«А.В. Баженов, Г.И. Захаренко, А.Н. Бережнов, К.Ю. Савченко РАДИОНАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ Учебное пособие Допущено Учебно-методическим объединением высших учебных заведений Российской Федерации по образованию в области ...»

б) СП с бортовыми РЛС, в которых координаты ЛА определяются на борту.

Радиолокационные системы посадки самолетов предназначены для обеспечения посадки как одиночных, так и групп самолетов, не имеющих специального посадочного оборудования, а снабженных только обычными пилотажно-навигационными приборами и связными радиостанциями. При использовании таких систем положение самолета относительно ВПП и линии планирования определяется с помощью специального наземного посадочного радиолокатора и его посадка осуществляется по командам с земли, которые передаются экипажу по радиотелефонному каналу.

Радиолокационные системы посадки включают в свой состав диспетчерское оборудование и посадочный радиолокатор. Радиотехнические средства упрощенной СП используются для привода самолетов в район аэродрома, облегчения расчета и маневра при заходе на посадку и дополнительного контроля за правильностью его выполнения, а также как резервное посадочное средство.

Маркерный канал входит в состав как упрощенной, так и радиомаячной систем посадки и предназначен для определения момента пролета фиксированных точек и состоит из маркерных радиомаяков (МРМ) и маркерных радиоприемников (МРП).

Радиомаяки предназначены для обозначения определенных точек земной поверхности и вырабатывают сигналы, позволяющие на борту самолета определить момент их пролета над местом установки.

В настоящее время эксплуатируются радиомаяки МРМ-48, МРМ-70, МРМ-В, Е-615.

Все радиомаяки работают на одной несущей частоте 75 МГц, которая модулируется по амплитуде напряжениями частотой 400 Гц, 1300 Гц и 3000 Гц для трехмаркерного варианта и частотами 400 Гц и 3000 Гц – для двухмаркерного варианта, с коэффициентом глубины модуляции 95%.

Антенны МРМ формируют диаграмму направленности в вертикальной плоскости “факельной” формы, а в горизонтальной плоскости диаграмма направленности имеет такую ширину, чтобы при отклонении самолета от линии курса в пределах зоны действия курсового радиомаяка (КРМ) самолет не вышел за пределы действия МРМ (рисунок 3.33). Сечение ДНА горизонтальной плоскостью в направлении оси ВПП сжато, что повышает точность определения места расположения МРМ, а перпендикулярно оси ВПП выпукло, что предотвращает возможность пролета самолета мимо зоны облучения маяка в том случае, когда самолет имеет небольшое отклонение от посадочного курса. Размеры осей эллипсоидных сечений диаграммы излучения:

на высоте 200 м (1200 и 800 м);

на высоте 50 м (800 и 600 м).

Для опознавания радиомаяков применяется различная манипуляция напряжений. Так, при двухмаркерном варианте, ближний радиомаяк манипулируется последовательностью 6 точек в секунду, дальний – 2 тире в секунду.

При трехмаркерном варианте параметры маркерного канала приведены в таблице 3.4.

Таблица 3. Структурная схема МРМ, диаграммы напряжений и диаграмма направленности антенны МРМ приведены на рисунке 3.34.

В состав МРМ входят: передатчик (ПРД); антенна; сеткаотражатель; индикатор излучения с антенной.

В ВЧ блоке ПРД генерируются стабилизированные колебания частотой 75 МГц. Стабилизация частоты позволяет получить устойчивую диаграмму направленности антенны и обеспечивает бесподстроечное вхождение в связь самолетного маркерного радиоприемника (МРП).

Напряжение несущей частоты модулируется по амплитуде напряжением звуковой частоты 3000Гц, вырабатываемым звуковым генератором передатчика (рисунок 3.34,б). Модулированные колебания перед поступлением в антенну манипулируются (прерываются) манипулятором, который представляет собой генератор прямоугольных импульсов.

МРМ может работать в режиме непрерывного излучения модулированных колебаний, при этом манипулятор выключается.

Антенна МРМ представляет собой полуволновый вибратор, расположенный над сеткой-отражателем на продолжении оси ВПП. Сетка-отражатель устанавливается горизонтально над земной поверхностью и позволяет исключить зависимость ДНА от состояния и характера почвы.

