Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.
Предоплата всего
Подписываем
Назначение радионавигационных систем
Навигационные устройства и системы предназначены главным образом для обеспечения движения различных объектов ) по заданным маршрутам. Для решения этой задачи необходимо определять текущее местоположение объекта (самолета, корабля и т.д.), а в ряде случаев направление, по которому должен двигаться объект, и его скорость. В радионавигационных устройствах и системах указанные задачи решаются радиотехническими методами. В отличие от радиолокационных устройств, с помощью которых измеряются координаты объектов, внешних по отношению к системе, радионавигационная система (РНС) предназначена для нахождения местоположения объекта, на котором установлено радионавигационное оборудование или его часть.
Отметим, что для вождения судов и летательных аппаратов используются близкие, а часто одни и те же навигационные методы и аппаратурные решения.
Радионавигационные устройства и системы появились в первой четверти двадцатого века. До середины девяностых годов применялись разнообразные РНС, которые классифицировались по дальности действия, принципу работы, по диапазону радиоволн и структуре использовавшихся сигналов. Кроме того, все РНС разделяются на две большие группы: автономные и неавтономные.
В системах первой группы все навигационное оборудование находится на объекте. Примерами таких устройств и систем являются самолетные радиовысотомеры, допплеровские счислители пути и самолетные панорамные радиолокационные станции обзора земной поверхности. Достоинством подобных систем является независимость их функционирования от работоспособности внешних радиосредств. Их недостатком - при использовании на небольших объектах (самолеты, вертолеты) - является увеличение веса объекта, возрастание потребления электроэнергии, некоторое ухудшение аэродинамики объекта. Далее рассматриваются две автономные системы (радиовысотомеры и доплеровские счислители пути).
В середине девяностых годов прошедшего столетия появились глобальные спутниковые РНС, обеспечивающие навигационной информацией высокого качества любые объекты на земной поверхности, в атмосфере и ближнем космосе. Первой системой подобного рода явилась GPS (Global Positioning System, США, 1993). В настоящее время заканчивается развертывание отечественной системы ГЛОНАСС (Глобальная навигационная спутниковая система, Россия) и разрабатывается европейская система Galileo. В связи с этим роль прежних РНС существенно уменьшается. Поэтому в данном пособии основное внимание уделено спутниковым РНС. Для полноты изложения ниже кратко описаны известные с середины прошлого века неавтономные РНС (угломерные, дальномерные, угломерно-дальномерные и разностно-дальномерные), а также панорамные самолетные радиолокаторы. Кстати, в общей классификации радионавигационных систем спутниковые РНС можно назвать неавтономными псевдодальномерными.
Прежде всего, введем и поясним некоторые термины, используемые при описании радионавигационных систем (РНС). Радионавигационная точка (РНТ) - это место, где расположен навигационный маяк. Навигационным параметром данной РНС называется тип линий или поверхностей, с помощью которых определяется местоположение объекта. Линия постоянного значения навигационного параметра называется линией положения.
Классификация неавтономных РНС обычно проводят по типу навигационного параметра, в связи с чем рассматривают следующие неавтономные РНС:
Рассмотрим прнцип действия неавтономных РНС различного типа.
В угломерной РНС навигационным параметром является угол между осью самолета и направлением на радиомаяк 1 (рис.13.1). Основное назначение систем - вывод самолета в место расположения маяка. Вместе с тем угломерная РНС позволяет определять положение самолета по пеленгам двух маяков при использовании компаса для установления курса самолета .
Рис.13.1. Определение направления полета с помощью угломерной РНС.
Направление на радиомаяк можно определить, применяя направленную антенну на самолете или направленное излучение радиомаяка.
Рассмотрим РНС, в которых реализуется первый способ. Второй способ применяется в угломерно-дальномерных РНС. Угломерная РНС образуется ненаправленным наземным радиомаяком и бортовым радиопеленгатором (радиокомпасом), который представляет собой приемное устройство с направленной антенной. В качестве маяков могут использоваться также устройства, не предназначенные для целей навигации, например, радиовещательные станции. Угломерные системы применяют в широком диапазоне дальностей "самолет-маяк". При достаточно большой мощности наземного передатчика дальность действия систем доходит до 1500 км. Реализация таких дальностей при не очень больших высотах полета (5-15 км) возможна при использовании загоризонтного распространения радиоволн. В связи с этим в РНС рассматриваемого типа обычно применяют средние и длинные волны. Линейный размер L бортовой направленной антенны определяется долями метра, следовательно, в самолетном радиопеленгаторе
, (13.1)
где - длина волны.
Угломерные РНС чаще всего используются для привода самолета в район расположения маяка. При этом, несмотря на невысокую точность угловых измерений в РНС данного типа (ошибки могут составлять 2-3), результирующая погрешность вывода оказывается небольшой, так как текущее значение погрешности пропорционально дальности до маяка и уменьшается по мере приближения объекта к маяку.
В дальномерной РНС поверхности положения представляют собой сферы с центрами в местах расположения маяков - ретрансляторов. Радиусы сфер равны удвоенным расстояниям между объектом и маяками. Если объекты располагаются на земной поверхности или на сравнительно небольшой высоте над ней, то вместо сфер можно оперировать окружностями на Земле (рис.13.2). На рис.13.2 треугольниками обозначены маяки-ретрансляторы; - удвоенные дальности маяков до объекта, который находится в точке пересечения трех окружностей.
Рис.13.2. Линии положения в дальномерной РНС.
Дальномерные РНС получили развитие во время второй мировой войны на базе радиолокационных методов измерения дальности. Дальномерная РНС состоит из импульсного передатчика и приемника на объекте и трех наземных ретрансляторов (рис.13.3). Каждый наземный ретранслятор после приема импульса бортового передатчика излучает ответный импульс, который поступает на вход бортового приемника. Измерение на борту временного запаздывания ретранслированного сигнала относительно зондирующего tз позволяет определить дальность до ретранслятора , где с - скорость распространения радиоволн. При этом определяется линия положения - окружность радиуса R1 с центром в месте расположения ретранслятора.
Рис.13.3. Дальномерная РНС.
Измерение дальностей до трех ретрансляторов позволяет однозначно определить местоположение объекта (см. рис.13.2). Если местоположение самолета в первом приближении известно, то для его уточнения с помощью дальномерной системы достаточно измерить дальности до двух маяков-ретрансляторов.
