книги из ГПНТБ / Инженерные изыскания в строительстве. Инженерно-геологические, геофизические и геодезические исследования [сборник]

колебаний передатчика с колебаниями местного гетеро­ дина, работающего на частоте ПО Мгц, и фильтрации требуемой части спектра.

После усиления в 1000 раз напряжение этой часто­ ты смешивается с отраженным сигналом, в результате

(re05-7655)Jlf24±fp

Рис. 62. Упрощенная структурная схема радиовысотомера Сэлфорда

получается промежуточная частота 110 Мгц плюс или минус звуковая частота (частота биений), равная раз­ ности частот передатчика и отраженного сигнала. На­ пример, на высоте 900 футов частота биений равна 10 кгц, а на высоте 5000 футов — свыше 50 кгц. При ча­ стоте биений 50 кгц усилитель дает в пять раз большее

130

усиление шумов, чем при частоте биении 10 кгц; поэтому зона действия усилителя меняется автоматически таким образом, что при высоте 900 футов двигатель, приводя­ щий в движение модулирующий конденсатор, замедляет движение до тех пор, пока частота биений не станет рав­ ной 10 кгц. В данном случае мерилом высоты служит величина напряжения, замедляющая движение двига­ теля.

Дополнительное преимущество этой постоянной ча­ стоты биений заключается в том, что видеоусилитель па этой частоте может иметь повышенную чувствитель­ ность, поэтому более слабые сигналы, полученные на больших высотах, окажутся максимально усиленными.

Напряжение с частотой биений подается к счетной схеме, которая вырабатывает напряжение, пропорцио­ нальное частоте биений. Это напряжение сравнивается с напряжением на потенциометре, механически связан­ ном с индикатором.

При малейшем несоответствии напряжений двигатель влияет на потенциометр и индикатор таким образом, чтобы это несоответствие исчезло.

При высоте свыше 900 футов на потенциометре уста­ навливается постоянное напряжение независимо от вы­ соты, а связанный с ним второй потенциометр подает напряжение на двигатель, модулирующий передатчик. Скорость вращения модулирующего двигателя снижает­ ся до тех пор, пока не установится равновесие между выходными напряжениями счетчика и первого потенцио­

Кроме индикатора со шкалой и указателем в высо­ томере предусмотрена световая сигнализация высоты полета.

Антенны представляют собой два диполя, установлен­ ных в рефлекторах, которые находятся на уровне об­ шивки крыла самолета.

2.САМОЛЕТНЫЕ ДОППЛЕРОВСКИЕ НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ

Навигационные системы делятся на автономные и неавтономные. Автономные получают информацию без

121

привлечения наземных средств. В неавтономные навига­ ционные системы информация поступает на основе их взаимодействия с наземной аппаратурой.

В последние годы самое широкое применение нашли автономные системы навигации, основным элементом ко­ торых является допплерозская радиолокационная стан­ ция.

Рис. 63. Структурная схема простейшей допплеровскон навига­ ционной системы

В ВВС США эти системы широко используются для решения задач, даже не связанных с навигацией. В част­ ности, такие системы используются при бомбометании с помощью радиолокационного бомбоприцела, при выхо­ де в точку встречи для дозаправки горючим в воздухе, для обеспечения захода на посадку и т. д.

На рис. 63 представлена структурная схема простей­ шей допплеровской навигационной системы, установлен­ ной на самолете или другом летательном аппарате.

Антенна излучает по направлению к Земле высоко­ частотные немодулированные колебания частотой fn . Диаграмма направленности антенны узкая и направлена к поверхности Земли под углом у. Отраженные от по­ верхности Земли колебания улавливаются антенной и подаются на вход смесителя, куда также подан ослаб­ ленный сигнал от передатчика. С выхода смесителя на­ пряжение разностной частоты подается на усилитель и затем на частотомер. С выхода частотомера напряже­ ние, пропорциональное скорости полета, подается на ин-

122

дикатор, проградуированный непосредственно в едини­ цах скорости.

