close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Goryachkin Radiotehnicheskie sistemy metodicheskie ukazaniya po vypolneniyu kursovyh rabot

код для вставкиСкачать
ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО СВЯЗИ
Федеральное государственное бюджетное
образовательное учреждение высшего образования
«ПОВОЛЖСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ
УНИВЕРСИТЕТ ТЕЛЕКОММУНИКАЦИЙ И
ИНФОРМАТИКИ»
Кафедра теоретических основ радиотехники и связи
(ТОРС)
Горячкин О.В.
РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
Методические указания
по выполнению курсовых работ
Самара
2017
УДК 621.396.96
БКК 3.32.95
Г18
Рекомендовано к изданию методическим советом ПГУТИ, протокол № 56 ,
от 30.03.2017 г.
Рецензент:
Заведующий кафедрой МСИБ ПГУТИ,
д.т.н., профессор, Карташевский В.Г.,
Г18
Горячкин, О. В.
Радиотехнические системы: методические указания
по выполнению курсовых работ / О.В. Горячкин. – Самара: ПГУТИ, 2017. –35 с.
Методические указания содержат задания и рекомендации по выполнению
курсовой работы (КР) по курсу «Радиотехнические системы». КР состоит
из 3-х частей посвященных расчету основных тактико-технических характеристик радиотехнических систем различного назначения. Методические
указания разработаны в соответствии с ФГОС ВО по направлению подготовки бакалавров 11.03.01 - Радиотехника, утвержденного 6.03.2015 Министерством образования Российской Федерации и предназначено для студентов, обучающихся на 4-м курсе, на факультете телекоммуникаций и радиотехники для самостоятельной подготовки курсовой работы.
©, Горячкин О.В., 2017
2
СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ
1. РАСЧЕТ ДАЛЬНОСТИ ДЕЙСТВИЯ РЛС
1.1 Техническое задание
1.2 Система – прототип
1.3 Методические указания
2. РАСЧЕТ ТОЧНОСТИ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КООРДИНАТ В
СИСТЕМЕ СПУТНИКОВОЙ НАВИГАЦИИ
2.1. Техническое задание
2.2. Система - прототип
2.3. Методические указания
3. РАЧЕТ ОСНОВНЫХ ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК РАДИОЛОКАТОРА С СИНТЕЗИРОВАНИЕМ
АПЕРТУРЫ КОСМИЧЕСКОГО БАЗИРОВАНИЯ
3.1 Техническое задание
3.2. Система-прототип
3.3. Методические указания
ЛИТЕРАТУРА
4
5
5
6
8
10
10
11
15
19
19
20
27
34
3
ВВЕДЕНИЕ
Курсовая работа по курсу «Основы теории радиотехнических систем»
выполняется в 8-м семестре и состоит из трех частей, каждая из которых
предполагает проведение расчетов основных тактико-технических характеристик радиотехнических систем различного назначения. В первой части
выполняется расчет дальности действия импульсной РЛС с учетом влияния основных ограничивающих этот параметр факторов. Во второй части
выполняется расчет точности определения координат в системе спутниковой навигации «ГЛОНАС». Третья часть посвящена расчету основных тактико-технических характеристик радиолокатора с синтезированием апертуры космического базирования. При проведении расчетов рекомендуется
использование вычислительной техники и любого доступного программного обеспечения. При оформлении курсовой работы все расчеты должны
сопровождаться подробными комментариями и графиками. В приложении
должны быть приведены разработанные программы с комментариями.
Данное учебное пособие подготовлено на основе [10]. В качестве дополнительной литературы рекомендуются учебные пособия [1, 6, 11, 12].
4
1. РАСЧЕТ ДАЛЬНОСТИ ДЕЙСТВИЯ РЛС
1.1 Техническое задание
Рассчитать дальность действия трехкоординатной когерентноимпульсной РЛС предназначенной для обнаружения, опознавания, определения координат воздушных целей в свободном пространстве, с учетом
влияния земной поверхности и условий распространения радиоволн. Исходные данные для расчета выбираются в соответствии с порядковым номером в группе из Таблицы 1.
Таблица 1
№
Ри,
Нц,
hA,
Rш,
Pлт
 з,
D,
варианМВт
м
м
М
Дб/км
м
та
1
1
6
4
0.12
1
0.001
100
2
2
6
4
0.12
1
0.001
200
3
0.6
6
5
0.12
0.3
0.001
300
4
0.9
6
5
0.12
0.3
0.0005
420
5
1.2
8
5
0.1
1
0.0005
350
6
1
8
5
0.1
1
0.0005
420
7
2
8
6
0.1
0.5
0.0005
400
8
0.6
8
6
0.1
0.5
0.0002
420
9
0.9
10
6
0.08
1.2
0.0002
460
10
1.2
10
6
0.08
1.2
0.0002
320
11
1
10
3.6
0.08
0.3
0.0002
360
12
2
10
3.6
0.08
0.3
0.0001
300
13
0.6
12
3.6
0.05
0.4
0.0001
360
14
0.9
12
3.6
0.05
0.4
0.0001
200
15
1
12
4.2
0.05
0.5
0.0001
430
16
3
12
4.2
0.05
0.5
0.00005
200
17
0.6
14
4.2
0.02
1.2
0.00005
220
18
0.9
14
4.2
0.02
1.2
0.00005
200
19
1.2
14
5.2
0.02
1
0.001
250
20
1
14
5.2
0.02
1
0.001
250
21
3
16
5.2
0.08
0.3
0.001
300
22
0.6
16
5.2
0.08
0.3
0.0005
300
23
0.9
16
4
0.08
1
0.0005
300
24
1.2
16
4
0.08
1
0.0005
200
25
1
18
4
0.12
0.3
0.0005
200
26
3
18
4
0.12
0.3
0.0002
200
Ри – импульсная мощность передатчика РЛС; Нц – высота полета низколетящей цели; hA – высота фазового центра антенны над поверхностью
5
земли; з – суммарное километрическое затухание в тропосфере Земли; Rш
– радиус металлического шара используемого в качестве цели; Pлт – заданная вероятность ложной тревоги; D – требуемая разрешающая способность РЛС по дальности.
В процессе расчета должны быть получены три значения предельной
дальности работы РЛС: в свободном пространстве; при работе РЛС в условиях тумана (при заданном километрическом затухании); при обнаружении низколетящей цели с учетом влияния
мешающих отражений от поверхности
земли (тип поверхности предполагает, что
мешающие отражения носят зеркальный
характер). Диапазон работы РЛС – сантиметровый, несущая частота 9.6 ГГц.
1.2 Система – прототип
РЛС КО 9С15МТЗ предназначена для
обнаружения и опознавания государственной принадлежности аэродинамических
целей, а также обнаружения тактических
баллистических и крылатых ракет и выдачи информации о них на командный пункт
ЗРС С-300В или на пункты обработки радиолокационной информации автоматизиРис. 1. РЛС кругового обзора
рованных систем управления ПВО.
КО 9С15МТЗ.
Это мобильный трехкоординатный
высокопроизводительный когерентно- импульсный радиолокатор кругового обзора с программным электронным управлением лучом (1,5х1,5 град.)
в угломестной плоскости, электрогидравлическим вращением антенны по
азимуту в азимутальной плоскости, работающий в сантиметровом диапазоне рабочих частот и обладающий широкими тактическими возможностями. Оптимизация зоны обнаружения в пределах инструментальной зоны обзора осуществляется за счет использования различных сочетаний
длительностей зондирующих сигналов и частот их повторения, скоростей
вращения антенны и управления параметрами диаграммы направленности
антенны (ДНА).
В РЛС были реализованы два режима кругового обзора воздушного
пространства, используемые при обнаружении аэродинамических целей, а
также БР типа "Скад" и "Ланс". В первом режиме зона обзора станции составляла 45 град. по углу места, инструментальная дальность обнаружения
- 330 км, темп обзора -12 секунд. Истребитель обнаруживался с вероятностью 0,5 на дальности 240 км. Во втором режиме зона обзора станции составляла 20 град. по углу места, инструментальная дальность -150 км, темп
обзора - 6 секунд. В этом режиме для обнаружения БР была предусмотрена
6
программа замедления вращения антенны по азимуту в секторе ПРО (в
пределах 120 град.) и увеличения сектора обзора по углу места до 55 град.
При этом темп обновления информации составлял 9 секунд. Во втором
режиме самолет-истребитель надежно обнаруживался в пределах всей инструментальной дальности, а дальность обнаружения БР типа "Скад" составляла не менее 115 км, типа "Ланс" - не менее 95 км.
РЛС определяет угловые координаты (пеленги) постановщиков шумовых, заградительных помех и выдает их на КП ЗРС С-300В. Съем данных и
критерийная обработка сигналов - автоматические. Вычислительное устройство на базе двух специализированных ЭВМ управляет работой РЛС,
определяет координаты обнаруженных целей и постановщиков активных
помех, формирует информацию для выдачи на КП ЗРС С-300В. Разветвленная система автоматизированного контроля функционирования аппаратуры РЛС КО осуществляет поиск и локализацию неисправностей до
сменного элемента.
Основные технические характеристики:
 Зона обнаружения по азимуту 360 град, по углу места: по аэродинамическим целям 45 град по баллистическим целям 55 град;
 Дальность обнаружения аэродинамических целей типа «МиГ-21» 200 км;
 Разрешающая способность станции была не хуже 400 м по дальности и 1,5 град. по угловым координатам;
 Среднеквадратические ошибки определения координат целей по
дальности 250 м, по азимуту 36 мин, по углу места 30 мин;
 Период обзора в зависимости от заданного режима 6 - 18 с. в режиме автосъема данных за период обзора обеспечивается выдача до
250 отметок, среди которых может быть до 200 целей;
В состав РЛС кругового обзора входят следующие устройства: антенна, представлявшая собой плоскую одномерную волноводную решетку с
программным электрогидравлическим вращением по азимуту и электронным сканированием луча по углу места; передающее устройство, выполненное на лампе бегущей волны и двух амплитронах, со средней мощностью около 8 кВт: приемное устройство с усилителем высокой частоты на
лампе бегущей волны, обладавшее чувствительностью порядка 10Е-13 Вт;
устройство помехозащиты; вычислительное устройство на базе двух специальных ЭВМ; аппаратура определения государственной принадлежности системы "Пароль"; система автономного электроснабжения; аппаратура жизнеобеспечения, аппаратура телекодовой линией связи для передачи
информации потребителям; автономная система навигации, топопривязки
и ориентирования, а также речевая линия связи с КП системы С-ЗООВ.
7
1.3. Методические указания
Дальность действия РЛС в свободном пространстве определяется по
формуле (1.1) [1, стр.219].
R1max  4
2  E  G 2  2  
2
4 3  qmin
 k  Tш
(1.1)
В этом выражении E - энергия зондирующего импульса; G – коэффициент усиления антенны РЛС;  - длина волны;  - ЭПР цели; qmin – минимально допустимое значение параметра обнаружения; k=1.3810-23 Дж/K постоянная Больцмана; Tш – шумовая температура приемника РЛС. Энергию зондирующего импульса можно определить по формуле E  Pи   и ,
где и – длительность зондирующего импульса, определяется из требуемого значения разрешающей способности РЛС по дальности.
Минимально допустимое значение параметра обнаружения определяется заданным значением вероятности правильного обнаружения, при
фиксированной вероятности ложной тревоги. При задании требований к
разрабатываемой РЛС обычно задаются тестовые условия, при которых
должно быть обеспечено то или иное качество работы системы. В частности в расчете следует принять требуемую вероятность правильного обнаружения Pпо = 0.5 при обнаружении с заданной вероятностью ложной тревоги тестового объекта - металлического шара заданного радиуса. Допустимое значение параметра обнаружения в данном случае находится по
графикам [1, стр.42] для случая обнаружения одиночного сигнала со случайной начальной фазой.
Шумовая температура приемника РЛС зависит от многих факторов.
Обычно в расчетах учитываются шумы, обусловленные космическими излучениями, собственным излучением земли, атмосферным излучением, активные потери в антенно-фидерном тракте, собственные шумы приемника.
Бюджет температуры шумов в рассматриваемом частотном диапазоне
складывается примерно следующим образом: 18…87К (при малых углах
места) – шумовая температура антенны (см. [2, стр. 58]); 30…36К – вклад
шумовой температуры Земли в полную температуру антенны, 25…30К –
активные потери в фидерном тракте; 80…100К – собственные шумы приемника. Итого шумовая температура приемника РЛС составляет примерно
153…253К.
Коэффициент усиления антенны РЛС можно рассчитать, зная площадь антенны или ширину луча по следующей приближенной формуле
(1.2)
32000
G
(1.2)
 x y
8
Где x, y – ширина диаграммы направленности антенны по уровню
половинной мощности в градусах в азимутальной и угломестной плоскости соответственно. При расчете необходимо использовать параметры системы прототипа.
Эффективная площадь рассеяния (ЭПР) металлического шара при
<<Rш рассчитывается по формуле =(Rш)2.
В случае обнаружения низколетящих целей в пределы основного лепестка диаграммы направленности РЛС помимо отраженного сигнала цели
попадают сигналы, отраженные поверхностью земли и переотраженные
целью в направлении приемника РЛС [1, стр.220]. В результате интерференции этих сигналов дальность действия РЛС снижается тем больше, чем
ниже высота цели. Этот факт, в частности, обуславливает эффективность
применения крылатых ракет. Дальность действия РЛС в предположении
мешающего влияния идеально отражающей плоской поверхности можно
найти по формуле (1.3).
4
8  E  G 2    h A
 H ц4
2
Rmax  8
2
2  q min
 k  Tш
(1.3)
Помимо подстилающей поверхности на работу РЛС при обнаружении
низколетящей цели оказывает влияние поглощение и преломление радиоволн в тропосфере Земли. Степень этого влияния зависит от длины волны
РЛС, времени суток, погодных условий, географического района.
При расчете дальности действия РЛС при обнаружении низколетящей
цели можно считать, что вся трасса прохождения радиоволны находится в
тропосфере. Затухание радиоволн в тропосфере связано с их поглощением
молекулами кислорода и водяного пара, гидрометеорами (дождь, туман,
снег), твердыми частицами. Максимальная дальность действия в описанных условиях может быть найдена из уравнения (1.4).