Дальномерные РНС - это системы ближней навигации (Rmax = 300 ÷ 400 км). Указанная специфика применения дальномерных систем определяется следующими их особенностями:
Угломерно-дальномерные РНС являются комбинированными системами; одна из линий положения - прямая (линия равных пеленгов), вторая - окружность (линия равных дальностей). Линии положения иллюстрируются на рис.13.4.
Рис.13.4. Навигационные параметры и линии положения в угломерно-дальномерной РНС.
Угломерно-дальномерные РНС являются комбинированными системами; одна из линий положения - прямая (линия равных пеленгов), вторая - окружность (линия равных дальностей). Дальность подвижного объекта до маяка измеряется, как и в дальномерных системах, посредством излучения бортовым передатчиком запросного импульса и приема сигнала наземного ретранслятора. Принцип определения пеленга самолета заключается в следующем. В РНТ устанавливается радиомаяк, в состав которого входят два передатчика с антеннами (рис.13.5,а). Одна из антенн формирует узкий луч в горизонтальной плоскости, вращающийся с угловой скоростью Ω (рис.13.5,б). С помощью этой антенны излучается непрерывный сигнал. Вторая антенна - ненаправленная - излучает импульс опорного напряжения в момент времени, когда вращающийся луч первой антенны направлен на север (положение 1 на рис.13.5,б). Бортовой приемник с ненаправленной антенной принимает опорный сигнал в момент времени t1 и сигнал направленной антенны маяка (так называемый азимутальный сигнал) в момент времени t2 (рис.13.5,в), когда самолет оказывается в пределах луча. Измерение временного запаздывания позволяет определить пеленг самолета φ. Зная величину φ, дальность R до маяка и местоположение маяка, можно найти текущее положение самолета (см. рис.13.4). Таким образом, в состав бортового оборудования системы входят передатчик запросного сигнала, двухканальный приемник ретранслированного сигнала дальномерного канала и сигналов угломерного канала. Наземное оборудование состоит из ретранслятора дальномерного канала и маяка с направленной и ненаправленной антеннами.
Рис.13.5. Принцип работы угломерного канала угломерно-дальномерной РНС.
а - блок-схема угломерного канала; б - вращающийся луч направленной
системы; в - сигналы на выходе бортового приемника.
Угломерно-дальномерные РНС - это системы ближней навигации (РСБН, дальность действия до 400 км). Факторы, ограничивающие дальность действия дальномерного канала перечислены выше. Дальность действия угломерного канала ограничивается пределами прямой видимости, так как для формирования остронаправленного излучения в системе нужно использовать достаточно короткие волны.
Системы данного типа имеют следующие преимущества перед другими средствами ближней навигации:
Универсальность. С помощью угломерно-дальномерной системы можно определять местоположение самолета с хорошей точностью, а также осуществлять вывод самолета в район маяка вдоль требуемого направления, характеризуемого заданным значением угла φ (см. рис.13.4).
Оценим погрешность местоопределения объекта при использовании данной системы (рис.13.6). Компоненты погрешности равны и . Полная погрешность равна
Рис.13.6. К определению погрешности в угломерно-дальномерной РНС.
Максимальная погрешность в отечественной системе РСБН-2 составляет 1,65 км.
В разностно-дальномерных РНС измеряются разности расстояний до радиомаяков. Следовательно, линии положения - гиперболы с фокусами в местах расположения маяков (рис.13.7).
Рис.13.7. Линии положения в разностно-дальномерной РНС.
В разностно-дальномерных РНС навигационным параметром является разность времени прихода сигналов от двух наземных передатчиков на вход борового приемника. Предположим, что передатчики, расположенные в известных точках A1 и B1 земной поверхности (рис.13.7), одновременно излучают одинаковые по форме сигналы. Считаем, что объект (например, самолет) находится в точке M земной поверхности (высотой полета H пренебрегаем, полагая H << A1M, B1M). Тогда разность времени прихода сигналов равна
.
Рис.13.7. Иллюстрация принципа работы разностно-дальномерной РНС
Измерив величину , можно найти разность расстояний от самолета до точек A1 и B1 . Геометрическое место точек, для которых , есть гипербола, определяемая уравнением
. (13.2)
Если учитывать, что точка M находится над земной поверхностью, геометрическим местом точек с является гиперболоид. Уравнение (13.2) описывает гиперболу семейства кривых с фокусами, находящимися в точках A1 и B1. Знак соответствует ветви гиперболы, на которой находится точка M. В примере на рис.13.7 и точка M принадлежит ветви 2 гиперболы. Если в точках A2 и B2 расположить еще два передатчика, то измерение разности расстояний
даст гиперболу в системе координат X', Y', связанной с фокусами A2, B2. Пересечение двух гипербол определяет местоположение самолета. По виду используемых линий положения разностно-дальномерные РНС называют гиперболическими.
Разностно-дальномерные системы в основном применяются в качестве систем дальней навигации. Использование систем этого типа для навигации на больших расстояниях обусловлено:
Для устойчивой связи самолета с наземными маяками системы на расстояниях до нескольких тысяч километров и реализации высокой точности измерения ΔR в гиперболических системах используются длинные (λ = 1 ÷10 км) и сверхдлинные (λ > 10 км) волны. Длинные волны распространяются как поверхностной, так и пространственной волной. Пространственная волна проходит более длинный путь по сравнению с поверхностной, причем длина пути пространственной волны зависит от состояния ионосферы. Поэтому для получения высокой точности измерений целесообразно использовать поверхностную волну. Разделение поверхностной и пространственной волн возможно благодаря их временному сдвигу. Запаздывание пространственной волны зависит от дальности между передатчиком и приемником (рис.13.8). Как следует из приведенного рисунка, минимальная задержка пространственной волны составляет 40 мкс.
Рис.13.8. Запаздывание пространственной волны по отношению к поверхностной волне f = 100 кГц.
Применительно к сверхдлинным волнам теряет смысл разделение на поверхностную и пространственную волны. Сверхдлинные волны (несущая частота 3 ÷ 30 кГц) можно использовать только для работы с очень длинными импульсами или в режиме непрерывного излучения.
