально — доплеровским методом необходимо точно знать траекторию и скорость полета ЛА, а также местоположение ЛА относительно глобальной навигационной системы в любой момент времени.

В связи с вышеизложенным можно предложить следующий алгоритм работы системы.

Система на известной частоте принимает сигнал от ИО.

Выделяется доплеровская частота Fд.

3. С некоторого момента времени, принятого за начало отсчета, интегрируется доплеровская частота в течении интервала t1.

4. Через интервал времени t1 от начала отсчета, в течении которого формируется первая база 2d1, производится второй отсчет за интервал времени t2 .

В общем случае t1 иt2 могут быть не равны, вследствие чего 2d12d2. В данном дипломном проекте принято, что формируются равные базы 2d1=2d2 и производим интегральные отсчеты через равные промежутки.

3.2 Выбор и обоснование структурной схемы системы

На основе приведенного в предыдущем пункте алгоритма работы системы можно предложить следующую структурную схему системы (рис. 3.1), где приняты следующие сокращения:

Структурная схема системы определения местоположения излучающего объекта Рис. 3.1

АНТ — антенна;

РПрУ — радиоприемное устройство;

ВУ — вычислительное устройство;

Уст-во привязки к С Е В — уст-во привязки к системе единого времени;

ДИСС — доплеровский измеритель скорости и угла сноса;

Объясним работу схемы. Излучаемый объектом сигнал принимается на приемную антенну и после поступает в радиоприемное устройство, где происходит его усиление и в конечном итоге выделение доплеровской частоты. В блоке выделения знака происходит определение знака доплеровской частоты.

Бортовая система также включает в себя устройство привязки к системе единого времени, а также системы для точного определения своих координат (ДИСС и высотомер). Далее вся эта информация поступает в вычислительное устройство. Вычислительное устройство представляет собой бортовой компьютер. В бортовом компьютере происходит обработка данных и конечном итоге выдается информация о местоположении ИО.

В качестве бортового компьютера можно выбрать один из разработанных в последние годы.

На сегодняшний день существует несколько типов бортовых компьютеров /24/, такие как :