Т20 АЗРН2.ppt

ракет”

Тема 20-2. “Автономні засоби радіонавігації“

Доцент кафедри
кандидат технічних наук,

доцент Войчук В. А.

Київ 2013

НАЦІОНАЛЬНИЙ АВІАЦІЙНИЙ УНІВЕРСИТЕТ
Житомирський військовий інститут ім. С.П.Корольова
Кафедра бойових авіаційних комплексів та радіотехнічного забезпечення

рішення навігаційних задач.
Застосування автономних засобів радіонавігації для рішення бойових задач.

Навчальна

та виховна мета

1. Засвоїти принципи побудови та основи бойового застосування і технічної експлуатації автономних засобів радіонавігації.
2. Виховувати у студентів – майбутніх фахівців авіації Повітряних Сил ЗСУ самостійність, творчу ініціативу, наполегливість та високу відповідальність за якісну організацію технічної експлуатації та вміле бойове застосування автономних засобів радіонавігації.

Навчальні питання

швидкості і кута зносу однопроменевим ДВШКЗ (1 бал).
Проаналізуйте вплив тангажу

літака на результати вимірювання шляхової швидкості і кута зносу однопроменевим ДВШКЗ (1 бал).
Порівняйте результати вимірювання шляхової швидкості однопроменевим ДВШКЗ при зниженні і наборі висоти з однаковою повітряною швидкістю при Θ=αЗн (1 бал).
Проаналізуйте можливість вимірювання швидкості зниження однопроменевим ДВШКЗ при Θ=αЗн±90о (1 бал).
Проаналізуйте можливість застосування двохпроменевого одностороннього ДВШКЗ при орієнтації ДСА назад (1 бал).
Поясніть, чому в багатопроменевих ДВШКЗ нестабільність частоти мало впливає на результати вимірювання (1 бал).
Обгрунтуйте оптимальне положення “плям” на підстилаючій поверхні (1 бал).
Проаналізуйте можливі наслідки застосування в імпульсному ДВШКЗ нестабілізованої антени (1 бал).

Примітка: Мінімальна сума балів по темі для отримання позитивної оцінки - Σ=(АЗРН1+АЗРН2+АЗРН3)=7,8.
Максимальна сума зарахованих балів по темі – Σ=(АЗРН1+АЗРН2+АЗРН3)=13.

підстилаючої поверхні (горизонтальної складової – вектору шляхової швидкості і вертикальної

швидкості).
ДВШКЗ застосовується автономно або у складі автономної інерційної навігаційної системи, яка визначає поточне положення літака і параметри його руху методом счислення пройденого шляху.

4. Доплерівські вимірювачі швидкості і кута зносу

Переваги інерційної системи:
- безперервність навігаційних визначень;
- автономність;
- достатньо висока точність;
- не потрібна передпольотна юстировка.
Недоліки інерційної системи:
- залежність від датчика курсу;
- треба знати місцеву вертикаль;
- накопичування помилок.

Призначення, склад і характеристики

в напрямку (ψ, φ)

викликає доплерівський зсув частоти


Тому шляхова швидкість

літака

FД(ψ)→max при ψ→αЗн

спектру відбитого сигналу і його кінцева ширина викликають додаткові помилки

визначення доплерівського зсуву частоти.

Лінії рівних доплерівських зсувів частоти (ізодопи) на плоскій підстилаючій поверхні являються гіперболами з асимптотами у вигляді прямих, які виходять з точки розміщення ДВШКЗ.
Через те, що “пляма” на підстилаючій поверхні має кінцеві розміри, які залежать від ширини ДСА і дальності, кожна спектральна лінія зондуючого сигналу створює ділянки суцільного спектру відбитого сигналу кінцевої ширини.

під різними кутами γ, що спричиняє “розмив” спектральної лінії зондуючого

сигналу.
Інтенсивність відбитого сигналу залежить також від кута падіння γ: вона зростає із збільшенням кута падіння. Особливо помітна цязалежність над водною поверхнею.
Через неоднакову залежність інтенсивності відбитого сигналу від кута падіння для земної і водної поверхні виникає “морський ефект”: спектр відбитого сигналу стає несиметричним і середнє значення доплерівського зсуву FД сер зміщується в напрямку менших частот (більших кутів падіння γ).