3
2
3
Rmax
 Rmax
exp  0.5 з Rmax

(1.4)
9
2. РАСЧЕТ ТОЧНОСТИ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КООРДИНАТ В СИСТЕМЕ СПУТНИКОВОЙ НАВИГАЦИИ
2.1. Техническое задание
Рассчитать точность определения координат в одночастотной системе
спутниковой навигации. Исходные данные для расчета выбираются в соответствии с порядковым номером в группе из Таблицы 2.
Таблица 2
№
Т0 ,
ht ,
Ne ,
f0 ,
g,
3
варианта
Дб
c
км
эл/см
МГц
6
1
39
1
8
1602
3,010
6
2
40
1
8
1602.5625
3,010
6
3
41
1
8
1603.125
2,010
6
4
42
1
8
1603.6875
1,010
5
5
43
2
10
1604.25
3,010
5
6
44
2
10
1604.8125
2,010
5
7
45
2
10
1605.375
1,010
5
8
46
2
10
1605.9375
1,010
6
9
47
3
12
1606.5
2,010
6
10
48
3
12
1607.06
3,010
6
11
49
3
12
1607.625
1,010
6
12
39
3
12
1608.1875
2,010
13
34
4
14
1246
3,0105
5
14
35
4
14
1246.4375
3,010
5
15
36
4
14
1246.875
1,010
5
16
37
4
14
1246.3125
2,010
6
17
38
1
16
1247.75
3,010
6
18
39
1
16
1248.1875
2,010
6
19
40
1
16
1248.625
1,010
6
20
41
1
16
1249.0625
1,010
5
21
42
2
8
1249.5
2,010
5
22
43
2
8
1249.9375
3,010
5
23
44
2
8
1250.375
1,010
5
24
45
2
8
1250.8125
2,010
6
25
34
3
10
1251.25
3,010
6
26
35
3
10
1251.68
2,010
В таблице заданы: g – энергетический потенциал навигационного радиосигнала; Т0 – интервал накопления измерений; ht – высота тропосферы;
10
Ne – максимальная концентрация электронов в ионосфере на высотах
300…400 км; f0 – несущая частота навигационного сигнала.
Расчеты точности определения координат объекта должны быть проведены при следующих допущениях:
1) Навигационный сигнал образуется посредством манипуляции фазы
несущего
колебания
на
180
периодической
двоичной
Мпоследовательностью с тактовой частотой F1 = 0,511 МГц и с периодом повторения Т1 = 1 мс (511 тактов).
2) Погрешностью синхронизации шкалы времени навигационного
космического аппарата и аппаратуры потребителя, а также погрешностью
знания координат навигационного космического аппарата (эфемеридная
погрешность) можно пренебречь.
2.2. Система - прототип
В радионавигационных системах навигационные радиосигналы излучаются радиомаяками, координаты, местоположения которых известны
для потребителей. В спутниковых радионавигационных системах (СНРС)
применяются космические радиомаяки (навигационные искусственные
спутники Земли (ИСЗ)), а навигационные радиосигналы содержат эфемеридную информацию о параметрах движения навигационных ИСЗ.
В 60-е годы были созданы и введены в эксплуатацию СРНС первого
поколения  система ТРАНЗИТ (США) и система ЦИКАДА (СССР). В
СРНС первого поколения орбитальная группировка содержит пять-шесть
низкоорбитальных навигационных ИСЗ на круговых орбитах с высотой
около 1000 км над поверхностью Земли. Навигационная аппаратура потребителя (НАП) на морском подвижном объекте принимает навигационные
радиосигналы от радиовидимого навигационного ИСЗ в течение сеанса навигации продолжительностью 5...15 мин и проводит измерения приращения фазы несущего колебания принимаемого навигационного радиосигнала либо на коротких (2с.) интервалах времени (доплеровская навигация),
либо на длинных (интегрально-доплеровская навигация) (см. [1, стр.297]).
Измерения приращения фазы эквивалентны измерениям приращения дальности от объекта до навигационного ИСЗ на заданных интервалах времени. НАП на основе ЭИ, содержащейся в принимаемом навигационном радиосигнале, и результатов измерения приращений дальности до навигационного ИСЗ определяет (уточняет) две горизонтальные координаты объекта на поверхности земного эллипсоида.
Низкоорбитальные СНРС первого поколения обладают существенными недостатками: НАП в сеансе навигации определяет только горизонтальные координаты подвижного объекта без определения высоты местоположения объекта; сравнительно низкая точность определения горизонтальных координат подвижного объекта ( = 70...100 м) из-за погрешностей учета собственного движения подвижного объекта; длительные пере11
рывы между сеансами навигации до ½ ч в приполярных районах и до 2 ч в
экваториальных районах.
Потребность в оперативной высокоточной навигации сухопутных,
морских, воздушных и низкоорбитальных космических объектов обусловили создание в 80  90-е годы среднеорбитальных СРНС второго поколения  системы GPS (NavStar) в США (первый спутник по программе
NavStar выведен на орбиту 14 июля 1974 г.) и системы ГЛОНАСС в СССР
(12 октября 1982 года начались летно-конструкторские испытания) [3,5].
Основное назначение СНРС второго поколения  глобальная оперативная
навигация приземных подвижных объектов: наземных (сухопутных, морских, воздушных) и низкоорбитальных космических.
В СРНС второго поколения применяются навигационные космические аппараты (НКА) на круговых геоцентрических орбитах с высотой
 20000 км над поверхностью Земли. Благодаря использованию атомных
стандартов частоты на НКА в системе обеспечивается взаимная синхронизация навигационных радиосигналов, излучаемых орбитальной группировкой НКА. В НАП на подвижном объекте в сеансе навигации принимаются радиосигналы не менее чем от четырех радиовидимых НКА и используются для измерения трех разностей дальностей и трех разностей радиальных скоростей объекта относительно четырех НКА. Результаты измерений и эфемеридная информация (ЭИ), принятая от каждого НКА, позволяют определить три координаты и три составляющие вектора скорости
подвижного объекта и определить смещение шкалы времени (ШВ) объекта
относительно ШВ системы [1, стр.302]. В СРНС число потребителей не ограничивается, поскольку НАП не передает радиосигналы на НКА, а только
принимает их от НКА (пассивная автономная навигация).
Принципы построения СРНС ГЛОНАСС и НАВСТАР в общих чертах идентичны, но отличаются техническим выполнением подсистем. Развертывание полной орбитальной группировки НКА было завершено в
СРНС НАВСТАР к 1993 г., в СРНС ГЛОНАСС  к 1996 г [5].
Полная орбитальная группировка (ОГ) в СРНС ГЛОНАСС содержит
24 штатных НКА на круговых орбитах с наклонением i=64,8° в трех орбитальных плоскостях по восемь НКА в каждой. Долготы восходящих узлов
трех орбитальных плоскостей различаются номинально на 120°. Номинальный период обращения НКА равен Т=11 ч 15 мин 44 с, и, соответственно, номинальная высота круговой орбиты составляет 19100 км над поверхностью Земли. В каждой орбитальной плоскости восемь НКА разнесены по аргументу широты номинально через 45, и аргументы широты
восьми НКА в трех орбитальных плоскостях сдвинуты на 15.
Полная орбитальная группировка в системе НАВСТАР содержит 24
штатных НКА на круговых синхронных орбитах с периодом обращения Т
= 12ч 00мин (высота орбиты составляет около 20000 км над поверхностью
Земли) в шести орбитальных плоскостях (по четыре НКА в каждой) с на12
клонением i=55, долготы восходящих узлов которых смещены с интервалом номинально 60.
Основной геометрической характеристикой орбитальная группировка штатных НКА в СРНС, от которой зависит точность навигации наземных потребителей в СРНС, являются геометрические свойства созвездия
НКА, которое «видит» наземный потребитель. Минимально необходимое
для наземного потребителя оптимальное созвездие содержит четыре НКА:
один НКА вблизи зенита, три НКА вблизи горизонта равномерно разнесены по направлению. На Рис.2 изображена орбитальная группировка в системе ГЛОНАСС в виде трех орбитальных колец при взгляде на ОГ со стороны северного полюса мира.
В системе ГЛОНАСС каждый штатный НКА постоянно излучает
шумоподобные непрерывные навигационные радиосигналы в двух диапазонах частот 1600 МГц и 1250 МГц. В НАП навигационные измерения в
двух диапазонах частот позволяют исключить ионосферные погрешности
измерений. Каждый НКА имеет цезиевый атомный стандарт частоты, используемый для формирования бортовой шкалы и навигационных радиосигналов. Шумоподобные навигационные радиосигналы НКА различаются несущими частотами. Поскольку для взаимноантиподных НКА в орбитальных плоскостях можно применять одинаковые несущие частоты, то
для 24 штатных НКА минимально необходимое число несущих частот в
каждом диапазоне частот равно 12.
Навигационный радиосигнал 1600 МГц  двухкомпонентный. На
заданной несущей частоте в радиопередатчике формируются два одинаковых по мощности шумоподобных фазоманипулированных навигационных