Индикатор излучения служит для контроля за мощностью излучения МРМ. Он представляет собой милливольтметр, с помощью которого измеряется выпрямленное напряжение высокой частоты (ВЧ), снимаемое с антенны индикатора.

Правильность работы манипулятора контролируется по загоранию и погасанию (с частотой манипуляции) сигнальных лампочек на КДП и МРМ.

Маркерный приемник (например, А-611) размещается на самолете. В полете МРП используется при заходе на посадку. В момент пролета ДПРС должна загореться сигнальная лампа МАРКЕР, а в телефонах прослушиваться сигнал тона 400 (3000) Гц с частотой прерывания два тире в секунду.

В момент пролета БПРС должна загореться сигнальная лампа МАРКЕР, а в телефонах прослушиваться звуковой сигнал тона (3000) Гц с частотой прерывания шесть точек в секунду.

Выдача световой и звуковой индикации осуществляется в течение всего времени полета в зоне действия наземного маркерного радиомаяка (МРМ).

3.6 Измерители путевой скорости Путевая скорость (скорость ВС относительно поверхности земли) является одним из наиболее важных навигационных параметров, используемых для определения местоположения воздушного судна методом счисления координат.

Определение составляющих скорости движения ВС по отношению к земной поверхности особенно важно при решении задач бомбометания, применения управляемого оружия по наземным целям, при выполнении задач картографирования, аэрофотосъемки, ведения радиоразведки, выброски десанта и грузов. Поэтому устройства определения составляющих скорости движения ВС по отношению к земной поверхности используются на самолетах и вертолетах бомбардировочной, истребительно-бомбардировочной, армейской, разведывательной и военно-транспортной авиации.

Скорость ВС по отношению к земной поверхности (вектор земной или полной скорости VK ) определяется векторной суммой скоростей (рисунок 3.35) где VB — вектор суммарной воздушной скорости ВС (перемещения ВС относительно воздушных масс); W — вектор скорости ветра (скорости переноса воздушных масс), под ней обычно понимают скорость горизонтального перемещения воздушных масс.

Рисунок 3.35 - Составляющие скорости ЛА по отношению к земной Проекция треугольника векторной суммы скоростей на горизонтальную плоскость называется навигационным треугольником скоростей (рисунок 3.35), который часто используют на практике:

где горизонтальная составляющая вектора земной скорости VK называется вектором путевой скорости VП, а горизонтальная составляющая вектора VB называется вектором воздушной скорости V. При горизонтальном направлении вектора ветра W вертикальная составляющая (вертикальная скорость) Vвер вектора VВ определяет значение вертикальной составляющей вектора VK.

Угол между направлениями векторов воздушной скорости V и путевой скорости VП называется углом сноса (здесь и далее считается, что угол между направлениями горизонтальных проекций вектора суммарной воздушной скорости и продольной оси ВС, называемый углом скольжения, равен нулю).

Доплеровские измерители скорости и сноса (ДИСС) предназначены для определения составляющих скорости движения ВС по отношению к земной поверхности и определения углов сноса ВС.

Для определения путевой скорости VП и угла сноса используется эффект Доплера, заключающийся в появлении дополнительного приращения частоты FД при наличии радиальной скорости Vr относительно земной поверхности где - длина волны.

Предположим, что передатчик и приемник доплеровского измерителя находятся на борту самолета, который совершает горизонтальный полет. Передатчик вырабатывает колебания, которые поступают в антенну. Антенна формирует узкий луч электромагнитной энергии в направлении земной поверхности под некоторым углом к продольной оси самолета. Отразившись от земной поверхности в некоторой точке А, колебания принимаются той же антенной и поступают в приемник (рисунок 3.36).

Относительная скорость сближения самолета с точкой А на земной поверхности в этом случае будет Vr = VП cos. Поскольку как передатчик, так и приемник перемещаются относительно земли, то выражение доплеровской частоты имеет вид:

Так как и известны, то прибор, измеряющий частоту (частотомер), дает сведения о путевой скорости VП. Шкала прибора, включенного на выходе частотомера, градуируется непосредственно в единицах скорости.

Все рассуждения при нахождении доплеровской частоты были справедливы для идеального случая, когда антенна имела бесконечно узкий луч. Практически антенна облучает некоторую поверхность, размеры которой зависят от высоты полета самолета, ширины диаграммы направленности антенны и от угла наклона луча. Поскольку углы ( 1 0 2 ), под которыми облучается каждая точка земной поверхности (точки А1А0,А2), в пределах ширины диаграммы направленности антенны различны, то суммарный доплеровский сигнал будет состоять из большого количества колебаний различных частот (рисунок 3.37,а).