Тоді


і αЗн=ψ, але пеленгація методом максимуму менш точна,

ніж методом мінімуму. Тому знаходиться положення ψ, коли FД=0. Тоді αЗн=ψ±90о.
Недоліки:
- неможливо одночасно точно визначати FД і αЗн;
- точність визначення FД залежить від стабільності частоти передавача;
неможливо врахувати вертикальну швидкість:


Положення променя у вертикальній площині вибирають в межах φ=45 … 70о. При цьому достатня енергія відбитих сигналів і припустимі помилки вимірювань.

ДВШКЗ
Обидва променя орієнтовані вперед (1 і 2) або назад (3

і 4):




При нерухомій антені звичайно θ=0. Рішенням системи цих рівнянь знаходяться W і αЗн.

Сума і різниця частот сигналів двох каналів при горизонтальному польоті (WB=0):
ΣF12=FД1+FД2=2FД max·cosψ·cos(αЗн-θ); ΔF12=FД1-FД2=2FД max·sinψ·sin (αЗн-θ)
Рухома антена вручну або слідкуючою системою встановлюється в положення, коли ΔF12=FД1-FД2=0. Тоді αЗн=θ і


Збільшення кута ψ підвищує точність визначення кута зносу, але зменшує точність визначення шляхової швидкості.
Неможливо в сумарному сигналі компенсувати вертикальну складову швидкості.

(2 і 4):




При відсутності вертикальної складової (WВ=0) і

довороті антени на кут Θ=ψ+αЗн зсув по кожному з променів буде однаковий по величині і максимальний FД max=2(W / λ)·cosφ, але з різними знаками.

По різниці доплерівських зсувів частот двох каналів
ΔF12=FД1-FД2=2FД max·cos[ψ+ (αЗн-θ)]
після компенсації зносу (Θ=αЗн) можна знайти шляхову швидкість (горизонтальну складову), по сумі
ΣF12=FД1+FД2=-4 =2(WВ / λ)·sinφ
– вертикальну складову, а по куту довороту антени – кут зносу.
В двохпроменевих ДВШКЗ кут зносу визначається методом максимуму, при якому чутливість до повороту і точність невисокі.

4

2

сигнали
Якщо антена поворотна і відслідковує кут зносу, то αЗн-

Θ = 0 і

А) З симетричним розташування променів

рівнянь для обчислення повного вектору шляхової швидкості.
Доплерівський зсув частоти

по променю 2, який лежить у площині, що проходить через ось літака (ψ=0), визначається проекцією повної швидкості літака на напрямок променю

Якщо промені 1 і 2 попадають на одну ізодопу, то різниця між виміряними середніми зсувами частоти FД1 і FД2 є наслідком того, що γ1< γ2. Це дозволяє внести поправки на тип підстилаючої поверхні.

Б) З несиметричним розташування променів

шляхова швидкість W та кут зносу αЗн.
Якщо антена рухома,

то слідкуюча система по сигналу Δ відслідковує кут зносу, а по сигналу Σ при Θ=αЗн обчислюється шляхова швидкість.
Вертикальна складова швидкості при Θ=αЗн знаходиться по сигналу ΣВ

ДВШКЗ звичайно застосовують сантиметровий діапазон хвиль. При λ=3 см (f=10

ГГц) і швидкості 300 м/с (1080 км/год) доплерівський зсув всього FД=20 кГц.
Обставини, що утруднюють вимірювання відносно малих FД:
- нестабільність частоти передавача;
- широкий спектр (частина або одиниці мегагерців) зондуючих сигналів некогерентних імпульсних РЛС;
- додаткове розширення спектру відбитого сигналу через кінцеві розміри “плями” на поверхні, взаємне переміщення фрагментів поверхні в межах “плями” і переміщення “плями” по поверхні внаслідок руху літака;
- нестабільності характеристик ДВШКЗ;
- вібрації та деформації антен внаслідок нежорсткості планера.
Варіанти рішення задачі:
1. Когерентний режим роботи при безперервному або імпульсному випромінюванні (внутрішня когерентність).
2. Некогерентний режим роботи з інтерференцією відбитих сигналів у двох променях (зовнішня когерентність).

- приймач
ПА – привід антени
СДЧ – селектор доплерівськх частот
ФUР ,

ФUС – формувачі напруг, пропорційних різниці і сумі доплерівських частот
КУА – канал управління антеною
ДПА – датчик положення антени
ФW – формувач напруги, пропорційної W

Особливості ДВШКЗ імпульсного випромінювання

Прийомопередаюча антена по черзі формує пари променів 1-3 та 2-4 з доплерівськими зсувами частоти FД1=- FД3 та FД2=- FД4. Після детектування з пачок відеоімпульсів у селекторі доплерівських частот формуються напруги частоти F13= FД1- FД3 та F24= FД1- FД4 , з яких формуються напруги UР і UС, пропорційні частотам різницевій ΔF= F13- F24 та сумарній ΣF= F13+ F24.

зносу видає датчик положення антени.
Напруга UС пропорційна величині шляхової швидкості.
Управління

частотою синхроімпульсів “по Н” виключає попадання затримки відбитих сигналів в зону сліпих дальностей, а “по W” - в область неоднозначної оцінки шляхової швидкості.
Переваги ДВШКЗ імпульсного випромінювання:
Простота імпульсних некогерентних РЛС.
Одна прийомопередаюча антена.
Низькі вимоги до стабільності частоти передавача
Недоліки ДВШКЗ імпульсного випромінювання:
Низька точність внаслідок зовнішньої когерентності.
Неможливість вимірювання вертикальної швидкості.

– змішувач
ЧД – частотний дискримінатор
ППЧ – підсилювач проміжної частоти
ВП –

відеопідсилювач
КУ – канал управління
Г – генератор
ОПЧ – обчислювач поправки частоти

Особливості ДВШКЗ безперервного випромінювання

1 … 4 передаючої антени. Промені прийомної антени переключаються синхронно.

Гетеродинний сигнал формується з зондуючого, тому обробка прийнятого сигналу когерентна.
Доплерівські зсуви частоти FД1 … FД4 прийнятих по кожному з променів сигналів завдяки системі ЧАПЧ відстежуються і запам'ятовуються генераторами ГF1 … ГF4.
Сигнали генераторів ГF1, ГF2 і ГF3 видаються в обчислювач ПНК для розрахунку шляхової швидкості і кута зносу.
Відеосигнали u1, u2 першого і другого променів надходять в обчислювач поправки частоти. Оскільки вони отримані від ділянок підстилаючої поверхні, що знаходяться на одній ізодопі, але опромінюються під різними кутами падіння γ, то у співвідношенні їх амплітуд міститься інформація про характер підстилаючої поверхні.

Море

шляхова швидкість і кут зносу. При цьому враховуються поправки на

відхилення фактичних напрямків від розрахункових, фактична частота зондуючого сигналу і поправка на відхилення середніх значень доплерівських зсувів частоти в залежності від характеру підстилаючої поверхні, інформація про яке міститься в сигналі uΔF=к(lnu2-lnu1).
Переваги ДВШКЗ безперервного випромінювання:
Вузький спектр зондуючих і відбитих сигналів.
Когерентне накопичення відбитих сигналів.
Можливість вимірювання вертикальної швидкості.
Висока точність.
Недоліки ДВШКЗ безперервного випромінювання:
Складність розділення зондуючих і відбитих сигналів.
Складність антенної системи.

Політ на радіостанцію або від радіостанції
Політ здійснюється

по радіокомпасу шляхом дотримування доворотами літака ККР = 0о або ККР = 180о. Боковий вітер зносить літак із заданого маршруту.
Політ на радіостанцію з ККР = 0о здійснюється по спіралі (радіодромії), яка сходиться в точку, де знаходиться радіостанція. Тому лінійне відхилення від заданого маршруту спочатку зростає, а наприкінці зменшується до нуля, тобто мета польоту буде досягнута, але довжина траси більше довжини ортодромії.

яка асимптотично наближається до прямої, яка співпадає з напрямком вітру.

Лінійне відхилення від заданого маршруту безперервно зростає.

В обох випадках заданий маршрут дотримується тільки шляхом врахування зносу літака вітром, тобто при польоті з ККР = 0о + αЗн або ККР = 180о + αЗн відповідно:

висоту

дотримання прокладеного маршруту: для цього політ по заданому маршруту здійснюється

з магнітним курсом МК = ψЗад – αЗн, кут зносу контролюється за допомогою ДВШКЗ;
- дотримання часового графіку: для цього політ по заданому маршруту на відрізку Li здійснюється із розрахунковою шляховою швидкістю Wi = Li / (ti+1 – ti), яка контролюється за допомогою ДВШКЗ.

Доплерівські вимірювачі швидкості і кута зносу

[x(t); z(t)], які знаходяться методом счислення пройденого шляху по відомим

початковим координатам [x0; z0] і проекціям Wx(t) та Wz(t) вектору шляхової швидкості:
x(t)=x0+∫Wx(t)·dt,
z(t)=z0+∫Wz(t)·dt.
Осі OX та OZ системи координат орієнтовані на схід і північ.
Істинний курс літака (ІК) контролюється бортовою курсовою системою.
Істинний шляховий кут (ІШК) відрізняється на кут зносу:
ІШК=ІК+αЗн,
тому проекції шляхової швидкості:
Wx(t)= W(t)·sin(ІШК),
Wz(t)= W(t)·cos(ІШК).

інерційної навігаційної системи ДВШКЗ безперервно видає поточну інформацію про вектор

шляхової швидкості.
Алгоритмом обробки інформації в навігаційному обчислювачі передбачено періодичне коригування (вектор ) параметрів місцеположення і руху літака по інформації від інших систем – РСДН, РСБН, СРНС, бортової панорамної РЛС, тощо.

десантування
Проекція лінії шляху
З геометричних співвідношень координати об'єкту:

та і швидкість їх зміни:


Після накладання вручну перехрестя на відмітку об'єкту по ПОЛОЖЕННЮ органів управління визначаються координати об'єкту відносно літака. Щоб знайти кут зносу, шляхову швидкість і відстань об'єкту від лінії шляху, треба утримувати об'єкт у перехресті шляхом СИНХРОНІЗАЦІЇ переміщення перехрестя з переміщенням літака відносно об'єкту. Синхронізація здійснюється шляхом підбору швидкості зміни горизонтальної дальності DГ і лінії пеленгу (ЛП).

і шляхова швидкість знаходяться по відмітці будь-якого нерухомомого об'єкту після

накладання на нього перехрестя і синхронізації шляхом рішення системи рівнянь відповідним обчислювачем.
Одночасно знаходяться координати DГ і ε цього об'єкту в системі координат носія РЛС.
По координатам двох орієнтирів (ψ1 та ψ2) і курсу (ІК) знаходиться місцеположення літака, яке можна використати для корекції бортової навігаційної системи.
Кут зносу можна визначити вручну, спостерігаючи переміщення відміток наземних об'єктів на індикаторі. Лінія пеленгу відхиляється в напрямку зносу літака так, щоб наземні об'єкти переміщувались паралельно або по лінії пеленгу. Тоді кут її відхилення дорівнює куту зносу.

спотворення зображення, розгортка дальності починається з затримкою на висоту

. Якщо затримка відсутня або менша, ніж τН=2Н/с, то початок розгортки дальності (поблизу вершини сектору) буде затемненим, а зображення місцевості на початку розгортки буде стиснутим.
Затримку τЗ початку розгортки дальності регулюють так, щоб вона починалась з вершини сектору. Тоді істинна висота польоту Н=0.5сτЗ.

основного режиму активної радіолокації панорамні РЛС можуть працювати в режимі

з активною відповіддю у якості запитувача.
Відповідачем являється радіомаяк наземного або морського базування з відомими координатами.
Режим “МАЯК” застосовується для орієнтації на місцевості з малим радіолокаційним контрастом та при роботі в умовах інтенсивних пасивних перешкод.
Режим “МАЯК” може також застосовуватись для виходу на літак з відповідачем (збір в групу, дозаправка в повітрі).

поверхні в режимі ПМ (план місцевості) по характерним засвіткам.
Щоб

покращити умови спостереження небезпечних метеоявищ, ДСА у вертикальній площині максимумом може орієнтуватись на фронтальну зону.






Для виявлення і аналізу небезпечних метеоявищ адаптовані спеціальні метеорологічні РЛС (наприклад, метеоРЛС “Гроза”, яка широко застосовується в цивільній авіації).

кута зносу
Сучасні багатофункціональні РЛС винищувачів обладнані антенами типу ЩАР (щільова

антенна решітка) або ФАР (фазована антенна решітка) з електронним управлінням одним або кількома променями і працюють в когерентному режимі.
Крім основної задачі боротьби з повітряними цілями (група режимів ПОВІТРЯ), ці РЛС обмежено застосовуються для боротьби з наземними та надводними цілями і рішення навігаційних задач (група режимів ЗЕМЛЯ і МОРЕ). Для роботи в цих режимах антена формує ДСА голчатого або спеціального “косекансного” типу.
При наявності в математичному забезпеченні РЛС відповідних алгоритмів управління та обробки інформації апаратурою такої РЛС можна вирішувати задачі, які звичайно вирішує ДВШКЗ.

земної або морської поверхні формується в режимі секторного огляду, але

її якість нижча, ніж карта, що формується панорамною РЛС, яка спеціально адаптована для отримання такої карти.
“Псевдокосекансна” ДСА у вертикальній площині створюється методом парціальних діаграм.

багатофункціональна РЛС у всіх режимах роботи здатна спостерігати сигнали, відбиті

метеорологічними утвореннями.
В цьому режимі огляд здійснюється променем голчатого типу. Тому на відміну від панорамної багатофункціональна РЛС в відбитих сигналах отримує інформацію щодо фрагментів метеорологічних утворень, розподілених як по азимуту, так і по висотам.

прийому сигналів, відбитих будь-якою малою (в межах розділюючої спроможності РЛС)

ділянкою підстилаючої поверхні при відповідній орієнтації її ДСА. Шляхом аналізу параметрів цих сигналів можна відтворити трьохмірну радіолокаційну карту – отримати інформацію про рельєф підстилаючої поверхні.
Знання рельєфу підстилаючої поверхні необхідне для ведення бойових дій на малих і гранично малих висотах.

Упередження tУ інформації щодо прогнозу висоти НУ прольоту над перешкодою потрібне для виконання маневру з метою запобігання зіткнення з нею.
Для визначення висоти перешкоди НП над площиною кліренсу (відповідає заданій висоті НЗ маловисотного польоту) або прогнозованої висоти прольоту над перешкодою НУ треба контролювати упереджену DУ або горизонтальну DГ дальності і напрямок на упереджену точку βУ.

РСН

РЛС
Наземна (корабельна) РЛС разом з літаковим відповідачем створюють радіолокаційну систему

з активною відповіддю, дальність дії якої пропорційна кореню квадратному з енергетичного потенціалу. Енергетичний потенціал – це відношення потужності передавача РЛС до чутливості приймача запитувача та відношення потужності передавача відповідача до чутливості приймача РЛС.
Сигналом запиту являється зондуючий сигнал РЛС, а сигналом відповіді – прийнятий літаковим відповідачем, підсилений і перевипромінений зондуючий сигнал РЛС, потужність якого значно перевищує потужність відбитого сигналу.
Зондування (запит) і відповідь здійснюються на різних робочих частотах. Тому при роботі з активною відповіддю відсутні пасивні перешкоди від місцевих об'єктів.
Сигнали запиту і відповіді звичайно кодуються. Це додатково підвищує перешкодозахищеність систем з активною відповіддю.
Системи з активною відповіддю можуть застосовуватись тільки на своїх літаках.

і відповіді в обох напрямках можна автоматично передавати необхідну інформацію.
В

напрямку “РЛС – літак” звичайно передається вказівка про інформацію, яку необхідно передати в сигналі відповіді. В багатьох РЛС сигнал запиту містить інформацію, по якій у відповідачу можна заборонити прийом сигналів запиту, які випромінюються боковими пелюстками антени РЛС.
В напрямку “літак – РЛС” відповідно до запиту передається координатний сигнал для формування відмітки літака на індикаторі РЛС, інформація для індивідуального розпізнавання літака, про параметри його польоту, залишок палива, боєкомплекту, сигнал “Лихо” та інша.
На території країн, які утворились після розпаду СРСР, для літакових відповідачів діє стандарт УВД, а на території західних країн – стандарт RBS ІКАО.

автоматичному режимі по запиту з РЛС шляхом кодування сигналу відповіді

персональним кодом індивідуального розпізнавання літака;
в ручному режимі при надходженні по каналу командного радіозв'язку відповідної команди оператора РЛС шляхом натискання кнопки ОПОЗНАВАНИЕ, внаслідок чого в сигнали відповіді цього літака додатково вводиться однаковий для всіх літаків код розпізнавання, завдяки чому на індикаторі РЛС поряд з відміткою тільки цього літака формується стандартна відмітка розпізнавання.

верхню (ВПЗ), однакововисотну (ОПЗ), захищаєму (ЗПЗ) та нижню (НПЗ).
Асинхронна система

запобігання зіткнень здійснює автоматизований двохсторонній обмін польотною інформацією між захищаємим літаком та літаками у ВПЗ, НПЗ, ОПЗ та ЗПЗ. Захищаємий літак (чорний) і літаки у ВПЗ та НПЗ (жовті) тільки обмінюються інформацією. Захищаємий літак і літаки в ОПЗ та ЗПЗ (оранжові) здійснюють взаємно скоординовані маневри. Інші літаки (голубі) тільки приймають польотну інформацію від захищаємого літака.

Системи запобігання зіткнень літаків у повітрі

– інформація про рекомендований маневр або його заборона.
Дальня границя ЗПЗ

знаходиться на відстані, якій відповідає підльотний час τ1=40 с, а ближня – τ2=30 с.
При зменшенні підльотного часу до τ1=40 с забороняється будь-який маневр в горизонтальній площині і здійснюється запит про свободу маневру вгору або вниз. Якщо заборони нема, то змінюється ешелон. Якщо маневр заборонено, то продовжується політ без маневру і до підльотного часу τ2=30 с=40 узгоджуються взаємно скоординовані маневри.
З підльотного часу τ2 обидва літаки здійснюють скоординовані маневри.

При польоті на перетинаючихся курсах на одному ешелоні небезпека зіткнення тим більша, чим ближчі вектори радіальної швидкості (зближення) і
. Якщо вони співпадають, то обидва літака опиняться в точці перетинання маршрутів одночасно.
При цьому лінія візування другого літака буде переміщуватись паралельно самій собі (якщо літаки не маневрують і їх швидкості незмінні). Ця ситуація еквівалентна наведенню винищувача методом паралельного зближення; тому бортову РЛС винищувача можна використати і для запобігання зіткнення з ціллю.

зносу.
Однопроменеві ДВШКЗ.
Двохпроменеві ДВШКЗ.
Трьох- і чотирьохпроменеві ДВШКЗ.
ДВШКЗ імпульсного та безперервного випромінювання.
Застосування

автономних засобів радіонавігації для рішення навігаційних і бойових задач.

навчального посібника і підручників.
Презентація АЗРН2.ppt.
О.В.Власов, И.В.Смокин. Радиооборудование летательных аппаратов.

– М.: Воениздат, 1971, с. 295-306.
Радиоэлектронное оборудование. Под ред. В.М.Сидорина. – М.: Воениздат, 1990, 231-234.
Радиоэлектронное оборудование летательных аппаратов. Ч.1. Под ред. В.И.Ветроградова. – М.: Воениздат, 1979, с. 184-218.
В.А.Войчук та ін.. Бортові радіоелектронні системи. Ч.1. – К.: НАУ, 2006, с. 109-111.
В.А.Войчук, В.І.Романенко, Д.В.Васягін. Експлуатація й ремонт радіоелектронного обладнання літаків, вертольотів та авіаційних ракет. (Електронний підручник). – К.: НАУ, 2011, тема 20.