В этой простейшей навигационной системе скорость самолета определяется по допплеровскому сдвигу ча­ стоты. Угол сноса определяется по максимальному зна­ чению частоты Допплера. При вращении антенной си­ стемы в горизонтальной плоскости максимального зна­ чения частота Допплера достигнет в том случае, когда максимум диаграммы направленности совпадет с векто­

система имеет ряд существенных недостатков, из-за ко­ торых она не нашла практического применения. Глав­ ным недостатком является -то, что эта система не обес­ печивает требуемой точности определения скорости и угла сноса самолета. Так, например, она имеет очень тупой максимум зависимости частоты fA от угла поворо­ та антенны в горизонтальной плоскости, что приводит к ошибкам в определении угла сноса4:

В однолучевой допплеровской системе угол у отсчитывается от продольной оси самолета. В реальных же условиях эта ось никогда не совпадает с касательной к траектории полета, а образует с ней в вертикальной плоскости некоторый угол (угол тангажа). Это приво­ дит к ошибкам в определении скорости. Кроме того, траектория полета на отдельных участках маршрута мо­

И, наконец, в однолучевой станции должны быть очень жесткие требования к стабильности частоты передат­ чика.

Погрешность в измерении скорости за счет отклоне­ ния диаграммы направленности антенны можно умень­ шить тремя способами.

Первый способ — стабилизация антенны относитель­ но вертикали места с помощью авиационной гироверти­ кали. Второй способ (так называемый способ стабили­

123

Первый способ отличается от второго лишь техниче­ ским выполнением. В первом случае используется более сложная конструкция антенной системы, что увеличи­ вает ее вес и габариты. Во втором случае требуется при­ менение дополнительных счетно-решающих приборов.

При третьем способе необходимо, чтобы два луча бы­ ли симметричны относительно вертикали и проходили в одной вертикальной плоскости. Тогда если антенна не

Чтобы получить горизонтальную и вертикальную со­ ставляющие скорости, необходимо взять разность и сум­ му значений допплеровских сдвигов для первого и вто­ рого лучей:

Из этих уравнений видно, что применение симметрич­ ных лучей позволяет раздельно измерять горизонталь­ ную и вертикальную составляющие скорости.

В реальных условиях, когда имеет место и вертикаль­ ная составляющая скорости, погрешность измерений ско­ рости полета возрастает и, например, у вертолетов мо­ жет достигать значительной величины. Поэтому практи­ чески для уменьшения креповых погрешностей в большинстве случаев необходимо реализовать два мето­ да одновременно: первый и третий или второй и третий.

Ранее было сказано, что угол сноса самолета можно определить с помощью однолучевой системы, однако эта система не позволяет получить требуемую точность. Для обеспечения необходимой точности надо, так же как и для определения скорости, по меньшей мере два луча. При этом если при определении скорости один луч на-

124

чтобы оба луча были направлены либо вперед, либо на­ зад (рис. 64).

На рис. 64 изображены кривые равных приращений допплеровской частоты. Если самолет летит с постоян-

v

Рис. 64. Схема расположения лучен для определения угла сноса

ной скоростью над плоской поверхностью Земли, то эти кривые ( + 6fд, +26/д, +36/д и т. д.) имеют форму ги­ пербол.

При у = 90° частота Допплера равна нулю. На рис.64 этому соответствует прямая линия. Кривые, расположен­ ные впереди самолета, соответствуют принимаемым отра­ женным сигналам с частотами выше частоты излучае­ мого сигнала, тогда как кривые, лежащие позади само­

125

вызванное эффектом Допплера, будет больше, чем для луча 2.

Вращая антенную систему относительно вертикаль­ ной оси и сохраняя угол г) постоянным, можно добиться равенства частот принятых сигналов по обоим лучам. В этом случае угол между продольной осью самолета и средней линией между двумя лучами антенной системы равен углу сноса самолета. Одновременно с этим по аб­ солютному значению допплеровской частоты можно из­ мерить путевую скорость самолета.

Угол сноса можно измерить и другим способом, при котором антенная система неподвижна. В этом случае необходимо, чтобы на самолете имелось устройство, по­ зволяющее сравнивать допплеровские частоты, получае­ мые для каждого луча, и по их разности определять угол сноса самолета.