Рисунок 3.37 - Спектр доплеровских частот Распределение амплитуд составляющих спектра доплеровского сигнала зависит от формы и размеров диаграммы направленности антенны, характера отражающей поверхности и ряда других факторов.

На рисунке 3.37,б изображен примерный вид спектра частот доплеровского сигнала: спектральная плотность по мощности S выражена как функция текущей доплеровской частоты FД. Скорость самолета определяется по среднему значению частоты спектра FД 0.

Рассмотрим, как с помощью однолучевого доплеровского измерителя определяется путевая скорость и угол сноса ВС.

Предположим, что ВС совершает горизонтальный полет. Пусть в начальный момент луч антенны развернут в горизонтальной плоскости относительно продольной оси самолета на угол и, кроме того, луч наклонен по направлению к земной поверхности на угол (рисунок 3.38). Составляющую вектора путевой скорости в направлении излучения ОВ можно определить следующим образом:

Поворачивая луч антенны в горизонтальной плоскости можно найти такое положение антенны, при котором величина напряжения на выходе измерительной схемы, а следовательно, и значение доплеровской частоты FД станет максимальным. Это будет в том случае, когда луч антенны в горизонтальной плоскости будет совмещен с вектором путевой скорости, то есть =. В этом случае FДмах = 2VП cos 0. Зная величину, по значению FДмах можно определить путевую скорость, а по углу разворота антенны относительно продольной оси ВС, при котором доплеровская частота достигает максимума, можно определить величину угла сноса.

Таким образом, работа ДИСС основывается на измерении доплеровских сдвигов частот сигналов, отраженных от земной поверхности. Типовая структурная схема ДИСС изображена на рисунке 3.39.

Рисунок 3.39 - Типовая структурная схема ДИСС Передатчик генерирует непрерывные колебания высокой частоты f 0, которые через направленный разветвитель поступают в антенну, ориентированную в направлении к земной поверхности под углом, и излучаются по направлению к земле. Отраженные от земной поверхности колебания, имеющие доплеровский сдвиг ( f 0 + FД ), принимаются антенной и через направленный разветвитель поступают на смеситель приемника. Кроме отраженных колебаний с частотой f 0 + FД на смеситель поступают колебания передатчика с частотой f 0. В результате взаимодействия этих колебаний на выходе смесителя образуется напряжение разностной частоты f 0 + FД f 0 = FД. Это напряжение усиливается и поступает на измерительную схему, которая выдает напряжение, пропорциональное доплеровской частоте, а следовательно, скорости полета ВС относительно земной поверхности.

Углы крена к и тангажа поступают в ДИСС для контроля достоверности измеряемых параметров. При углах крена и тангажа, превышающих допустимые, формируется сигнал, переводящий ДИСС в режим «ПАМЯТЬ». В этом режиме в течение некоторого времени в пилотажно-навигационном комплексе используются ранее полученные VП и.

Однолучевые ДИСС практического применения не нашли ввиду низкой точности измерения навигационных параметров VП и. При измерении параметров по максимуму показаний прибора неизбежно возникают большие по величине ошибки, так как при близким к углу, нельзя точно зафиксировать момент достижения максимума.

Для повышения точности измерений путевой скорости и угла сноса используют измерители, антенная система которых формирует не один, а два, три или четыре луча. Таким образом, схема измерителя в этом случае является двух-, трех- или четырехканальной и величины доплеровских частот от всех каналов подаются на измерительную схему для их совместной обработки и последующей индикации на приборы.

По назначению и способу построения доплеровские измерители вектора скорости ВС могут быть разделены на два типа: самолетные ДИСС и вертолетные ДИСС.

Вектор скорости самолета всегда направлен вперед и отклонен от продольной оси самолета на угол не более нескольких десятков градусов. Диапазон скоростей, измеряемых самолетными ДИСС, обычно лежит в пределах от 100—200 км/ч до 1000 — 4000 км/ч;

диапазон рабочих высот — от десятков метров до десятков километров. В связи с этими особенностями в самолетных ДИСС можно выбрать такое расположение антенных лучей, при котором знак доплеровской частоты был бы известен заранее, а величина минимальной доплеровской частоты всегда была бы больше нуля.

