книги / Физические основы получения информации

Ф едеральное агентство по образованию Государственное образовательное учреждение высш его профессионального образования

«Пермский государственный технический университет»

И.Г . П ерм и н ов

ФИ З И Ч Е С К И Е О С Н О В Ы

ПО Л У Ч Е Н И Я И Н Ф О Р М А Ц И И

Утверждено Редакционно-издательским советом университета

в качестве учебного пособия

Издательство Пермского государственного технического университета

2006

П РЕДИ СЛОВИЕ

Курс «Физические основы получения информации» чита­ ется студентам специальности «Авиационные приборы и изме­ рительно-вычислительные комплексы летательных аппаратов». Содержание книги соответствует учебной программе по указан­ ному курсу.

Курс изучается на протяжении трех семестров. В соответ­ ствии с этим главы книги расположены в порядке прохождения материала.

Учебной литературы по аэрометрическим приборам и сис­ темам, гироскопическим приборам, радиотехническому обору­ дованию самолетов в настоящее время много, но она направлена на подготовку технического персонала или студентов вузов гражданской авиации и для усвоения программы курса «Физи­ ческие основы получения информации» требует соответствую­ щей обработки. Учебных же изданий, посвященных спутнико­ вым радионавигационным системам и спутниковым системам радиосвязи, пока вообще не существует. Эти главы книги со­ ставлены по отдельным научно-техническим и научно-популяр­ ным источникам.

Сжатая форма изложения материала обусловлена весьма ограниченным объемом книги.

Автор выражает глубокую благодарность рецензентам - исполнительному директору Пермской научно-производствен­ ной приборостроительной компании В.С. Ермакову и доктору технических наук, профессору Е.В. Славнову за внимательный просмотр рукописи и ряд существенных предложений и замеча­ ний, способствовавших ее улучшению.

Автор просит читателей направлять свои замечания и предложения в Издательство Пермского государственного тех­ нического университета.

3

ВВЕДЕНИЕ

Движение самолета в пространстве состоит из поступа­ тельного движения его центра масс по траектории и углового движения относительно центра масс. Полет по некоторой задан­ ной траектории характеризуется следующими параметрами: курсом, скоростью, высотой, ускорением, отклонениями в горизонтальной плоскости и по высоте.

Углом курса называется угол между направлением полета самолета и направлением на север.

Угловое положение и движение самолета относительно центра масс определяются тремя углами: тангажа (и), крена (у) и рысканья (¥ ) (рис. В.1) - и, соответственно, тремя угловыми скоростями относительно трех координатных осей, связанных с корпусом.

Рис. В.1. Параметры самолета

4

Для решения задачи управления и навигации на борту не­ обходимо определять скорость полета самолета. Истинная воз­ душная скорость самолета V направлена по касательной к траек­ тории движения. Обычно вектор скорости не совпадает с про­ дольной осью Ох самолета. Угол а между продольной осью и проекцией вектора скорости на плоскость симметрии Оху назы­

вается углом атаки, а угол между V и горизонтальной плоско­ стью - углом наклона траектории 0. Угол скольжения Р - угол

между вектором V и плоскостью Оху.

Положение центра масс самолета определяется линейны­ ми координатами: высотой полета Я; пройденным расстоянием L; боковым отклонением г.

В географической системе координат положение само­ лета определяется широтой Ф и географической дол­ готой X.

Для оперативного контроля параметров со­ стояния летательного аппа­ рата, с целью обеспечения безопасности полета по тра­ ектории и решения навига­ ционной задачи, использу­ ются пилотажный и нави­ гационный комплексы дат­ чиков, приборов и систем, передающих информацию о состоянии в систему отра­

жения, контроля и сигналы в систему управления летательным аппаратом.

Современный автоматизированный бортовой пилотажно­ навигационный комплекс (БПНК) представляет собой совокуп­ ность функционально связанных электромеханических датчиков и приборов, радиотехнических систем, вычислительных средств, систем индикации и средств управления.

Упрощенная структурная схема БПНК самолета приведе­ на на рис. В.2.

5

Система воздушных сигналов (СВС) осуществляет кос­ венное измерение нескольких аэрометрических параметров: скоростей полета самолета, числа Маха, барометрической высо­ ты и др. Курсовая система (КС) определяет направление полета и отклонение от заданного направления. АГД - авиагоризонт дистанционный (датчик углов крена и тангажа самолета). Гироскопические датчики угловых скоростей (ДУС) вырабатывают сигналы по угловым скоростям отклонения в систему управле­ ния самолета для уменьшения его колебательности. Инерциаль­ ная навигационная система (ИНС) - автономная система опре­ деления местоположения (координат) самолета методом интег­ рирования сигналов измерителей ускорений (акселерометров).