радиосигнала «в квадратуре» (взаимный сдвиг по фазе на 90): узкополосный (открытый канал) и широкополосный (закрытый канал).
Узкополосный навигационный радиосигнал 1600 МГц образуется
посредством манипуляции фазы несущего колебания на 180 периодической двоичной псевдослучайной последовательностью (ПСП1) с тактовой частотой F1 =
0,511 МГц и с периодом повторения Т1 = 1 мс
(511 тактов). ПСП1 представляет собой М последовательность с характеристическим
полиномом 1 + x3 + x5. Путем инвертирования
ПСП1 передаются метки времени бортовой
шкалы времени НКА и двоичные символы
цифровой информации (ЦИ). Метка времени
имеет длительность 0,3 с и передается в конце
каждого двухсекундного интервала времени
Рис. 2. Модель орбиталь- (в конце четных секунд). Метка времени соной группировки спутни- держит 30 двоичных символов длительностью
ков в системе ГЛОНАСС. 10 мс и представляет собой укороченную на
13
один символ 31-символьную М-последовательность. В каждой двухсекундной строке на интервале времени 1,7 с передаются 85 двоичных символов ЦИ, длительностью 20 мс и перемноженные на меандр, имеющий
длительность символов 10 мс. В приемнике с помощью меандра осуществляется символьная синхронизация для МВ и с ее помощью  строчная и
символьная синхронизация ЦИ.
Широкополосный навигационный радиосигнал 1600 МГц образуется
посредством манипуляции фазы несущего колебания на 180 периодической двоичной последовательностью ПСП2 с тактовой частотой F2=5,11
МГц. Путем инвертирования ПСП2 передаются двоичные символы ЦИ
длительностью 20 мс.
Ширина основного «лепестка» огибающей спектра мощности узкополосного навигационного радиосигнала равна 1,022 МГц, широкополосного  10,22 МГц.
При проектировании СРНС ГЛОНАСС была выработана следующая
«сетка» номинальных значений несущих частот для навигационных радиосигналов в двух диапазонах частот  верхнем 1600 МГц (В) и нижнем
1250 МГц (Н):
вk =в0+kв; в0=1602,0000 МГц; в=0,5625 МГц;
нk =н0+kн; н0=1246,0000 МГц; н=0,4375 МГц; вk /нk = 9/7 ;
где k  условный порядковый номер пары несущих частот вk и нk для
навигационных радиосигналов 1600 МГц и 1250 МГц.
Широкополосные навигационные радиосигналы (закрытый канал) в
системах НАВСТАР и ГЛОНАСС предназначены для использования санкционированными потребителями и имеют защиту от несанкционированного использования.
Узкополосные навигационные радиосигналы в системах НАВСТАР
и ГЛОНАСС являются открытыми и предназначены для гражданских потребителей. Но в системе НАВСТАР эти сигналы искусственно искажаются с помощью процедуры селективного доступа, который ухудшает точность навигации для нелицензионных потребителей.
Суммарное среднеквадратическое отклонение оценки дальности до
НКА (если расхождение ШВ НКА и ШВ потребителя равно нулю) в системе ГЛОНАС составляет примерно 6…10 м при использовании узкополосных сигналов. С учетом геометрических факторов в самом худшем
случае система ГЛОНАС обеспечивает точность определения трех координат объекта с точностью: 60м в плане и 100м по высоте. Соответствующие точности системы НАВСТАР (GPS) составляют соответственно: 100м
в плане и 156м по высоте (более подробно см. в [5]).
В 2010 году общее количество спутников ГЛОНАСС было доведено
до полного состава (26 спутников) для обеспечения полного покрытия
Земли. В 2011 году была модернизирована система наземного комплекса
управления. Результатом программы модернизации стало увеличение точ14
ности ГЛОНАСС в 2-2,5 раза, что составляет порядка 2,8 м для гражданских потребителей [8]. В 2011 году был запущен НКА Глонасс-К, в котором реализованы навигационные сигналы в формате CDMA.
В настоящее время строительство глобальных спутниковых систем
продолжается, к их числу можно отнести:
1) BeiDou (Compass) — развёртываемая Китаем спутниковая система
навигации, основанная на геостационарных спутниках. По состоянию на
2015 год система имела 14 работающих спутников: 5 на геостационарных
орбитах, 5 — на геосинхронных и 4 — на средних околоземных. Реализация программы началась в 2000 году. Первый спутник вышел на орбиту в
2007 г. В мае 2016 года был запущен 21-й космический аппарат. Предполагается, что к 2020 году, когда количество спутников будет увеличено до
35, система «Бэйдоу» сможет работать как глобальная.
2) Galileo — европейская система, находящаяся на этапе создания
спутниковой группировки. По состоянию на ноябрь 2016 года на орбите
находится 16 спутников, 9 действующих и 7 тестируемых. Планируется
полностью развернуть спутниковую группировку к 2020 году [9].
2.3. Методические указания
В соответствии с заданными параметрами и допущениями, а также
принципами построения системы прототипа – CРНС «ГЛОНАС» рассмотрим многоканальную аппаратуру потребителя (НАП), использующую узкополосные радиосигналы и предназначенную для глобальной навигации
наземных подвижных объектов (сухопутных, морских, воздушных). Будем
считать, что в НАП применяется широконаправленная приемная антенна.
Дальность от объекта до НКА измеряется в НАП посредством измерения
сдвига принимаемой М-последовательности относительно опорного сигнала в НАП [1, стр.307].
В сеансе навигации результаты измерений в НАП псевдодальностей
(расстояния между НКА и НАП с учетом расхождения шкал времени) относительно не менее четырех НКА, выбранных для сеанса, и принятая
эфемеридная информация от выбранных НКА позволяют определить три
координаты объекта и сдвиг местной ШВ объекта (опорного сигнала) относительно ШВ системы [1, стр. 304].
Основными источниками погрешностей одночастотного измерения
псевдодальности в многоканальной НАП являются: шумы и многолучевость на входе приемника, тропосфера, ионосфера. Суммарная погрешность измерения псевдодальности определяется следующей формулой [5,
стр.39]:
2
2
2
2
  ш
  мл
  тр
  ион
(2.1)
Где: ш – погрешность, обусловленная аддитивными шумами в при-
15
емнике НАП; мл – погрешность, обусловленная многолучевым распространением навигационного сигнала для пригоризонтных НКА; тр, ион –
погрешности, обусловленные влиянием тропосферы и ионосферы соответственно.
При оценке погрешностей псевдодальности, обусловленных шумами
и многолучевостью на входе приемника, будем полагать, что в каналах
НАП в цепях слежения за ПСП1 применяются дискриминаторы задержки,
у которых ширина центрального линейного участка дискриминационной
характеристики равна длительности символа ПСП1. Тогда шумовую погрешность однодиапазонных измерений псевдодальности можно оценить
следующим образом ([3,4]):
с
1
ш 
(2.2)
F1 2 gT0
где: c - скорость света; F1 - тактовая частота ПСП1.
Навигационный радиосигнал от пригоризонтного НКА может приходить к наземному подвижному объекту не только прямым путем но и за
счет зеркального отражения от земной поверхности (многолучевость). Отраженный радиосигнал приходит к объекту с направления ниже местного
горизонта, и при зеркальном отражении изменяется на противоположное
направление круговой поляризации радиосигнала. С учетом данного обстоятельства и за счет пространственной избирательности приемной антенны мощность отраженного радиосигнала Pc2 будет много меньше мощности прямого радиосигнала Pc1 на входе приемника.
Погрешность измерения псевдодальности до пригоризонтного НКА,
обусловленная многолучевостью при использовании узкополосного навигационного радиосигнала, будет максимальна в худшей ситуации, когда
задержка t отраженного радиосигнала относительно прямого радиосигнала на входе приемника будет равна t=1/2F1, где F1  тактовая частота
ПСП1. При t1/2F1, и при t3/2F1 погрешность будет много меньше,
чем в худшей ситуации. Погрешность псевдодальности до пригоризонтного НКА из-за многолучевости в худшей ситуации для узкополосных навигационных радиосигналов будет равна ([3,4]):
Pc 2
с
 мл 
(2.3)
4 F1 2 Pc1
Отношение мощностей отраженного и прямого радиосигнала составляет примерно - (30...32) дБ, что хорошо согласуется с экспериментальными данными [3].
Тропосферную погрешность беззапросного измерения дальности
(псевдодальности) для НКА при углах возвышения НКА = (худший
случай) можно найти следующим образом:
16