Пара маяков разностно-дальномерной системы называется базой, как, впрочем, и расстояние между маяками. Различают РНС с независимыми и синхронизированными базами. В первом случае системы образуется отдельными базами. Экипаж самолета для целей навигации может выбирать любую подходящую пару баз. Во втором случае к элементарной ячейке РНС относятся две базы, в которых одна передающая станция A является общей для обеих баз (рис.13.9). Эта станция синхронизирует работу станций B1 и B2 и поэтому называется ведущей; станции B1 и B2 - ведомыми. Ограничимся рассмотрением РНС указанного типа. Разность времени запаздывания сигналов чаще всего определяют либо по сдвигу огибающих импульсов, либо по сдвигу фаз сигналов или одновременно по обоим указанным параметрам. В соответствии с этим различают импульсные, фазовые и импульсно-фазовые гиперболические РНС.
Рис.13.9. Расположение наземных станций в гиперболической РНС
с синхронизированными базами.
В этом разделе рассматриваются радиовысотомеры, доплеровские устройства счисления пути объекта и панорамные самолетные радиолокаторы.
Высота летательного аппарата над земной поверхностью определяется бортовыми радиосредствами с помощью посылки зондирующего сигнала и измерения временного запаздывания сигнала, отраженного земной поверхностью, или другого параметра, связанного с запаздыванием. По величине временного запаздывания сразу находится высота полета . В настоящее время не имеется прибора, который использовался бы для измерения высоты во всем диапазоне ее изменения (единицы метров - десятки километров). Для измерения малых высот (до 1 ÷2 км) используются устройства с непрерывным частотно-модулированным (ЧМ) излучением, для измерения больших высот применяют устройства с импульсным зондирующим сигналом.2 Причины подобного разграничения состоят в следующем. Импульсный высотомер обеспечивает достаточно высокую точность измерения при значениях высоты , где - длительность зондирующего импульса. Если задана минимальная высота , то длительность импульса должна быть
.
Если, например, м, то нс.
Импульсное устройство с такими короткими импульсами оказывается значительно более сложным, чем прибор с непрерывным ЧМ сигналом. В то же время относительная погрешность измерения высоты в используемых на практике высотомерах с непрерывным излучением сравнительно велика (несколько процентов). Это обстоятельство не играет роли при измерении малых высот, но при больших высотах абсолютная погрешность часто превышает допустимую величину.
Радиовысотомеры больших высот - это импульсный радиолокационный дальномер, предназначенный для измерения дальности H от носителя аппаратуры (самолета, вертолета) до земной поверхности. Блок-схема устройства представлена на рис.13.13.
Рис.13.13. Блок-схема радиовысотомера больших высот.
В радиовысотомере малых высот с непрерывным ЧМ излучением используется частотный метод измерения дальности. В передатчике высотомера (рис.13.14) формируется напряжение с гармонической частотной модуляцией
,
где ; - индекс модуляции, ; , - девиация частоты; , - частота модуляции.
Рис.13.14. Блок-схема радиовысотомера малых высот с непрерывным ЧМ
излучением.
Отраженный от Земли сигнал имеет вид
.
Принятый сигнал преобразуется в смесителе, причем в качестве гетеродинирующего напряжения используется напряжение зондирующего сигнала. Сигнал на выходе смесителя (преобразованный сигнал) записывается в виде
.
Частота модуляции выбирается такой, что
. (13.5)
Условие (3.5) позволяет заменить аргументом. Пренебрегая несущественным в данном случае фазовым сдвигом в выражении , получим
. (13.6)
Преобразованный сигнал представляет собой колебание с периодически изменяющейся частотой. Действительно, мгновенная частота колебания
. (13.7)
Период изменения мгновенной частоты колебания (13.7) равен
,
где - период модуляции зондирующего сигнала.
Среднее значение частоты колебания (13.7)
.
Из полученной формулы следует, что для определения высоты полета достаточно измерить среднюю частоту преобразованного сигнала. Заметим, что линейная зависимость от высоты является следствием принятия условия (3.5). В частотомерах, используемых для измерения , определяется число периодов (или полупериодов) колебания (3.6) за время .
Найдем число полупериодов колебания (13.6) за время . Обозначив эту величину через n, получим
. (13.8)
Здесь квадратные скобки обозначают операцию взятия целой части заключенной в них величины. Равенство (13.8) указывает на дискретность отсчета высоты: при плавном изменении высоты величина n изменяется скачками, равными единице. Вследствие этого возникает ошибка измерения высоты ΔH, называемая систематической или шаговой.
Оценим величину ΔH. Для этого возьмем некоторое значение высоты , при котором
, - целое число. (13.9)
Непрерывно увеличивая высоту, найдем такое значении , при котором
. (13.10)
Вычитая из обеих частей равенства (13.10) соответствующие части (13.9), получим выражение для ошибки
. (13.11)
Ошибка измерения высоты может составлять , поскольку показание прибора не изменяется как при увеличении, так и при уменьшении высоты в пределах ΔH. Значение не сказывается непосредственно на величине систематической ошибки, так как при преобразованный сигнал имеет одинаковую форму в течение каждого интервала длительностью . Поэтому чило полупериодов напряжения (13.6) за время равно
,
а не .
Если, например, , то n изменяется ступенями по 20 единиц и каждая ступень соответствует изменению высоты в пределах .
Формула (3.11) позволяет рассчитать требуемое значение девиации частоты по допустимой величине погрешности . Если, например, м, то МГц.
Отметим, что при некоторых условиях систематическая ошибка может быть существенно меньше величины, оцениваемой формулой (3.11). В связи с этим определим роль начальной фазы напряжения (3.6). До сих пор полагали, что при горизонтальном полете и начальная фаза в (3.6) постоянна. Предположим, что число полупериодов определяется в счетчике числом пересечения нулевого уровня напряжения (3.6). Примем далее, что данной высоте полета соответствует . При этом в зависимости от величины начальной фазы число пересечений нулевого уровня n может равняться 3 или 4 (см. рис.13.15), т.е. n = 3 или n = 4. Если бы можно было осуществить плавное изменение начальной фазы 0 ÷ π от одного отрезка длительностью к другому, то оказалось бы, что в 25% случаев n = 4, а в 75% - n = 3. Если усреднить показания прибора, то получим
.