Перемещение вертолета в пространстве может быть произвольным. При этом вектор земной скорости вертолета может быть равен нулю и изменять свое направление. Поэтому основные отличия вертолетных ДИСС от самолетных определяются необходимостью измерения доплеровских частот вплоть до значений, близких к нулю, а также необходимостью определения знаков доплеровских смещений частоты. В вертолетных ДИСС всегда необходимо определение трех составляющих вектора земной скорости, принимаемых не менее чем по трем некомпланарным лучам. Диапазон рабочих высот вертолетных ДИСС, как правило, лежит в пределах от нуля до нескольких километров. Доплеровские измерители по характеру излучения делятся на ДИСС с непрерывным излучением и с импульсным излучением.

В свою очередь, доплеровские измерители с непрерывным излучением подразделяются на ДИСС, использующие непрерывные немодулированные колебания, и ДИСС, в которых применяются непрерывные частотно-модулированные колебания.

По способу выделения доплеровской частоты из отраженного сигнала ДИСС делятся на когерентные и некогерентные. При когерентном приеме сигналов частота (фаза) отраженного сигнала сравнивается с частотой (фазой) опорного сигнала передатчика.

При некогерентном приеме сигналов выделение доплеровской частоты основано на сравнении частот (фаз) колебаний двух одновременно приходящих отраженных сигналов, например, по переднему и заднему лучам.

Доплеровские измерители с импульсным режимом работы делятся на импульсные когерентные измерители (измерители с внутренней когерентностью) и импульсные некогерентные измерители (автокогерентные или измерители с внешней когерентностью).

В настоящее время находят применение самолетные ДИСС с трех- и четырехлучевыми антеннами. Чаще всего лучи ДИСС направляются как ребра правильной пирамиды с основанием, расположенным в горизонтальной плоскости. Антенны ДИСС могут быть как жестко связанные, так и не связанные с корпусом ВС. В последнем случае они могут быть поворотными, неповоротными стабилизированными по крену и тангажу, либо поворотными стабилизированными.

Чаще всего в настоящее время используются ДИСС с антенной, жестко связанной с корпусом самолета. Рассмотрим работу такого ДИСС более подробно. Доплеровский измеритель совместно с вычислителем на борту самолета определяет проекции вектора земной скорости в системе координат, жестко связанной с антенным устройством и называемой антенной системой координат. Для решения многих навигационных задач необходимо знание составляющих вектора земной скорости самолета в горизонтальной прямоугольной системе координат 00X0Y0ZО, связанной с Землей (рисунок 3.40). В рассматриваемом случае для простоты считаем, что антенная система координат совпадает с самолетной связанной системой координат OXYZ.

Определим связь между измеренными значениями доплеровских частот и проекциями вектора земной скорости самолета в горизонтальной земной системе координат для четырехлучевой антенной системы ДИСС.

Примем для упрощения, что ОХ || O0X0, OZ || O0Z0, OY || О0Y0, а вектор воздушной скорости V направлен вдоль оси ОХ. Обозначим через VKx, VKy и VKz проекции вектора земной скорости ВС VK, на оси OX, OY и OZ, соответственно, а через k, l, m, n — единичные векторы вдоль одноименных лучей. Положительные направления на рисунке 3.40 отмечены стрелками. Значения доплеровских частот по направлениям лучей антенны могут быть представлены как скалярное произведение вектора земной скорости VK и соответствующего единичного вектора. Так, для луча k можно записать Выразим это скалярное произведение через проекции векторов VK и k на оси системы координат OXYZ:

где kx, ky и kz — проекции вектора k, не соответствующие оси.

Аналогичным образом запишем доплеровские частоты по направлениям лучей l, m, n :

Найдем, для примера, значения проекций kx, ky, kz для единичного вектора k. Так как kх — это проекция единичного вектора k на ось ОХ, то для ее определения необходимо вектор k повернуть в вертикальной плоскости до совпадения с горизонтальной плоскостью, т. е. на угол установки луча антенны а, а затем повернуть его в горизонтальной плоскости на угол до совпадения с положительным направлением оси ОХ. Таким образом, k x = cos a cos. Для определения проекции единичного вектора k на ось OZ необходимо повернуть его в вертикальной плоскости на угол а, а затем в горизонтальной плоскости до совмещения с отрицательным направлением оси OZ на угол (90 - ), т. е.