1
 тр 
nt h dh
sin  

(2.4)
0
где: nt(h) – коэффициент преломления тропосферы в зависимости
от высоты.
Обычно в НАП тропосферные погрешности компенсируются расчетными поправками. Если рассчитывать тропосферные поправки для
средних параметров тропосферы (глобально), то их погрешность составит
10% от величины поправки погрешности (2.4) ([3,4]).
Для вычисления оценки погрешностей можно воспользоваться простой экспоненциальной моделью тропосферы:
nt h   nt 0 exp h / ht 
(2.5)
где: nt(0)=310-4.
Проведем оценку ионосферных погрешностей измерения псевдодальности в однодиапазонной НАП. Ионосфера Земли начинается с высоты 100 км, на высотах от 300 до 400 электронная концентрация в ионосфере максимальна и выше с увеличением высоты уменьшается приблизительно экспоненциально и на высоте 900 км электронная концентрация в
ионосфере составляет приблизительно 10% от максимальной.
Коэффициент преломления в ионосфере ni(h) зависит от частоты
радиосигнала и для частоты радиосигнала f >100 МГц описывается равенством:
ni(h) = 40.3 Ne(h) / f 2
(2.6)
где Ne(h)  электронная концентрация ионосферы на высоте
h [эл/см3]; f-несущая частота радиосигнала [кГц].
Ионосферную погрешность при вертикальном прохождении радиолуча к наземному объекту от зенитного НКА можно оценить следующим
образом:

 ион  ni h dh

(2.7)
0
Вертикальный профиль величины ni(h) в зависимости от высоты
можно представить в виде следующих условий:
1) при h  h1=100 км ni(h) = 0 ;
2) при h1  h  h2 = 300 км ni(h) линейно возрастает до nm , где nm
 максимальное значение ni(h) ;
3) при h2  h  h3 = 400 км ni(h) = nm ;
4) при h  h3 = 400 км ni(h) = nm e  (h  h ) / a , a=200 км.
Используя данную аппроксимацию для ni(h), и формулы (2.7) и
(2.6) получим оценку ионосферной погрешности беззапросных измерений
3
17
дальности (псевдодальности) до зенитного НКА. Значение nm можно получить из формулы (2.6) для заданной несущей частоты НКА и заданной в
Таблице 2 Ne. Для пригоризонтного НКА (=5...10) можно считать [3],
что погрешность возрастает в 2.5…3.0 раза.
Отметим, что ионосферные погрешности необходимо учитывать
только при одночастотных измерениях, соответствующих «гражданскому»
каналу СРНС «ГЛОНАС». Для «закрытого» канала предусмотрена компенсация ионосферных погрешностей за счет приема сигналов одновременно в 2-х частотных диапазонах 1200 и 1600 МГц. В последней модификации НКА СРНС «ГЛОНАС» ионосферная компенсация предусмотрена и
для узкополосного канала.
Для оценки погрешностей определения координат наземных подвижных объектов в сеансах навигации необходимо вычислить геометрические факторы созвездий НКА. Геометрическими факторами в сеансе навигации называют аналитическую связь погрешностей определения горизонтальных (x,y) и вертикальной (z) координат объекта с инструментальными погрешностями измерения псевдодальностей до выбранных НКА.
Минимально необходимое созвездие НКА в сеансе содержит четыре
НКА: один «высокий» околозенитный и три «низких» пригоризонтных,
разнесенных по направлению. Из четырех псевдодальностей можно образовать три разности дальностей [1, стр.305].
Погрешности определения координат x, y (в плане) обычно различаются незначительно и не превосходят 1.15 , погрешность определения
высоты не более чем 3…5 [3,5].
18
3. РАЧЕТ ОСНОВНЫХ ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК РАДИОЛОКАТОРА С СИНТЕЗИРОВАНИЕМ АПЕРТУРЫ
КОСМИЧЕСКОГО БАЗИРОВАНИЯ
3.1 Техническое задание
Рассчитать основные тактико-технические характеристики радиолокатора с синтезированной апертурой (РСА) космического базирования используя исходные данные, заданные в следующей таблице.
Таблица 3
№
Диапазон
Dобз ,
Dзах ,
,
0 ,
км
Км
варианта длин волн
м
Дб
1
X
300
10
1,5
-20
2
X
350
10
2,0
-20
3
X
400
20
3,0
-20
4
X
450
20
5,0
-20
5
C
300
30
6,0
-23
6
C
350
30
7,0
-23
7
C
400
40
8,0
-23
8
C
450
40
9,0
-23
9
S
300
50
10,0
-25
10
S
350
50
11,0
-25
11
S
400
60
12,0
-25
12
S
450
60
13,0
-25
13
L
300
30
3,0
-27
14
L
350
30
5,0
-27
15
L
400
40
10,0
-27
16
L
450
40
12,0
-27
17
P
300
50
10,0
-23
18
P
350
50
15,0
-23
19
P
400
60
10,0
-23
20
P
450
60
15,0
-23
21
X
250
10
3,0
-22
22
X
300
10
5,0
-22
23
X
350
20
10,0
-22
24
X
400
20
15,0
-22
25
L
500
50
5,0
-30
26
L
500
60
10,0
-30
В таблице заданы: Dобз – требуемая полоса обзора РСА; Dзах – минимальная полоса захвата;  - требуемое пространственное разрешение; 0 –
чувствительность РСА (удельная ЭПР шумового эквивалента).
19
РСА размещается на борту космического аппарата (КА) находящегося
на круговой, солнечно-синхронной орбите с высотой H=500 км, наклонением i=72.
В процессе расчета необходимо определить:
1) размеры антенны РСА;
2) тип и параметры зондирующего сигнала (период повторения, длину волны, полосу частот, импульсную мощность);
3) максимальный и минимальный углы падения и визирования;
4) полосы захвата на краях полосы обзора;
5) разрешающую способность по поверхностной дальности на краях
полосы обзора;
6) вероятность обнаружения точечной цели с ЭПР 5м2 ;
7) вероятность обнаружения точечной цели с ЭПР 50 м2 на фоне с
удельной ЭПР –20ДБ;
8) радиометрическое разрешение;
9) выходной цифровой поток.
3.2. Система-прототип
Радиолокация поверхности Земли с космических аппаратов (КА) за
уже более чем 30 лет своей истории прошла путь от единичных научных
экспериментов до устойчиво развивающейся отрасли дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ).
Считается, что первым космическим радиолокатором для построения
изображений поверхности Земли была аппаратура космического аппарата
Seasat-A (США). Аппарат был запущен на околополярную орбиту высотой
800 км в июне 1978. Радиолокатор имел рабочую длину волны 23см и горизонтально поляризованное излучение, угол визирования поверхности
был фиксированным и составлял 20 градусов от надира. Ширина полосы
захвата РСА Seasat-A, т.е. ширина участка местности, попадающей на изображение, была 100 км, а разрешение приблизительно 25 метров. Изображения РСА Seasat использовались для определения спектра направлений
океанских волн, поверхностных проявлений внутренних волн, движения
полярных льдов, особенностей геологического строения земной коры, границ влажности почвы, характеристик вегетации, использования земли под
городские застройки, и других задач представляющих интерес.
Разработка первого отечественного космического РСА «ЭКОР-А» для
пилотируемой орбитальной станции «Алмаз» была полностью завершена в
1978 г., однако по причинам далеким от технических, запуск этой орбитальной станции был отменен в последний момент. В последствии после
незначительной модификации аппаратура РСА «ЭКОР-А» была установлена на борту КА «Космос 1870» и выведена на орбиту почти через 10 лет
в 1987 г. Более современная (цифровая) модификация РСА «Экор-А1» была запущена в 1991 г. на борту КА «Алмаз-1». Полоса обзора РСА «Экор20
А1» составляла 350 км одновременно с левого и правого борта КА, полоса
захвата в различных режимах от 45 до 200 км, максимальное пространственное разрешение 1012м, длина волны 9.6 см. Антенная система РСА
«Экор-А1» представляла собой две трехсекционные волноводно-щелевые
решетки стоячей волны, с раскрывом 151.6 м2. Передающее устройство
выполнено на базе фазируемого магнетрона с импульсной мощностью 300
КВт и средней мощностью 80Вт. Тип зондирующего сигнала – простой радиоимпульс. На борту цифровая радиоголограмма записывалась на 6 цифровых магнитофона (входной цифровой поток каждого магнитофона – 104
Мбит/с) с последующей передачей на наземный комплекс обработки по
радиоканалу через спутник ретранслятор. Формирование радиоизображений поверхности Земли осуществлялась в наземных условиях с задержкой
не более 1…2 часа с момента съемки.
Рис. 3. Общий вид КА «Алмаз-1» с антеннами РСА «ЭКОР-А1»
(Экспозиция на ВДНХ, Москва).
Постоянное наблюдение поверхности Земли с использованием РСА
ведется с момента запуска Европейским космическим агентством КА ERS1 в 1991году. В наши дни на орбите Земли находятся одиночные радиолокационные КА и системы спутников гражданского и военного назначения:
Sentinel-1A,-1B (Европа), RADARSAT-2 (Канада), ALOS-2, IGS, IGS-Radar
5, IGS-Radar Spare (Япония), TERRASAR-X, Tandem-X, SAR-Lupe21
1,2,3,4,5 (Германия), COSMO Skymed (Италия), Yaogan-1,3,6,9 (Китай),
Метеор-М, "Кондор-Э" (Россия), Kompsat 5 (Южная Корея), RISAT (Индия), Lacrosse (Onyx) (США). В ближайшем будущем планируются запуски радиолокационных КА в России, Украине, Казахстане, Испании, Малайзии, Китае и др.
От применения информации этих радиолокационных систем научное
сообщество ожидает в ближайшем будущем существенного прогресса в