Рис.13.15. Зависимость показаний высотомера от начальной фазы
преобразованного сигнала
Таким образом, принципиально можно исключить дискретность показаний высотомера. Однако плавное изменение фазы требует бесконечно большого времени. Если в течение времени начальная фаза изменяется на π, то, как следует из результатов расчета , систематическая ошибка уменьшается в q раз, причем
.
Начальная фаза преобразованного сигнала изменяется посредством небольшого сдвига частоты гетеродинирующего напряжения на величину . Соответствующая схема устройства представлена на рис.13.16. В этой схеме преобразованный сигнал имеет вид
,
где . Из этого выражения следует, что начальная фаза преобразованного сигнала изменяется со скоростью . Поскольку в данном случае , систематическая ошибка равна . Отметим, что частота не может быть выбрана сколь угодно малой, так как время измерения высоты в данном случае равно . В [21] рассмотрен и другой способ уменьшения систематической ошибки, заключающийся в применении зондирующего сигнала с двойной частотной модуляцией.
Рис.13.16. Схема высотомера с уменьшенной дискретностью измерений.
В заключение отметим особенности энергетического расчета радиовысотомера. Различные участки земной поверхности характеризуются зеркальным или диффузным отражением радиоволн. Ограничимся диффузным отражением, так как этот случай характеризуется меньшей величиной мощности отраженного сигнала , которая рассчитывается по уравнению дальности действия радиолокатора. Поскольку участок земной поверхности под самолетом является поверхностно-распределенным объектом, то его эффективная площадь рассеяния (ЭПР) определяется по формуле
,
где - удельная ЭПР земной поверхности;
S - размер площадки, высвечиваемой на поверхности Земли лучом антенны;
θ - ширина диаграммы направленности антенны высотомера.
Мощность отраженного сигнала на максимальной высоте определяется выражением
,
где , и А соответственно мощность передатчика, коэффициент усиления передающей антенны и эффективный раскрыв приемной антенны. С помощью этого выражения по известным величинам , и требуемой величине можно рассчитать мощность передатчика или параметры антенной системы.
Скорость перемещения летательного аппарата относительно земной поверхности
,
где - вектор воздушной скорости, т.е. скорости аппарата относительно воздушной массы;
- вектор скорости ветра, т.е. скорости воздушной массы относительно земной поверхности.
Горизонтальные составляющие этих векторов , , , наиболее важные для самолетовождения, образуют так называемый навигационный треугольник скоростей (рис.13.17). Горизонтальная составляющая скорости летательного аппарата относительно Земли называется вектором путевой скорости. Угол между вектором и продольной осью аппарата α называется углом сноса, который равен сумме углов аэродинамического скольжения α1 и сноса ветром α2.
Рис.13.17. Навигационный треугольник скоростей.
Измерение вектора путевой скорости представляет собой важную навигационную задачу, так как, интегрируя , можно получить текущие координаты летательного аппарата. Вектор в земной системе координат определяется модулем W, который будем называть путевой скоростью, углом сноса и курсом самолета γ. Параметры W, α измеряются бортовым доплеровским устройством, основанном на облучении участка земной поверхности и приеме отраженного сигнала, частота которого имеет доплеровский сдвиг, пропорциональный путевой скорости. Курс самолета измеряется компасом (магнитным, гироскопическим и т.д.). Вектор путевой скорости можно разложить на две составляющие в земной системе координат (рис.13.18), интегрируя которые, можно осуществить счисление пройденного пути
;
.
Рис.13.18. Иллюстрация принципа счисления пути летательного аппарата.
Таким образом, доплеровский измеритель скорости и сноса (ДИСС), компас и вычислитель образуют автономную навигационную систему, позволяющую находить текущее местоположение летательного аппарата. Доплеровские измерители, определяющие вектор путевой скорости, называют самолетными ДИСС. Иногда (чаще всего для пилотирования вертолетов) требуется учитывать и вертикальную составляющую скорости. Соответствующие устройства называют вертолетными ДИСС. В данном пособии рассматриваются самолетные ДИСС.
Требования к точности измерения W и α в ДИСС можно получить, исходя из того, что погрешности ДИСС не должны сильно влиять на точность навигационной системы в целом. Иными словами, желательно, чтобы погрешность счисления пути, вызванная ошибками ДИСС, была меньше составляющей погрешности, определяемой ошибкой курсовой системы (компаса). Погрешность Δγ курсовой системы связана с погрешностью местоопределения Δ и пройденным расстоянием R
Δ = Δγ R.
Для компасов середины 20го века можно полагать Δγ = 0,5° [22]. В этом случае .
Погрешность измерения угла сноса Δα влияет на ошибку определения места самолета так же, как погрешность курсовой системы, поэтому желательно .
Относительная ошибка измерения путевой скорости приводит к равной ей относительной ошибке счисления пути, поэтому требуется .
Принцип работы ДИСС иллюстрируется рис.13.19. Предположим, что устройство представляет собой РЛС непрерывного излучения с бесконечно узкой диаграммой направленности антенны (рис.13.19,а). Луч антенны направлен под углом ε к земной поверхности. Проекция оси луча на горизонтальную плоскость образует угол β с вектором путевой скорости (рис.13.19,б). Доплеровское смещение частоты сигнала, отраженного от обучаемого участка местности и измеряемое частотомером, равно
.
Рис.13.19. Пояснение принципа работы ДИСС
Возможный способ определения W и α по результатам измерения заключается в следующем. Поворотом антенны в горизонтальной плоскости изменим угол β, стремясь получить максимальное показание частотомера , которое имеет место при β = 0. При этом вектор и луч антенны окажутся в одной вертикальной плоскости, и угол сноса определится положением антенны. Кроме того, подставив в (13.12) и β = 0, получим
. (13.13)
Вследствие конечной ширины луча реальной антенны θε отраженный сигнал представляет собой совокупность элементарных сигналов с доплеровскими сдвигами от до , причем
;
.