Для нахождения проекции ky единичного вектора k на ось OY необходимо повернуть вектор k до совпадения его с отрицательным направлением оси OY на угол (90— а ), т. е. k y = sin a.

Аналогичным образом находятся проекции единичных векторов l, m, n. Тогда для симметричного расположения лучей получим:

Система уравнений (3.9) позволяет определить вектор земной скорости летательного аппарата. Для этого в современных многолучевых ДИСС с неподвижной относительно корпуса самолета антенной применяют методы попарной и раздельной обработки сигналов.

При попарной обработке в четырехлучевой системе (рисунок 3.40) излучение и прием сигналов производятся поочередно одновременно по двум лучам, например k и m или l и n. Поскольку прием сигналов по каждой паре лучей производится поочередно, то имеется возможность использовать один приемный канал. Частота коммутации пар лучей определяет дискретность поступления информации о скорости ВС и может составлять 5 Гц.

При попарной обработке сигналов лучей утрачивается информация о вертикальной составляющей вектора VK.

В современных ДИСС все чаще переходят к устройствам с раздельной обработкой сигналов по каждому лучу. Это дает возможность измерения всех трех составляющих вектора VK. ДИСС с раздельной обработкой сигналов не менее чем по трем лучам находят применение на высокоманевренных самолетах, на вертолетах и космических аппаратах при осуществлении мягкой посадки. В самолетных ДИСС четвертый луч часто используется для автоматической перекалибровки измерителя при изменении характера отражающей поверхности или в качестве резервного.

Известно, что в четырехлучевых системах каждая из доплеровских частот может быть выражена через три остальные, так как В рассматриваемом случае (рисунок 3.40) для измерения VK используются сигналы лучей k, l, m.

Выполним последовательно следующие преобразования системы (3.9):

1) вычтем из первого уравнения второе;

2) вычтем из третьего уравнение второе;

3) выполним сложение первого уравнения с третьим.

В результате данных преобразований получим:

Соотношения (3.10) представляют собой основные алгоритмы, согласно которым в бортовой ЭВМ или специализированном вычислителе определяются составляющие Vkx,Vky,Vkz и, если необходимо, по формулам:

вычисляются значения путевой скорости VП и угла сноса.

Помимо ДИСС с неподвижными относительно корпуса летательного аппарата антеннами достаточно широкое применение находят ДИСС с поворотными антеннами. В ряде ДИСС с поворотными антеннами осуществляется их стабилизация в горизонтальной плоскости. В ДИСС с поворотной антенной разностный сигнал, пропорциональный углу сноса, используется для выработки напряжения, управляющего вращением антенны в горизонтальной плоскости. Антенна поворачивается до тех пор, пока лучи не расположатся симметрично относительно линии пути, т. е. антенна повернется на угол.

При этом частоты пар лучей равны. Угол сноса отсчитывается по индикатору, фиксирующему смещение оси антенны относительно продольной оси самолета.

Измерение вектора земной скорости ВС в многолучевых ДИСС можно совместить с измерением высоты полета ВС. При этом используют модуляцию излучаемого сигнала по частоте или амплитуде для определения дальности от ВС до отражающей поверхности по направлениям лучей неподвижной антенны.

Для бесконечно узких лучей при их симметричном расположении относительно оси О0Х0 и ровной горизонтальной отражающей поверхности расстояние D для l-того антенного луча определяется следующим образом (рисунок 3.40):

где Н — высота полета ВС; а — угол места луча в вертикальной плоскости.

Из формулы (3.13) видно, что высота полета ВС может быть определена, если известна дальность по одному из антенных лучей. B отличие от обычных радиовысотомеров, которые имеют один широкий луч, лучи ДИСС относительно узкие, поэтому для точного измерения высоты полета ВС необходимо знать углы крена и тангажа.

В доплеровских измерителях с непрерывным излучением немодулированных колебаний используются для излучения и приема сигналов отдельные неподвижные относительно корпуса самолета антенны. Наличие отдельных антенн необходимо для того, чтобы на работу приемника не влиял проникающий сигнал передатчика, поскольку излучение и прием происходят одновременно. В ДИСС с непрерывным излучением используются когерентные способы выделения доплеровских частот. Непрерывный режим излучения применяется как в самолетных, так и в вертолетных ДИСС.