решении таких глобальных проблем, как предсказание землетрясений и
извержений вулканов, понимания процессов глобального изменения климата, контроль зарождения и прогноз мощности ураганов и тайфунов. Помимо научного назначения эти системы сегодня являются уникальным инструментом при решении таких практических задач, как контроль чрезвычайных ситуаций, экологический мониторинг, картография, сельское и
лесное хозяйство, мореплавание во льдах и прочее.
Столь широкий объем решаемых задач является следствием уникальной информативности данных систем. Помимо возможности построения
изображений поверхности Земли независимо от времени суток и облачного
покрова с высокой разрешающей способностью (до 1м) и полосой обзора
(до 500км) информативность РСА зависит от длины волны и поляризации
зондирующих сигналов. Это обуславливает развитие многочастотных и
поляриметрических РСА, а также тенденцию расширения диапазона используемых частот.
Огромные перспективы для практических приложений РСА открылись в связи с разработкой в 90-х годах метода интерферометрического
наблюдения (наблюдение с разнесением в пространстве), который позволяет измерить третью координату – рельеф поверхности с точностью до 35 м по высоте. В отличие от других способов (например, оптической стереосъемки) рельеф измеряется непосредственно в автоматическом режиме.
Важным этапом в развитии данного направления был эксперимент SRTM
проведенный США в течение 11 дневного полета космического челнока
"Endeavour" в 1999г. с однопроходным 60-ти метровым радиолокационным
интерферометром. Метод дифференциальной интерферометрии (наблюдение с разнесением во времени) обеспечивает возможность измерения деформаций поверхности земли с точностями порядка длины волны.
Для обеспечения высокоточного мониторинга пространственных микродеформаций поверхности на контролируемой территории устанавливают
пассивные уголковые радиолокационные отражатели.
22
Рис. 4. – Внешний вид КА TerraSAR-X (диапазон частот – X, пространственное разрешение – 0.9 м, тип антенны - АФАР)
Рис. 5. – Внешний вид уголкового отражателя (слева) и его радиолокационное изображение, полученное КА TerraSAR-X (справа) (обработка
ЦРДЗЗ ПГУТИ)
На Рис.6 показано радиолокационное изображение (РЛИ) участка Самарской луки – Ширяевский овраг, полученное КА TerraSAR-X. На Рис.7
цифровая модель рельефа местности (ЦМРМ), полученная по данным 2-х
радиолокационных съемок методом 2-х проходной интерферометрии.
23
Рис. 6. – РЛИ Ширяевского оврага (обработка ЦРДЗЗ ПГУТИ)
24
Рис. 7. – Цифровой рельеф Ширяевского оврага, восстановленный по
данным 2-х радиолокационных съемок методом 2-х проходной интерферометрии (обработка ЦРДЗЗ ПГУТИ)
На Рис.8 показаны совмещенные радиолокационное и оптическое изображения автомобильной «пробки» в районе ТЦ «Парк-Хаус». Из которых
в частности видно, что организация постоянного радиолокационного наблюдения может обеспечить круглосуточный контроль за трафиком.
Рис. 8. – РЛИ автомобильной пробки в в районе ТЦ «Парк-Хаус».
Слева оптическое (КА «Ресурс-ДК»), справа радиолокационное
(КА «TerraSAR-X») изображения (обработка ЦРДЗЗ ПГУТИ)
25
Радиолокационные данные могут быть использованы для решения
многочисленных задач, среди которых: обновление топографических карт;
прогноз и контроль развития наводнения, оценка нанесенного им ущерба;
прогноз урожайности сельскохозяйственных культур; контроль состояния
гидротехнических сооружений на каскадах водохранилищ; реальное местонахождение речных судов в той или иной акватории; отслеживание динамики и состояния рубок леса, природоохранный мониторинг; оценка
ущерба от лесных пожаров и их последствий; соблюдение лицензионных
соглашений при освоении месторождений полезных ископаемых; мониторинг разливов нефти и движения нефтяного пятна; контроль несанкционированного строительства; прогноз погоды и мониторинг опасных природных явлений.
Антенна
РСА
Приемопередающая
аппаратура
РСА
АЦП
Радиоголограмма
Радиолиния
передачи информации
Радиоголограммы
Изображения
Комплекс
предварительной обработки
информации
Банк данных
Интерферограммы
Потребители данных дистанционного
зондирования
Рис. 9. Этапы преобразования информации в современных
космических РСА
В современных космических РСА используются частотные диапазоны L(23см), S(10см), C(5см), X(3см), активные (SIR-A/B/C, JERS) и пассивные (ERS-1/2, X-SAR, "Алмаз") фазированные антенные решетки.
Формирование радиоизображений происходит в наземных комплексах обработки из оцифрованных на выходе линейных квадратурных приемников
РСА отраженных сигналов [6]. Основные этапы преобразования информа26
ции в современных системах радиолокационного зондирования Земли показаны на Рис.9.
3.3. Методические указания
Радиолокаторы с синтезированной апертурой (РСА) являются естественной модификацией импульсных РЛС кругового обзора при размещении
их на летательном аппарате (космическом аппарате в данном случае). В
отличие от РЛС кругового обзора антенна РСА неподвижна относительно
корпуса летательного аппарата и развертка радиолокационного изображения поверхности Земли обеспечивается движением летательного аппарата.
Рис. 10. Принципы построения РСА
Радиолокационное изображение (РЛИ) облучаемой поверхности Земли формируется из массива переотраженных в обратном направлении зондирующих импульсов РЛС и является модулем комплексного коэффициента обратного рассеяния поверхности Земли. Каждый отраженный импульс является строчкой дискретной радиоголограммы, столбцами, которой являются временные отсчеты отраженных импульсов на выходе АЦП
2-х квадратурных каналов линейного приемника РСА (см. подробнее
[6,7]).
Разрешающая способность РСА характеризует возможность различения на РЛИ двух близкорасположенных точечных целей и фактически определяет качество информации РСА.
27
Разрешающая способность РСА по наклонной дальности (по задержке) определяется только типом зондирующего сигнала и при использовании простого радиоимпульса равна r=c/, при использовании сложных
сигналов определяется эффективной полосой частот сигнала, т.е. r=c/fэ.
Для решения задачи формирования радиолокационного изображения
с заданным качеством важную роль играет разрешающая способность РСА
по поверхностной дальности (см. Рис.11), которая зависит от угла падения
, т.е.:
r
(3.1)
y 
sin  
Данная зависимость показывает, что разрешающая способность РСА
по поверхностной дальности резко падает при малых углах места, поэтому
РСА обычно работают при углах места >15…20.
Рис. 11. Разрешающая способность по наклонной и поверхностной дальности.
Поясним принцип формирования радиоизображений в РСА. Пусть точечная цель облучается последовательностью прямоугольных радиоимпульсов, длительность которых равна интервалу дискретизации сигнала в
приемнике РСА (см. Рис.13).
В момент времени t1 приходит первый, отраженный от цели импульс,
в tN последний. В течение этого времени антенна перемещается в пространстве на расстояние Ls, которое называют длиной синтезированной
апертуры. Каждый k-й отраженный радиоимпульс в этой пачке получает
задержку (tk)=2R(tk)/c, фазовый сдвиг несущего колебания (tk)=4R(tk)/
и некоторый амплитудный коэффициент индуцированный диаграммой направленности (ДН) антенны Gk, зависящие от момента излучения импульса
tk.
(3.2)
s отр (t , k )  Re G k  S t   t k   exp j  0 t   t k 