Радиотехнические системы: автоматический радиокомпас (АРК), радиовысотомеры (РВ), доплеровский измеритель скоро­ сти и угла сноса (ДИСС), системы посадки (СП), радиотехниче­ ская система ближней навигации (РСБН), радиотехническая система дальней навигации (РСДН), радиолокационные системы (РЛС), радиосвязь (PC) и спутниковые радионавигационные системы (СРНС) - также служат целям навигации (самолетово­ ждения) и решения поставленных задач.

Для решения навигационной задачи используются не только устройства и системы, находящиеся на борту летатель­ ного аппарата, но и наземные средства и аппаратура искусст­ венных спутников Земли.

Сигналы бортовых устройств обрабатываются в бортовой цифровой вычислительной машине (БЦВМ) и поступают в сис­ тему индикации и отображения пилотажно-навигационной ин­ формации (СОИ*), а также в систему автоматического управле­ ния (СУ) летательным аппаратом (ЛА).

1. АЭРОМ ЕТРИЧЕСКИЕ П РИ БО РЫ И СИ СТЕМ Ы

1.1. Высотомеры

Высотой полета называется расстояние до самолета, от­ считываемое по вертикали от некоторого уровня, принятого за

* СОИ - система отображения информации.

6

начало отсчета. Измерение высоты полета самолета производит­ ся различными методами. Наибольшее распространение полу­ чили барометрический и радиотехнический методы.

Барометрический метод основан на измерении абсолют­ ного атмосферного давления, которое уменьшается с увеличе­ нием высоты. Радиотехнический метод использует свойства от­ ражения электромагнитных волн от земной поверхности.

Различают высоты: абсолютную Я а (измеряемую относи­ тельно уровня Балтийского моря) (рис. 1.1), относительную # отн (относительно места взлета или посадки) и истинную Нн (высоту над пролетаемой местностью).

Рис. 1.1. Высоты полета самолета (ВПП - взлетно-посадочная полоса)

Знание абсолютной высоты необходимо для выдержива­ ния установленного коридора (эшелона) на маршруте полета.

Истинную высоту необходимо знать для обеспечения безопасности полета, а также для выполнения работ различного вида (аэрофотосъемка, сельскохозяйственные работы и т.д.).

Относительная высота должна быть известна при взлете и особенно при посадке.

Приборы, работающие на барометрическом методе, назы­ ваются барометрическими высотомерами. За начальный уровень принято давление, соответствующее стандартному атмосферно­ му давлению 760 мм рт. ст.

Зависимость статического давления воздуха р от высоты полета Н выражается барометрической формулой. Рассмотрим эту зависимость, связывающую абсолютное давление и высоту.

7

1.2. Теория барометрического высотомера

Для вывода зависимости атмо­ сферного давления р от высоты полета Н рассмотрим цилиндрический стол­ бик воздуха (рис. 1.2) площадью S и весом mg. Из условия равновесия сил, действующих на столбик и развивае­ мых им:

pS + mg = (р + d p )S ,

находим

mg = Sdp,

Рис. 1.2. Столбик воздуха где масса

т = pSjd#|

или

pS|dtf|s = Sdp,

где р - плотность воздуха. Отсюда получим

Уравнение состояния идеального газа (воздуха) имеет вид

где и - удельный объем газа; В - газовая постоянная, равная 287 Дж/ (кг К); Т - температура газа.

Уравнение состояния (1.2) запишем в следующем виде:

Р

Р

ВТ

Приравнивая правые части этого равенства и уравнения (1 1), получим

_ Ф ВТ gdH

8

или

рRT

где газовая постоянная R = Big, R = 29,265 м/К. Экспериментально установлено, что средняя температура

в атмосфере до высоты 11 000 м является линейной функцией высоты:

Т = Т3 - х Н ,

где Г3 = 288 К - средняя абсолютная температура на уровне мо­

ря (при Н = 0); т - температурный градиент, т = 0,0065 град/м С учетом этого уравнение (1.3) примет вид

dр 1 dH

р ~ R Тъ - х Н

Интегрируя это уравнение, запишем

pr dp _ 1 ", dH

l p ~ R ]0T i-* P

Inp - Inр 0 = — [ln(r3 - х Н )- 1пГ ]

Rx

Потенцируя это равенство, будем иметь

Выражение (1.4) называется стан д ар тн о й барометриче­ ской формулой.

9

Разрешая эту формулу относительно Н (выражая явно Н ), получим

откуда

Давление на высоте 11 000 м р п =169,58 мм рт. ст., а тем­

пература 7] | = 216,5 К ( Тх| = -56,5 °С) и при увеличении высоты остается постоянной.

Для высот Н, превышающих 11 000 м, барометрическая и гипсометрическая формулы могут быть выведены следующим путем.

Уравнение состояния (1.3) атмосферного воздуха запишем в виде

йр _ dtf

РRT\\

Интегрируя это выражение, получим

Выражая явно Н, запишем

10