Данная двухлучевая система в отличие от простей­ шей однолучевой обладает достаточной точностью опре­ деления угла сноса самолета, но, как уже указывалось, не обеспечивает требуемой точности определения скоро­ сти самолета.

Системой, которая достаточно точно измеряет угол сноса и скорость самолета, является система с тремя лучами. При этом два луча, направленные вперед, пред­ назначены для измерения угла сноса, а два луча, на­ правленные вперед и назад по движению самолета,— для измерения путевой скорости.

Для получения трех составляющих вектора путевой скорости самолета (Vx , Vv и Vz), а также компенсации погрешностей от кренов можно использовать и четыре луча. Каждый из этих лучей должен иметь одинаковый угол падения, чтобы количество отраженной энергии бы­ ло одинаковым по всем трем направлениям, когда само­ лет летит горизонтально. Чем меньше угол падения, тем больше величина отраженной энергии, но тем меньше допплеровский сдвиг частоты. Таким образом, угол па­ дения лучей должен быть оптимальным как с точки зре­ ния величины сигнала, приходящего на вход приемника, так и с точки зрения величины допплеровского сдвига частоты, от которого зависит работа последующих кас­ кадов системы.

Кроме правильного выбора угла падения лучей сле­ дует также оптимально расположить лучи в горизонталь-

126

ной плоскости относительно продольной оси самолете, т. е. выбрать углы р. Расположение лучей в горизонталь­ ной плоскости должно обеспечивать простоту расчета трех взаимно перпендикулярных составляющих скорости самолета по сигналам допплеровских частот. Очевидно,

ной антенны представляет собой полосу частот, обуслов­

сет в себе допплеровский сдвиг частоты, определенный уравнением

127

Если известна ширина луча АО, то относительная ши­

частот можно сократить и, следовательно, уменьшить ошибку измерения путем сужения диаграммы направ­ ленности антенн. Особенно заметно возрастают ошибки при широкой диаграмме направленности, если полет со­ вершается над водной поверхностью, когда коэффициент отражения является величиной переменной в некотором диапазоне углов падения в пределах луча.

Таким образом, тип антенны выбирается исходя из двух взаимно противоречивых факторов: иметь макси­ мально узкий луч при минимальных габаритах и весе.

При выборе мощности излучения исходят так же, как и в случае радиовысотомеров, из того, что коэффициент рассеяния различных поверхностей (земли, воды и т. д.) различный. Например, при угле падения луча, равном

работающей на такой водной поверхности, должен иметь мощность в 100 раз большую, чем передатчик, работаю­ щий на земной поверхности.

В связи с этим обычно выбирают какое-то компро­ миссное решение, допуская, что в случае очень спокой­ ного моря система может работать по памяти (при от­ сутствии данных от допплеровской РЛС) .

На рис. 66 представлена структурная схема самолет­ ной навигационной допплеровской системы AN/APN-79. Вводимые в систему и выходные данные показаны стрелками. Электрические сигналы изображены сплош­ ными линиями, механические — пунктирными. Из блока приемопередатчика и антенны на вход вычислителя пу­ тевой скорости поступают сигналы допплеровской часто­ ты, пропорциональные трем составляющим скорости самолета.

Указанные сигналы обрабатываются в блоке вычис­ лителя путевой скорости таким образом, что на выходе получаются аналоговые напряжения, пропорциональные продольной и перпендикулярной составляющим путевой

128

скорости. По этим данным, а также данным, поступаю­ щим из блока датчика курса, в вычислителе курса опре­ деляются географические координаты.

В блоке навигационного вычислителя интегрируются составляющие путевой скорости север — юг и восток — запад и складываются полученные измерения по широте и долготе с координатами точки взлета, что дает воз­ можность непрерывно выдавать текущие координаты са­

молета. По текущим координатам самолета и координа­ там пункта назначения вычисляются необходимые угол и расстояние до заданного пункта назначения, а также время полета к нему.

Вычислитель также выдает значение угла линии пути, если он отличается от требуемого курсового угла. На­ пряжение, пропорциональное величине этого угла (сиг­ нал ошибки), подается на автопилот. Таким образом, система AN/APN-79 обеспечивает автоматический полет самолета к месту назначения по самому кратчайшему пути.