28
Рис. 12. Принцип синтеза апертуры в РСА
В большинстве случаев достаточно проанализировать квадратичную
аппроксимацию R(t) в окрестности точки траверза цели – tтр:
V2
Rt   R(t тр )  (V  (t  t тр ))  R (t тр ) 
 (t  t тр ) 2
2  R(t тр )
2
2
(3.3)
Т.о. огибающая пачки отраженных импульсов определяется ДН антенны и квадратичным фазовым набегом, который эквивалентен линейной
частотной модуляции пачки импульсов, так как:
f t  
1 d
2 V 2
  t  
 t  t тр 
2 dt
  Rt тр 
(3.4)
Вид такой пачки показан на Рис.13. Частотную модуляцию пачки отраженных импульсов можно объяснить эффектом Доплера, возникающим
вследствие движения КА. Данная линейная частотная модуляция огибающей пачки отраженных импульсов имеет полосу частот f=2VLs/R.
Максимальное квадратичное смещение отраженных импульсов по оси
задержки, показанное на Рис.13, как правило, меньше разрешающей способности РСА по задержке  и проявляется в космических или сверхширокополосных РСА, где носит название эффекта миграции дальности.
Таким образом, в РСА мы обрабатываем не один отраженный импульс, а пачку импульсов. Комплексная огибающая этой пачки не что
иное, как дискретное представление ЛЧМ импульса. Воспользовавшись
этим фактом, мы можем сжать этот сигнал вдоль оси X до величины:
x 
V
R D x