Такой сигнал можно представить как напряжение, частота которого изменяется от до . Значение W в этом случае можно получить подстановкой в (13.13) усредненного значения . При конечном времени усреднения погрешность определения растет с расширением спектра сигнала . Относительная ширина спектра равна
. (13.14)
Из (13.14) следует, что для уменьшения желательно применять узкий луч в вертикальной плоскости, установленный под малым углом ε к горизонту. Для сужения диаграммы направленности θε в ДИСС используют коротковолновую часть сантиметрового диапазона волн. При выборе величины угла ε, помимо рассмотренного фактора, приходится учитывать соображения, связанные с обеспечением необходимого энергетического потенциала ДИСС. Мощность сигнала, отраженного от участка земной поверхности, равна
. (13.15)
Величина σ пропорциональна удельной ЭПР σ0, которая зависит от степени неровности земной поверхности и угла ε. На рис.3.24 представлены усредненные зависимости σ0 = σ0(ε) для трех типов земной поверхности. Величина σ0 максимальна при и убывает при уменьшении ε. Крутизна кривой σ0(ε) растет с уменьшением неровностей земной поверхности. Поскольку в числитель выражения (13.15) входит еще и , можно сделать вывод о целесообразности увеличения угла ε для улучшения энергетики ДИСС. В качестве компромисса между противоречивыми требованиями к величине ε выбирают значение угла визирования в пределах ε = 60 ÷ 75°.
Рис.13.20. Зависимость σ0(ε) для различных видов земной поверхности, λ = 3 см.
Рассмотренный при описании принципа действия ДИСС однолучевой измеритель не применяется на практике из-за недопустимо больших погрешностей определения W, возникающих при отклонении продольной оси самолета от горизонтального положения. Указанное отклонение оси самолета может иметь место при наборе высоты или снижении, при колебаниях самолета, а также горизонтальном полете с ненулевым углом атаки Δε. последний случай, взятый в качестве примера, иллюстрируется рис.13.21. Дифференцируя по ε обе части равенства
и переходя от дифференциалов к конечным приращениям, найдем относительную ошибку измерения
, при ε = 70°.
Рис.13.21. Соотношения при полете с ненулевым углом атаки.
Следовательно, относительная погрешность измерения путевой скорости составляет 4,8% на каждый градус отклонения продольной оси самолета от горизонтали.
При использовании однолучевого измерителя ошибка измерения угла сноса также оказывается недопустимо большой вследствие того, что направление вектора W определяется посредством максимизации cosβ. Значение косинуса в окрестности максимума изменяется очень медленно с изменением аргумента. Поэтому даже незначительной ошибке оценки (cosβ)max, равной Δ(cosβ)max, соответствует большая погрешность Δβ. Так, при Δ(cosβ)max = 0,01 Δβ = 8°.
Более высокую точность измерения скорости можно реализовать с помощью трех- или четырехлучевого измерителя путевой скорости.
Рассмотрим четырехлучевой ДИСС. Антенная система устройства формирует четыре луча, расположение которых показано на рис.13.22. Предположим, что аппаратура ДИСС имеет четыре канала, в каждом из которых измеряется соответствующая составляющая вектора скорости. Предположим сразу, что продольная ось самолета отклонена от горизонтали так, что лучи антенны 1 и 2 образуют с земной поверхностью угол ε – Δε, а лучи 3 и 4 - угол ε + Δε. Тогда абсолютные значения доплеровских частот, измеренных в каналах устройства, равны
- 1 канал;
- 2 канал;
- 3 канал;
- 4 канал.
Рис.13.22. Расположение лучей антенной системы в четырехлучевом ДИСС.
В вычислителе на выходе четырехканального приемного устройства выполняются операции суммирования, вычитания и деления. Последовательно вычисляются
(13.16)
Отсюда
.
Из этого выражения можно найти угол сноса
.
Подставив найденное значение α в одно из выражений (13.16), получим истинное значение путевой скорости
.
Считаем, что величина Δε неизвестна. Тогда измеренное значение путевой скорости определяется в вычислителе по формуле, получаемой из первого равенства (13.16) при Δε = 0
.
Относительная ошибка измерения путевой скорости равна
.
Например, при Δε = 5° δW = 0,4%. Таким образом, четырехлучевой ДИСС характеризуется высокой точностью измерения W даже при наличии значительного тангажа (отклонения продольной оси самолета от горизонтального положения). Высокая точность четырехлучевого ДИСС объясняется компенсацией ошибок при суммировании напряжений на выходах каналов, связанных с противоположно направленными лучами (1 и 3 или 2 и 4). Уменьшение ошибки измерения угла сноса объясняется тем, что максимальное значение cosβ не определяется.
ДИСС делят по типу зондирующего сигнала на две группы: устройства с непрерывным и импульсным излучением.
ДИСС с непрерывным излучением являются наиболее распространенным видом устройств [23]. Схема устройства с непрерывным излучением приведена на рис.3.23, заимствованном из [23]. Для устранения воздействия шума передатчика на приемное устройство применяют раздельные антенны для излучения и приема сигналов.
Рис.13.23. Упрощенная схема ДИСС с непрерывным излучением.
Сокращения: СМ - смеситель, АПЧ - устройство автоподстройки частоты.
Излучение и прием сигналов проводится одновременно по двум лучам 1 и 3 или 2 и 4. Для соответствующей коммутации в передающей и приемной антеннах имеются синхронно работающие коммутаторы. Для упрощения аппаратуры приемный тракт часто делают одноканальным. В этот тракт поочередно поступают пары сигналов лучей 1 и 3 или 2 и 4. Сигналы лучей 1 и 3 (а затем 2 и 4) присутствуют в тракте одновременно. При этом на измеритель частоты одновременно поступают напряжения в доплеровскими частотами и (или и ). Показания измерителя или пропорциональны величинам и из (3.16).
Для реализации высокой чувствительности используется приемник с ненулевой промежуточной частотой [23]. С этой же целью определяется с помощью следящего измерителя доплеровской частоты, позволяющего сузить полосу пропускания приемно-усилительного тракта. Следящий измеритель (рис.13.24) представляет собой схему автоподстройки частоты управляемого генератора. В результате отработки следящей системы частота генератора устанавливается равной . Среднее значение частоты отраженного сигнала равно частоте настройки узкополосного фильтра . Общая полоса пропускания приемно-усилительного тракта ДИСС равна полосе пропускания узкополосного фильтра .
Рис.13.24. Следящий измеритель доплеровского смещения частоты.
Отметим, что если измерять величины задержки отраженных сигналов, принятых по отдельным лучам ДИСС, можно определить высоту полета и положение вертикали к земной поверхности.
В заключение приведем основные характеристики отечественного доплеровского измерителя путевой скорости ДИСС-3 [23]:
диапазон измеряемых скоростей 200 ÷1300 км/ч;
диапазон углов сканирования ±25°;
диапазон высот 20 ÷ 20000м;
среднеквадратические значения погрешностей:
;
Δα = 0,25°;
вид излучения непрерывное;
мощность передатчика ≥ 5 Вт;
число лучей 4;
частота коммутации лучей антенны 5 Гц;
вес аппаратуры 68 кг.
Одним из способов навигации является ориентировка по опознаваемым особенностям местности, над которой пролетает самолет. Этой цели в отдельных случаях (при небольшой высоте полета и хорошей видимости) может служить визуальное наблюдение земной поверхности. Значительную помощь в ориентировке оказывает радиолокационное изображение земной поверхности, получаемое в бортовой радиолокационной станции. Принципиальная возможность подобного изображения связана с различием отражающих свойств разных по характеру участков земной поверхности таких, как водная поверхность, поле, лес, участки пересеченной местности, населенные пункты. Дополнительным средством ориентировки с помощью РЛС являются маяки-ретрансляторы радиолокационных сигналов.
Для получения радиолокационного изображения местности обычно используется импульсная РЛС, антенна которой вращается вокруг вертикальной оси. Антенна РЛС имеет "косекансную" диаграмму направленности в вертикальной плоскости, позволяющую получать в пределах дальности действия РЛС равнояркостное изображение одинаковых участков местности независимо от их удаления от самолета. В горизонтальной плоскости диаграмма направленности представляет собой узкий луч. Для отображения радиолокационной информации используется индикатор кругового обзора (ИКО). В ИКО применяется радиально-круговая развертка луча электронно-лучевой трубки (ЭЛТ). При этом каждому положению следа диаграммы направленности на земной поверхности соответствует радиальная линия развертки на экране трубки. Радиальная развертка вращается синхронно с антенной. Сигналы с выхода приемника подаются на модулирующий электрод трубки, вызывая повышение яркости свечения экрана в соответствующих местах. Благодаря связи устройства формирования развертки с магнитным компасом изображение на экране ИКО ориентировано относительно сторон света. Для облегчения ориентировки в определенных точках земной поверхности устанавливают маяки-ответчики, которые ретранслируют зондирующие сигналы РЛС. Кодированный ответный сигнал маяка подсвечивает экран ИКО в точке, которая соответствует местоположению маяка на земной поверхности.
Для определения текущего положения самолета можно использовать угломерно-дальномерный способ, соответствующий естественной для РЛС данного типа полярной системе координат. Место самолета в этом случае определяется точкой пересечения окружности радиуса R с центром в РНТ и прямой, выходящей из РНТ под углом φ к положительному направлению меридиана.
В последнем десятилетии прошлого века введены в эксплуатацию спутниковые системы глобальной радионавигации GPS (США) и ГЛОНАСС (Россия). Каждая из них включает в себя 3 подсистемы:
В данном разделе приведено краткое описание системы GPS. По орбитам, близким к круговым, движутся 24 космических аппарата. Высота орбит 20103 км. Каждый КА излучает навигационные сигналы сложной структуры. Принимая сигналы четырех КА, аппаратура потребителей определяет свое местоположение с погрешностью, не превышающей 100 м (при использовании открытого сигнала), с ошибкой не более 10 м (при использовании закрытого сигнала). Кроме того, определяются вектор скорости движения потребителя и текущее время.
Контрольно-измерительный комплекс осуществляет ежесуточную проверку параметров сигналов, излучаемых КА, и в случае выхода параметров за границы допусков подстраивает аппаратуру КА с помощью радиокоманд.
Для определения местоположения потребителя используется разно видность дальномерного метода, так называемый беззапросный метод. Сущность метода состоит в том, что все КА излучают сигналы, а в аппаратуре потребителя измеряется время прихода сигнала i-го КА tзi относительно начала отсчета, определяемого опорным нап ряжением в этой аппаратуре. Поскольку начало отсчета смещено от носительно начала излучения сигнала спутникового передатчика на неизвестную величину , дальность до i-го КА измеряется с ошибкой
.
Сказанное иллюстрируется временными диаграммами на рис.3.29. Излучение сигналов всех КА стро го синхронизировано благодаря корректирующим командам контрольно-измерительного комплекса. Поэтому дальности до различных КА измеря ются в аппаратуре потребителей с одной и той же ошибкой , т.е. истинная дальность до i-го КА
Величина измеренной дальности называется псевдодальностью.
Если бы дальности до КА измерялись точно, то для определения своего местоположения потребителю было бы достаточно измерить даль ности до трех КА. Высказывая это утверждение, мы исходим из того, что текущие координаты всех КА известны с высокой точностью (ошибка составляет 1 м). Измерение дальности до одного КА позволяет заключить, что потребитель находится на поверхности сферы радиуса с центром в месте расположения передатчика КА. После измере ния дальностей до двух КА местоположение потребителя определяется пересечением двух сфер, т.е. окружностью. В результате измерения дальностей до трех КА возможное местоположение потребителя опреде ляется двумя точками пересечения третьей сферы с окружностью. Рас стояние между этими точками достаточно велико, чтобы можно было безошибочно выбрать одну из них, используя априорную информацию о местоположении потребителя.
Навигационные сигналы, излучаемые КА, - это периодические фазоманипулирован ные сигналы со следующими значениями параметров:
Формирование кодовой последовательности закрытого сигнала осущест вляется в 3 этапа. Вначале формируются 2 укороченные М-последовательности и , которые затем сум мируются по модулю 2. Здесь - целое число от 0 до 36, i-но мер КА. Результирующая последовательность подвергается опе рации засекречивания; на выходе получается некоторая последовательность .
Коды и генерируют с помощью 24-разрядных сдвиговых регистров (рис.3.30). Полная длина М-последовательности, генерируемой подобным регистром, равна , а период .
В устройствах формирования и используется укорачивающий цикл, в результате чего периоды последовательностей сокращаются примерно на 10% относительно и составляют приб лизительно 1,5 с. Эта операция применена для того, чтобы реализовать коды со слегка различающимися периодами и .
Начальное состояние регистра в устройстве на рис.3.30,а - "Все единицы". На рис.3.30,б в упрощенном виде представлена диаграмма, ха рактеризующая последовательные состояния регистра. Если бы устрой ство на рис.3.30,а не содержало дешифратор и цепь принудительной установки всех ячеек регистра в состояние "Единица", то период кода был бы равен . Однако в приведенной конфигурации устройства на некотором такте работы () состояние регистра таково, что на выходе дешифратора появляется единица. При этом все ячейки ре гистра устанавливаются в положение "Единица", что означает начало нового периода кода.
Таким образом, длина кода оказывается равной , и величи ну можно изменять ступенями, кратными одному дискрету. В рассматриваемой РНС длина кода устанавливается равной , а длина последовательности .
Длина результирующей кодовой последовательности
(3.17)
равна наименьшему общему кратному чисел и . Эти числа имеют один общий делитель, равный 37. Поэтому
,
а период кода составляет 1 неделю.
Фаза кода в формуле (3.17) зависит от номера КА. Благода ря этому сигнал, формируемый на каждом КА, имеет свою индивидуаль ную структуру. Это позволяет потребителю, желающему работать с оп ределенными КА, сформировать нужные опорные напряжения (ОН) для корреляционной обработки ФМ-сигналов.
В аппаратуре потребителей подвергаются обработке фрагменты принятого сигнала длительностью 1 с. Для быстрого формирования в аппаратуре потребителя ОН коррелятора с нужной начальной фазой на КА каждые 1,5 с (в начале периода кода ) формируется им пульс, называемый эпохой. Эти импульсы поступают на счетчик, который выдает так называемые Z-отсчеты. Каждый Z-отсчет представляет собой номер текущего периода кода , отсчиты ваемый от начала недели - от нуля часов по Гринвичу в понедельник.
На рис.3.31 показано взаимное расположение последователь ностей и , а также импульсы-эпохи и Z-отсче ты. Из рисунка следует, что задержка начала i-го периода относительно начала i-го периода равна
. (3.18)
Кодовая последовательность открытого сигнала - это код Голда, представляющий собой сумму по модулю 2 двух различных по структуре М-последовательностей длиной .
Помимо навигационных сигналов, КА передают для потребителей раз нообразную информацию со скоростью 50 бит/с. Сообщения передаются с помощью фазовой манипуляции навигационных сигналов. Для этого слова сообщений, состоящие из нулей и единиц, суммируются по моду лю 2 с кодами навигационных сигналов.
Основные данные, передаваемые с КА для использования потреби телями:
К потребителям, находящимся на земной поверхности или в атмос фере, сигналы КА приходят через ионосферу, испытывая дополнитель ную задержку из-за меньшей скорости распространения радио волн в ионосфере. Величина зависит от несущей частоты сигна ла и состояния ионосферы. Для высокоточных измерений местоположе ния потребителя, пользующегося закрытым сигналом, ошибка определе ния дальности недопустима. Для уменьшения ошибки применен двухчастотный метод. Закрытый сигнал излучается на двух частотах и .
Открытый сигнал излучается на частоте . Измеренные значения дальностей на частотах и выражаются формулами
, , (3.19)
где D - истинная дальность, - неизвестная вели чина, зависящая от состояния ионосферы и траектории сигнала. Реше ние системы уравнений (3.19) позволяет определить D и .
Поскольку на частоте излучаются оба сигнала - открытый и закрытый, приняты меры, обеспечивающие разделение сигналов в ап паратуре потребителей. Коды сигналов осуществляют квадратурную фа зовую манипуляцию несущего колебания. С учетом дополнительной мо дуляции для передачи сообщений полный сигнал на частоте можно выразить формулой
(3.20)
В формуле (3.20) и амплитуды закрытого и открытого сигналов, - начальная фаза.
Электропитание аппаратуры КА осуществляется от солнечных бата рей и от никель-кадмиевых аккумуляторов (когда КА находится в те ни Земли). Мощность источников питания составляет приблизительно 450 Вт.
В аппаратуре потребителей обрабатываются навигационные сигналы, переданные с космических аппаратов, с целью определения дальностей до КА и относительных скоростей, а также для выделения дополнительной информации, содержащейся в навигационных сигналах. Информация о дальности i-го КА относительно потребителя содержится во временном положении P - сигнала и С/А сигнала. Дополнительная информация содержится в коде Ei(t) и включает в себя эфемериды КА, сообщение об исправности КА, ключевое слово HOW и Z - отсчеты. Две последние компоненты сообщения необходимы только для потребителей P - сигнала.
В зависимости от нужд потребителя аппаратура его может иметь разную степень сложности. Наиболее сложной является аппаратура высокодинамичных пользователей, предъявляющих высокие требования к точности определения местоположения. Потребители этого класса, как правило, допущены к использованию P - сигнала. Их аппаратура включает пять каналов для непрерывного слежения за несущими частотами четырех космических аппаратов и последовательного слежения за временными положениями четырех P - кодов.
Аппаратура потребителей, движущихся с небольшими скоростями, состоит из одного - двух каналов, в которых слежение за несущими частотами и кодами сигналов выполняемся последовательно. Потребители, которым не требуется очень высокая точность определения местоположения, могут ограничиться извлечением информации из С/А - сигнала, что приводит к упрощению аппаратуры.
Рассмотрим прежде всего работу аппаратуры потребителей С/А - сигнала. Извлечение информации из С/А - сигнала необходимо не только потребителям этого сигнала, но и потребителям P - сигнала. Дело в том, что пользоваться P - сигналом можно только после того, как расшифрованы сообщения о ключевом слове HOW и Z - отсчетах.
С точки зрения передачи информации радиолиния КА - потребитель относится к системам с широкополосными сигналами, в которых расширение спектра осуществляется с помощью фазовой манипуляции (ФМ) несущего колебания. В РНС GPS манипуляция осуществляется с помощью дальномерных сигналов. Как следует из (3.20), передатчик i-го КА излучает сумму двух колебаний, находящихся в квадратуре. Помимо модуляции информационным кодом Ei(t), одно из этих колебаний манипулировало P - сигналом, а второе - С/А - сигналом.
Для извлечения информационного кода Ei(t) из С/А - сигнала необходимо:
tпоиска ≈ 1023 · 10–3 с ≈ 1 с.
С учетом двадцати элементов поиска по частоте общее время поиска составит 20 с.
По окончании поиска начинается автосопровождение принятого сигнала по частоте и задержке. Структуры устройств сопровождения по задержке в аппаратуре потребителей С/А - сигнала и P - сигнала одинаковы, поэтому ограничимся представлением функциональной схемы в аппаратуре потребителей P - сигнала (рис.3.35). На выходе первого коррелятора в этом устройстве присутствует информационный код Ei(t), содержащий в частности информацию о слове HOW и Z - отсчеты.
Теперь можно переходить к обработке закрытого сигнала.
Для измерения дальности до КА в аппаратуре потребителей производится корреляционная обработка принятого закрытого сигнала. Опорное напряжение для коррелятора формируется по той же схеме, что и на КА, т.е. генерируются две укороченные М-последовательности и , которые за тем суммируются по модулю 2 и результат проходит операцию засек речивания. Процедуры формирования различаются тем, что на КА ге нерируется периодический ФМС с началом периода в полночь (с вос кресенья на понедельник), а в аппаратуре потребителей - фрагмент этого сигнала.
Последовательность начинает формироваться с приходом очередного Z-отсчета. Последовательность формируется как и на КА с задержкой, равной (см. формулу (3.18))
.
В результате последовательность не отличается по структуре от аналогичной последовательности на борту КА. То же можно сказать о засекреченных последовательностях. Возможен небольшой временной сдвиг этих последовательностей, устраняемый при менением поиска согласованного положения ОН. Признаком этого поло жения ОН является появление большого напряжения на выходе коррелятора, которое превосходит установленный порог.
После того как согласованное положение ОН найдено, включается устройство слежения ОН за комплексной амплитудой ФМС космического аппарата. Функциональная схема этого устройства представлена на рис.3.32.
Кодовая последовательность ФМС формируется в регистрах сдвига, синхронизируемых тактовыми импульсами. Следовательно, для перемеще ния ее вдоль оси времени нужно управлять фазой генератора тактовых импульсов (ГТИ). С этой целью целесообразно использовать устройство фазовой автоподстройки частоты ГТИ. Устройство на рис.3.32 обладает астатизмом 1-го порядка. Функции интегратора выполняет ГТИ.
В состав устройства слежения (см. рис.3.32) входят два коррелятора: 2 и 3. Коррелятор 1 предназначен для обеспе чения работы иных узлов аппаратуры потребителей (устройства обна ружения, устройства измерения доплеровского смещения частоты). Опорное напряжение для коррелятора 3 (ОН3) запаздывает на относительно ОН2. Следовательно, если ОН3 запаздывает на относи тельное принятого сигнала КА, а ОН2 на столько же опережает приня тый сигнал, то выходные напряжения 2-го и 3-го корреляторов одина ковы (рис.3.33,а). При этом напряжение на выходе дискриминатора следя щего измерителя дальности (выход узла вычитания) равно нулю. При иных расположениях пары опорных напряжений ОН2 и ОН3 (рис.3.33,б) на выходе дискриминатора присутствует напряжение рассогласования приводящее к изменению фазы ГТИ в нужную сторону.
Сказанное здесь дополнительно поясняется на рис.3.34, на котором приведены приближенные зависимости выходных напряжений корреляторов и напряжение на выходе дискриминатора от временного рассогласования . Определение показано на рис.3.33,б.
Предположим, что в момент включения следящей системы . Тогда частота тактовых импульсов возрастет. Это вызовет уменьшение рассогласования. Величина рассогласования и изменение частоты ГТИ будут одновременно стремиться к нулю.
Названный режим спутниковой навигационной системы предназначен для уменьшения ошибок местоопределения РНС, работающей в стандартном режиме. В качестве примера приведем обеспечение посадки самолета на аэродром, не оборудованный средствами слепой посадки []. Отметим две составляющие ошибки определения высоты самолета. Первая - это ошибка GPS в стандартном режиме, достигающая 10 м при использовании P-сигнала. Вторая составляющая ошибки связана с тем, что координаты любого объекта измеряются в системе с началом в центре Земли. Неизвестность рельефа земной поверхности в месте, где находится аэродром, может привести к еще большей погрешности.
Для радикального уменьшения ошибок местоопределения на аэродроме можно установить контрольно-корректирующую станцию (ККС), снабженную аппаратурой потребителя GPS (включая радиоприемник) и радиопередатчиком (рис.3.35). Координаты ККС точно известны (измерены геодезическими методами).
В ККС принимаются сигналы космических аппаратов и по ним определяются "навигационные" координаты станции. Если ККС располагается вблизи трассы самолета, то погрешности "навигационных" координат совпадают с погрешностями местоопределения самолета по сигналам спутниковой РНС [24]. Эти погрешности определяются на ККС путем вычитания точных координат станции из "навигационных". Найденные таким путем погрешности передаются по радиолинии на самолет, где они вычитаются из координат самолета, измеренных с помощью GPS.
Заметим, что некоторую конкуренцию дифференциальной GPS может составить радиовысотомер малых высот, хотя погрешности высотомера превышают погрешности РНС в дифференциальном режиме.
Сделаем еще одно замечание об использовании P-сигнала "недопущенными" потребителями. Несколько лет тому назад распоряжением президента США снято ограничение на использование P-сигнала только специально допущенными потребителями [24]. При этом сделана оговорка, что подобное ограничение может быть снова введено в случае обострения международной обстановки.
) Под объектом здесь и в дальнейшем понимается потребитель навигационной информации.
2 Измерение высоты объекта над Землей можно выполнить и с помощью дифференциальной GPS (раздел 3.4).
Рис.3.29. Импульсы передатчика на КА (а), импульсы синхронизации
в аппаратуре потребилеля (б), импульсы передатчика в аппаратуре
потребителя (в)
Рис.3.31. К формированию кодовой последовательности закрытого
сигнала: а - последовательности X1(t) и X2(t); б - импульсы - эпохи;
в - Z-отсчеты
Рис.3.30. Схема генератора последовательности X1(t) (а) и диаграмма
состояний регистра сдвига Pг(t) (б)
Рис.3.32. Функциональная схема устройства слежения за временем прихода фозоманипулированного сигнала
EMBED Word.Picture.8
Рис.3.35. Структура дифференциальной GPS
АП - аппаратура потребителя, ТК - точные координаты ККС,
КИ - корректирующая информация.
Рис.3.33. Взаимное расположения опорных напряжений:
а - Δt = 0; б - Δt > 0
Рис.3.34. Выходное напряжение корреляторов (а) и
дискриминационная характеристика (б)