f 2 L s
2
(3.5)
29

Рис. 13. Траекторный сигнал РСА.
Т.е. азимутальное разрешение РСА не зависит от расстояния до цели,
длины волны, скорости полета и т.п., и определяется только длиной азимутального раскрыва антенны, причем, чем он меньше, тем выше разрешающая способность РСА. Чем меньше апертура реальной антенны, тем больше Ls, тем больше отношение длины синтезированной антенны к длине
волны, которое мы теперь можем сделать сколь угодно большим. Таким
образом, особенность РСА, в необходимости совместной когерентной обработки пачки отраженных импульсов длиной N=Ls/x.
Горизонтальный (азимутальный) размер антенны легко определить из
требуемого разрешения в соответствии с (3.5) следующим образом:
Dx  2    k x
(3.6)
где: kx=1.2…1.4 – коэффициент запаса.
Относительная скорость КА относительно поверхности Земли можно
вычислить по следующей приближенной формуле [6]:
V  V0  Vэ cosi 2  0.5Vэ2 sin i 2
(3.7)
где: Vэ – скорость вращения Земли на экваторе (465 м/с); V0 – орбитальная скорость КА; i – наклонение орбиты КА. Орбитальную скорость
КА можно определить по формуле (3.8), где fM = 398600 км3с-2 – геодезическая гравитационная постоянная.
fM
V0 
(3.8)
Rз  H
где: Rз=6371 км – радиус Земли.
Период повторения импульсов в РСА определяется двумя противоречивыми требованиями. С одной стороны, для обеспечения передачи всего
спектра доплеровских частот период повторения по теореме Котельникова
30
не может быть меньше чем Tmax   k xV . С другой стороны длительность
отраженного сигнала (и следовательно полоса захвата) не должна превышать периода повторения, т.е. Tmin  2k yWr c (см. Рис.11). Выбирая период повторения с учетом некоторого коэффициента запаса по полосе
ky=1.2…1.4 T  Tmin  Tmax мы тем самым определяем максимально возможную рекуррентную дальность Wr. Полоса захвата РСА, являющиеся
проекцией рекуррентной дальности на сферическую поверхность Земли,
зависит от угла падения . Реализуемая полоса захвата в соответствии с
приближением Рис.5. определяется следующей формулой:
Wr
(3.9)
W
sin  
На практике период повторения, углы падения и визирования, полосы
захвата и обзора определяют в соответствии с требуемым уровнем помех
неоднозначности, возникающих вследствие многолепесткового характера
функции неопределенности РСА (см. подробнее в [6,12]).
Диапазон углов падения определяется следующими соображениями.
Максимальный угол падения  max определяется фактически кривизной
поверхности Земли и составляет 90. Если реализуемая полоса захвата
меньше заданной, то  max можно определить исходя из заданной полосы
захвата. Минимальный угол падения  min определяется требованиями к
пространственному разрешению по поверхностной дальности или полосе
обзора. В случае удовлетворения требований по полосе обзора и поверхностному разрешению  max может быть выбран и < 90.
В соответствии с заданным в техническом задании частотном диапазоном волн можно определить разрешенную полосу частот, выделенные
Международным регламентом радиосвязи для космических РСА (см.
Табл.4). Эту полосу частот можно взять за основу для эффективной полосы
частот fэ и исходя из заданного разрешения и зависимости (3.1) определить  min из условия  y   . Для обеспечения заданной полосы обзора
РСА мы можем определить также еще одно значение  min . Если полученное значение меньше чем требуемое заданным разрешением, то, возможно,
следует пересмотреть требования ТЗ по полосе обзора.
Таблица 4
Частотные диапазоны для космических РСА
Наименовние
диапазона
ОВЧ (VHF)
УВЧ (UHF)
Условное
обозначение
P (70 см)
L (23 см)
Частота,
ГГц
0,420-0,450
1,215-1,300
Длина
волны,
см
66,7-71,4
23,1-24,7
Полоса,
МГц
30
85
31
СВЧ (SHF)
---
S (10 см)
C (5,6 или 6
см)
X (3 см)
3,100-3,300
5,250-5,350
9,09-9,67
5,61-5,714
200
100
9,500-9,800
3,06-3, 158
300
Вертикальный размер антенны выбирается из условия обеспечения
заданной полосы захвата при приемлемом уровне помех неоднозначности.
Для расчета можно использовать значение требуемой площади апертуры
антенны [6]:
HV
S  Dx D y  4k x k y
(3.10)
c
По выбранным параметрам обзора, размерам антенны, полосе приемника и заданной чувствительности РСА из уравнения радиолокационной
дальности определяют требования к излучаемой мощности передатчика.
Чувствительность РСА определяют значением УЭПР эквивалентного фона, мощность которого на выходе РСА равна мощности шумов на выходе
РСА. Этот параметр называют  - удельной ЭПР шумового эквивалента
(УЭПРШЭ). Это означает, что при наблюдении фона с УЭПР  и при отсутствии некогерентного накопления отношение сигнал/шум на выходе
РСА Q = 1.
Pизл 
4π 3  R 4  Pш  L
G 2  λ 2  σ0  Se  N
(3.11)
Pш  4  10 21 f э K ш
(3.12)
Параметры, входящие в формулу дальности (3.11): G - коэффициент
усиления антенны (в максимуме ДНА) определяется формулой (1.2); Pш –
мощность шумов на входе приемника; Kш - коэффициент шума приемника, задаются Kш = 2,5 дБ для рабочей длины волны   23 см и Kш = 2,0 дБ
при меньшей длине волны; N - число когерентно суммируемых импульсов,
определяется из требуемой длины синтезированной антенны для реализации заданного азимутального разрешения и частоты повторения (берется
номинальное значение); L - потери в тракте (потери в приемопередающем
тракте оценивают примерно в -3 дБ); Se=xy – площадь элемента разрешения РСА; R – наклонная дальность до цели (в расчете использовать наклонную дальность соответствующую дальней границе полосы обзора  max ).
Чтобы не ограничивать зону захвата, длительность зондирующего
импульса должна составлять малую часть периода повторения. Обычно задаются скважностью излучения Q=20-25. Отсюда легко найти длитель-
32
ность зондирующего импульса  и  T Q . В большинстве космических
РСА в качестве зондирующего сигнала используется ЛЧМ импульс. База
такого импульса B   и  f э . Соответственно требуемая мощность передатчика в импульсе Pимп  Pизл / B и средняя мощность Pср  Pимп / Q .
Расчет вероятностей обнаружения цели ведется в следующем порядке:
1) оценивается отношение сигнал/шум q1 для цели без некогерентного накопления [6]:
 Ризл  G 2  λ 2  σ ц  N 

q1  10 lg
(3.13)
 4 π 3  R 4  P  L 
ш


2) по графику Рис.14 находят вероятность обнаружения цели на шумах (при вероятности ложной тревоги F = 10-2), N=1;
3) находят отношение сигнал/шум+фон для цели на отражающем
фоне


σц


q 2  10 lg 

 σ 0  σ 0ф  x  y 




(3.14)
где ц - ЭПР цели в м2, 0 - чувствительность РСА (в разах), 0ф - УЭПР
подстилающего фона (в разах);
4) по графику Рис.14 находят вероятность обнаружения целей на фоне местности, N=1;
Радиометрическое разрешение характеризует возможность различения на радиолокационном изображении объектов, отличающихся по
УЭПР. Радиометрическое разрешение определяют для одного элемента
разрешения РСА, и обычно оценивают в децибелах

σ 0 

(3.15)
K S  10  lg  2 
0 
σф 



Информационные потоки на выходе РСА определяются разрядностью АЦП, частотой дискретизации отсчетов Fd, частотой повторения
Fп=1/T, а также отношением зоны обзора к рекуррентной дальности. Производительность РСА при передаче цифровой радиоголограммы (см.
Рис.4) равна (бит/с):
2   АЦП  f э
П
(3.16)
ky
где  АЦП - разрядность АЦП (обычно 4 или 8).
33
Рис. 14. Вероятность обнаружения цели.
ЛИТЕРАТУРА
1. Радиотехнические системы / под ред. Ю.М. Казаринова. – М.:
Высш. шк., 1990.-496с.
2. Справочник по радиолокации / под ред. М. Сколника, т. 1, - М:
Советское радио, 1976г.
3. Н.М. Волков, Н.Е. Иванов, В.А. Салищев, В.В. Тюбалин. Глобальная навигационная спутниковая система "ГЛОНАСС"//Успехи современной радиоэлектроники. 1997. №1.
4. http://www.rssi.ru/sfcsic/russia-w.html
5. Ю.А.Соловьев. Системы спутниковой навигации.- М.: Эко-Трендз,
2000г.
6. Л.Б.Неронский, В.Ф.Михайлов, И.В.Брагин. Микроволновая аппаратура дистанционного зондирования Земли и атмосферы. Радиолокаторы с синтезированной апертурой антенны: Учеб. пособие/
СПбГУАП. СПб., 1999. Ч.2 220 с.
7. Радиолокационные станции с цифровым синтезированием апертуры антенны. В.Н.Антипов, В.Т.Горяинов, А.Н.Кулин и др.; под
ред. В.Т.Горяинова.- М.: Радио и связь, 1988, 304 с.
8. https://ru.wikipedia.org/wiki/ГЛОНАС
9. https://ru.wikipedia.org/wiki/ Спутниковая система навигации
10. Горячкин О.В., Неронский Л.Б. Задания и методические указания
к курсовой работе по курсу «Основы теории радиотехнических
систем»: Учебное пособие. Самара: ПГАТИ. – Самара. -2002. –
30с.
34
11. Информационные технологии в радиотехнических системах/ под.
ред. И.Б. Федорова. - Москва: Изд. МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2003. С.671.
12. Верба В.С., Неронский Л.Б., Осипов И.Г., Турук В.Э. Радиолокационные системы землеобзора космического базирования / Радиотехника, 2010. - 680 с.
35
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
0
Размер файла
4 359 Кб
Теги
vypolnenie, radiotehnicheskie, sistemy, metodicheskie, rabota, goryachkin, ukazaniya, kursovye
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа