Радиосистемы дальней навигации

Как отмечалось ранее, определение местоположения самолета при помощи находящихся на его борту радиосредств является одной из наиболее важных задач обеспечения полета. В таком случае упомянутые радиосредства относятся к радионавигационным устройствам.

Радионавигационная система включает в себя наземные радиомаяки (далее согласно установившейся терминологии, будем называть их опорными станциями) и бортовые радионавигационные устройства. При этом опорные станции излучают радиосигналы, а бортовые радионавигационные устройства принимают эти радиосигналы и извлекают заложенную в них информацию. Иными словами основным узлом опорных станций является радиопередающее устройство, а основным узлом бортового радионавигационного устройства – радиоприемное устройство.

Полет самолета может выполняться, в принципе над любым участком поверхности земного шара – в том числе и над местностями, достаточно удаленными от точек расположения опорных станций. В гражданской, например, авиации этот случай соответствует полету над малонаселенными территориями, а в военной – выведению самолета на некий наземный объект, расположенный глубоко в тылу противника. При этом расстояние от опорных станций до самолета может составлять тысячи километров. Радиообеспечение полета (определение координат самолета радиотехническими методами) в такой ситуации возлагается на радиосистемы дальней (1…9 тысяч км) навигации (РСДН).

Требование надежного приема на самолете радиосигналов, излучаемых наземными опорными станциями (их координаты известны на самолете), диктует выбор частотного диапазона радиоволн, в котором поглощение указанных радиоволн в атмосфере оказывалось бы небольшим. Для РСДН таким диапазоном

является интервал 10…100 кГц. При этом распространение таких радиоволн в приземной атмосфере происходит различными путями (рис.3.53.) – как поверхностным, так и пространственным лучами. В качестве луча основного приема обычно используется поверхностный луч.

Возможен и иной вариант построения РСДН – когда опорные станции устанавливаются на подвижных объектах, координаты которых могут быть вычислены заранее. Таким подвижными объектами являются искусственные спутники Земли, движущиеся по предварительно рассчитанным траекториям. Иными словами, определение местоположения самолетов осуществляется по радиосигналам, излучаемых со спутников. В этом случае РСДН называется спутниковой и работает в дециметровом или сантиметровом диапазоне радиоволн, для которого поглощение электромагнитной энергии в ионосфере мало.

Общей особенностью опорных станций (наземных и спутниковых) в РСДН является наличие в радиопередающих устройствах эталонов времени и частоты, обладающих высокой () долговременной стабильностью и синхронизированных со шкалой Всемирного координированного времени.

А. Фазовая дальномерная РСДН.

Принцип определения местоположения самолета на плоскости с помощью дальномерной РСДН показан на рис.3.54.

Первая (ОС-1) и вторая (ОС-2) опорные станции излучают радиосигналы. Самолетная радиоприемная аппаратура принимает эти радиосигналы и по ним определяет дальности R1 и R2 до каждой из опорных станций. Поскольку местоположение ОС-1 и ОС-2 известно на борту, достаточно построить отрезки двух окружностей (R1=Const и R2=Const) с центрами в точках расположения ОС-1 и ОС-2, чтобы вычислить координаты самолета, которые соответствуют координатам точки пересечения этих отрезков.

В реальных условиях, когда самолет летит в пространстве, необходимо иметь не две опорные станции а три. Тогда координаты точки пересечения трех сфер (уравнения которых: R1=Const, R2=Const, R3=Const; значения R1, R2, R3 измеряются бортовой аппаратурой) окажутся координатами местоположения самолета.

Данная дальномерная РСДН будет называться фазовой если дальности (R1, R2, R3) до соответствующих опорных станций будут измеряться фазовым методом.

Суть фазового метода дальнометрии сводиться к следующему.

Пусть любая из опорных станций излучает гармонический радиосигнал частоты

(3.68)

а один из бортовых генераторов (синхронизированных с генератором опорной станции) вырабатывает радиосигнал той же частоты с той же начальной фазой :

(3.69)

Тогда в момент прихода на самолетную радиоаппаратуру излученный опорной станцией радиосигнал (3.68) будет иметь вид:

(3.70)

где R – расстояние «опорная станция – самолет»; в этом случае бортовой измеритель разности фаз вычислит, сравнивая колебания (3.69) и (3.70), величину

(3.71)

откуда величина дальности R будет поучена в виде:

(3.72)

где - длина волны колебаний (3.68), (3.69), (3.70).

Недостатком фазового метода является его возможная неоднозначность а именно – если разность фаз колебаний, поступивших на вход измерителя разности фаз, будет включать в себя целое число величин 2π (то есть , где n=1,2,3,…), то данный измеритель определит лишь значение . Иными словами условием правильной работы РСДН является требование

(3.73)

что соответствует соотношению

(3.74)

если дальность R и длина волны колебания, излучаемого опорной станцией, не удовлетворяет неравенству (3.74), то следует использовать колебания с большей длиной волны (с меньшей частотой).

Традиционным для работы фазовых дальномеров РСДН является частотный диапазон 10…14 кГц. Излучение наземных опорных станций осуществляется именно в этом диапазоне (см. рис 3.55.).

При этом интервал однозначно-измеряемых дальностей для самой низкой частоты (10,2 кГц) составляет величину около 29,5 км. Разумеется, для самолетов, находящихся на расстоянии, скажем, 1000 км от опорной станции выполнить однозначную дальнометрию оказывается невозможным.

Одним из путей, ведущих к однозначному измерению дальностей, является понижение частоты излучаемого радиосигнала. Однако, этот путь является неприемлемым. Дело в том, что антенны наземных опорных станций, излучающее колебания в диапазоне 10…14 кГц, представляют собой вертикальные мачты высотой в несколько сот метров, и дальнейшее снижение частоты излучаемого радиосигнала может привести только к увеличению их размеров. Поэтому, используют иное техническое решение – перевод частоты на более низкую, что и выполняется в бортовой аппаратуре.

Рассмотрим рис. 3.55 а).

Каждая из трех (для однозначного определения местоположения самолета в пространстве дальномерным способом) наземных опорных станций ОС – 1, ОС – 2 и

ОС – 3, расположенных на значительном (сотни и тысячи километров) удалении друг от друга, излучает в пространство радиоимпульсы длительности порядка одной секунды. Работа ОС – 1, ОС – 2 и ОС – 3 жестко (с помощью высокостабильных эталонов времени) синхронизирована между собой. Каждая из опорных станций излучает в данный момент радиоимпульс только с одной частотой заполнения, не совпадающей с частотами излучения других опорных станций – это необходимо для предотвращения интерференции колебаний в точке приема, то есть, в конечном итоге, для устранения искажений измеряемых фаз. Последовательность излучаемых частот определена заранее в пределах длительности Tц одного цикла и не изменяется в процессе работы фазовой дальномерной РСДН.

Когда самолет входит в зону действия всех трех наземных опорных стаций, начинается режим собственно дальней навигации указанного летательного аппарата. Однако в указанный момент входа синхронизация работы бортового устройства с радиосигналами опорных станций отсутствует. Чтобы ее установить, в бортовой аппаратуре используется специальный сигнал – последовательность видеоимпульсов, являющаяся временной копией излучаемого опорными станциями радиосигнала. Взаимное расположение двух последовательностей (принятой на борту и продетектированной, а также сформированной в бортовой аппаратуре) видеоимпульсов в момент начала синхронизации показано на рис.3.56.

По интервалу смещения этих последовательностей можно судить о дальности до той или иной наземной опорной станции. В дальнейшем бортовая аппаратура устраняет (путем перемещения опорной последовательности видеоимпульсов) интервал , и определение местоположения движущегося самолета проходит в штатном режиме работы РСДН.

Упрощенная структурная схема бортовой аппаратуры фазовой дальномерной РСДН приведена на рис.3.57.

Электромагнитные радиосигналы трех частот (10,2 кГц; 11,33 кГц; 13,6 кГц;), излученные тремя наземными опорными станциями, принимаются на борту самолета с помощью двух рамочных антенн. Далее эти радиосигналы с помощью антенного коммутатора 1 направляются на входы трех (по числу опорных станций) радиоприемных устройств 2,3,4, каждое из которых настроено на одну из трех частот указанных радиосигналов. Переключения, выполняемые данным коммутатором, осуществляется в такт с радиоимпульсами, заполненными той или иной частотой. Типовые значения массо-габаритных показателей антенного коммутатора: масса – 17 кг, площадь - 290×165 мм², высота – 30 мм.

Каждое из трех радиоприемных устройств реализовано по схеме двойного преобразования частоты, в результате которого фазовые сдвиги всех принятых радиосигналов переводятся на общую для всех трех устройств частоту – равную, например, 200 Гц (длина волны 1500 км). На выходе радиоприемных устройств установлен коммутатор 5, переключающий выходы данных устройств (аналогично коммутатору 1).

Радионапряжения частот 200Гц с различными фазами подаются от коммутатора 5 на первые входы соответствующих измерителей 6,7,8 разностей фаз. На вторые входы тех же измерителей поступает радионапряженния частоты 200 Гц, полученное путем деления частоты эталонного (построенного на основе рубидиевого стандарта частоты) генератора 9 в блоке 10, который, помимо функции деления частоты, выполняет еще и синхронизацию работы узлов бортовой аппаратуры фазовой дальномерной РСДН.

Выходные сигналы измерителей разности фаз в виде цифровых кодов вводятся в бортовую ЭЦВМ 11, где производится расчет местоположения (чаще всего – долгота и широта.) самолета.

Рассмотрим более подробно работу измерителя разности фаз. Его структурная схема и эпюры изображены на рис. 3.58.

Напряжения Uвых прм с выхода коммутатора 5 подается на вход первого формирователя 12 отсчетных импульсов. Данные отсчетные импульсы вырабатываются этим формирователем в те моменты времени, когда напряжение Uвых прм пересекает нулевой уровень снизу вверх (при смене знака полярности с отрицательного на положительный).

На другой вход рассматриваемого измерителя поступает напряжение

Uвых дел, полученное на выходе блока 10 деления частоты. Данное напряжение вводится как на вход второго формирователя 13 отсчетных импульсов, так и через фазосдвигающее (на 90°) устройство (это напряжение обозначено как Uвых дел сдв) на вход третьего формирователя 15 отсчетных импульсов. Отсчетные импульсы на выходах формирователей 13 и 15 вырабатываются аналогично созданию отсчетных импульсов на входе формирователя 12 – в моменты времени, когда входное напряжение пересекает нулевой уровень снизу вверх.

Наличие двух напряжений (Uвых дел и Uвых дел сдв) объясняется тем обстоятельством, что разность фаз между напряжениями с выходов радиоприемного устройства и делителя может быть как положительной, так и отрицательной. В обоих случаях она должна быть вычислена, и соответствующий алгоритм имеет вид:

(3.75.)

где Uвых прм cos и Uвых прм sin - величины ортогональных (сдвинутых на 90° по фазе) составляющих напряжения Uвых прм в системе прямоугольных (декартовых) координат, образованных опорными напряжениями Uвых дел и Uвых дел сдв.

Разложение напряжения Uвых дел на косинусную Uвых прм cos и синусную

Uвых прм sin составляющие выполняется (в цифровом варианте) в первом 16 и втором 18 формирователях временных интервалов, а значения величин, Uвых прм cos и Uвых прм sin в цифровой форме (в виде двоичных кодов) образуются в первом 17 и втором 19 двоичных счетчиках. Эти операции организованы с учетом счетных импульсов, следующих с высокой (порядка 2,5 МГц) частотой повторения, которые вырабатывает генератор 20 счетных импульсов. Данные счетные импульсы заполняют (в формирователях 16 и 18) временные интервалы между отсчетными импульсами, соответствующим моментам пересечения нулевого уровня снизу вверх напряжений Uвых дел и Uвых прм (количество указанных счетных импульсов равно ) и напряжений Uвых прм и Uвых дел сдв (в этом случае количество счетных импульсов равно ). Тогда на выходах двоичных счетчиков 17 и 19 будут выработаны двоичные коды и величин и . Если, например, величина N=37, то KN=100101.

Окончательное выражение для вычисления разности фаз в цифровом виде, (то есть величины ) аналогичное алгоритму (3.75.)

(3.76.)

где есть двоичный код величины . Расчет значения согласно соотношению (3.76) выполняет вычислительный блок 21.

Таково краткое описание работы измерителя разности фаз.

Приведем некоторые тактико – технические характеристики фазовой дальномерной РСДН.

Дальность действия – до 10 тыс.км (при восьми наземных опорных станциях – глобальная).

Расстояние между соседними опорными станциями – до 15 тыс.км.

Излучаемая мощность (на частоте 10,2 кГц при мощности передатчика 150 кВт) = 10 кВт.

Чувствительность радиоприемного устройства – 5 мкВ.

Время поиска – 0,3 … 2,0 мин.

Потребляемая мощность (от сети 115В, 400Гц) – 66 .

Объем приемо – вычислительного блока – 18,4 .

Масса комплекта – 15,73 кг.

Средняя наработка до отказа – 5800 ч.

Б. Разностно – дальномерные РСДН.

Помимо дальномерных РСДН для определения местоположения самолета используются также разностно – дальномерные РСДН.

Принцип действия разностно – дальномерных РСДН основан на вычислении разности расстояний от самолета до той или иной наземной опорной станции. При этом определение местоположения самолета выполняется с помощью бортовой радиоаппаратуры, которая работает в режиме приема радиосигналов. Достоинством разностно – дальномерных РСДН (в отличие от дальномерных РСДН) является то, что возможное расхождение между шкалами времени наземной и бортовой радиоаппаратуры не оказывает влияния на точность местоопределения самолета (в дальномерной РСДН требуется, как отмечалось выше, точная синхронизация указанных шкал времени). Недостаток разностно – дальномерных РСДН (по сравнению с дальномерными РСДН) – увеличенное количество опорных станций.

Как известно, если имеются две несовпадающие между собой точки ОС – 1 и ОС – 2, то геометрическим местом прочих точек той же плоскости, разность расстояний которых до ОС – 1 и ОС – 2, является постоянной величиной, оказываются кривые, называемые гиперболами (см.рис.3.59.).

Иными словами, если некая точка А будет перемещаться по соответствующей гиперболе, то любое ее местоположение будет характеризоваться соотношением Точки ОС – 1 и ОС – 2 называются фокусами этой гиперболы.

Поскольку выражение справедливо для всех точек данной гиперболы, то для однозначного определения местоположения самолета на плоскости с помощью разностно – дальномерной РСДН необходимо иметь по крайней мере две гиперболы (см.рис.3.60.),

описываемых, соответственно, двумя уравнениями: и . Это означает, что требуется еще одна фокальная точка – ОС – 3.

В связи с тем, что разностно – дальномерные РСДН используют в своей практике гиперболические зависимости, их еще называют гиперболическими РСДН.

а)фазовая разностно – дальномерная РСДН.

В данной РСДН местоположение самолета определяется координатами точки пересечения гипербол, обязанных своим происхождением вычислению разности расстояний между самолетом и той или иной наземной опорной станцией. При этом указанная разность расстояний вычисляется в бортовой аппаратуре фазовым методом, то есть при помощи использования разности фаз между принятыми радиосигналами и напряжением бортового эталонного генератора.

Обычно в фазовой разностно – дальномерной РСДН используются 3…5 опорных станций, одна из которых является ведущей (задает синхронизацию остальных, ведомых, опорных станций). Однако, в целях упрощения, рассмотрим формирование разности расстояний и (то есть величины только для двух опорных станций ОС – 1 (ведущей) и ОС – 2 (ведомой). Упрощенная структурная схема, поясняющая принцип действия фазовой разностно – дальномерной РСБН для этого случая, представлена на рис.3.61.

Работа данной РСБН происходит следующим образом.

Первая (ведущая) опорная станция 1 излучает радиосигнал чачтоты (10,2 кГц), который принимается антенной бортового оборудования. Поскольку самолет располагается на расстоянии от опорной станции 1, то принятый радиосигнал может быть записан в виде:

(3.77.)

где

Отметим, что излученный опорной станцией 1 радиосигнал одновременно является синхронизирующим для второй (ведомой) опорной станции 2 (канал синхронизации на рис. 3.61. не показан). Поэтому опорная станция 2 излучает радиосигнал, когерентный с радиосигналом, ранее излученным опорной станцией 1. Это означает, что радиосигнал, принятый антенной бортового оборудования того же самолета (находящегося на расстоянии от опорной станции 2), может быть записан как

(3.78.)

где

Радиосигналы (3.77.) и (3.78.) приходят, вообще говоря, в разные моменты времени, поскольку опорные станции 1 и 2 излучают попеременно – в интервале от до работает первая опорная станция, а вторая опорная станция функционирует в интервале от и , при этом интервал … соответствует паузе.

Поскольку моменты , , и известны, то в эти моменты бортовой коммутатор 4 переключает бортовые измерители разности фаз – первый измеритель 5 (работает между моментами и ) и второй измеритель 6 (работает между моментами и ). На первые входы этих измерителей поступают (через коммутатор 4) с выхода радиоприемного устройства 7 принятые антенной радиосигналы (3.77.) и (3.78.).

На вторые входы измерителей 5 и 6 разности фаз подается с выхода эталонного генератора 8 напряжение вида

, (3.79.)

где - начальная фаза колебания, которая (в силу ослабленных требований к синхронизации генератора 8) является неизвестной.

В этом случае измеритель 5 должен будет вычислить разность фаз колебаний (3.77.) и (3.79.)

(3.80.)

а измеритель 6 – определить разность фаз колебаний (3.78.) и (3.79.)

(3.81.)

Построение измерителей 5 и 6 разности фаз полностью аналогично структуре, приведенной на рис.3.58. Поэтому нахождение и осуществляется в цифровой форме, то есть на выходах 5 и 6 формируется цифровые коды и . Эти коды поступают на входы измерителя 9 разности расстояний и .

Так как цифровые значения и формируются в измерителях 5 и 6 в разные моменты времени, то первой операцией, выполняемой в измерителе 9, является запоминание значения (в цифровой реализации эта операция выполняется достаточно просто). Второй операцией, производимой в измерителе 9, становиться нахождение разности

(3.82.)

где - длина волны радиосигнала частоты . Как видно из (3.82.), данная операция вычитания устраняет зависимость от неизвестной начальной вазы эталонного генератора 8. Существует лишь единственное требование – фаза должна быть постоянной на интервале измерения. Наконец, в качестве третьей операции осуществляется пересчет по уравнению (3.82.) разности расстояний через измеренную разность

(3.83.)

в цифровой форме, то есть на выходе измерителя 9 вырабатывается цифровой код разности расстояний и .

Далее величина , соответствующая параметру одной гиперболы, поступает в бортовую ЭЦВМ, где сравнивается с аналогичной величиной, полученной для первой и третьей опорных станций (см.рис.3.60.) и являющейся параметром другой гиперболы, на основании чего указанная бортовая ЭЦВМ вычисляет координаты местонахождения самолета, чаще всего – его долготу и широту.

б)импульсно – фазовая разностно – дальномерная РСДН.

Требования к РСДН сочетать большую дальность действия с высокой точностью место – определения самолета сталкивается с проблемой неоднозначности измерения. Дело в том, что наивысшую точность определения местоположения самолета обеспечивают (из возможных) только фазовые методы, причем указанная точность повышается с увеличением частоты излучаемого колебания. Однако, увеличение данной частоты ведет к неоднозначности измерения местоположения самолета и тем большей, чем эта частота выше.

С другой стороны, определение местоположения достаточно удаленного самолета обычно выполняется поверхностным лучом с учетом кривизны земли, а это обстоятельство накладывает ограничения на верхнюю границу частот излучаемого радиосигнала, что в свою очередь ведет к ограничению измерительной точности РСДН.

Компромиссным выходом из данной ситуации является использование импульсно – фазовой разностно - дальномерной РСДН. Данная РСДН представляет собой сочетание импульсной радиосистемы (обладающей большой дальностью действия, но сравнительно невысокой точностью, поскольку измерение дальности ведется по времени запаздывания) и фазовой радиосистемы (имеющей высокую точность измерения, но характеризующейся небольшой дальностью действия и обладающей неоднозначностью отсчетов), объединенных в единую измерительную радиосистему. Итогом явилась РСДН, работающая на частоте 100кГц (длина волны 3км), обладающая значительной (порядка 2000км) дальностью действия и имеющая сравнительно малую (60…90м)

средне-квадратичную ошибку измерения.

Принцип работы рассматриваемой РСДН заключается в следующем.

Наземные опорные станции (одна ведущая ОС – 1 и две – четыре ведомых ОС – 2, ОС – 3,…) излучают специально сформированную последовательность радиоимпульсов (частота заполнения каждого из них равна 100кГц). Пример структурного построения такой последовательности для случая двух ведомых опорных станций показан на рис.3.62.

Ведущая опорная станция ОС – 1 задает необходимую синхронизацию работе ведомых станций ОС – 2, ОС – 3, формируя последовательность излучений

с периодом повторения последовательности. При этом ведомые опорные станции практически являются ретрансляторами радиосигналов ведущей станции. Когерентность излучаемых колебаний достигается применением в опорных станциях цезиевых стандартов частоты, обеспечивающих частотную стабильность не хуже .

Поскольку импульсно – фазовая разностно - дальномерная РСДН является одной из наиболее распространенных навигационных радиосистем, то совокупности (так называемые цепочки) ее опорных станций (ведущей и ведомых) находятся в различных районах земного шара, обслуживая основные трансокеанические маршруты, а также прибережные районы стран Европы, Азии и Северной Америки. Это означает, что самолет, совершающий дальний рейс, может попадать в зоны действия различных цепочек опорных станций. Опознание той или иной цепочки выполняется той или иной аппаратурой по значению периода (для рассматриваемой цепочки =60млс). Величины задержек (15млс и 16млс – на рис.3.62.) тоже могут быть различными – они выбираются так, чтобы в зоне действия каждой цепочки отсутствовали области, в которых прием радиоимпульсов от разных опорных станции осуществлялся бы одновременно.

Что касается радиоимпульсной последовательности, излучаемой каждой опорной станцией, то здесь также имеются свои особенности. Для выявления характера (ведущая или ведомая) опорной станции последовательность, излучаемая ею, имеет определенное количество импульсов: девять для ведущей и восемь для ведомой. Также фиксированным является порядок излучения опорных станций – сначала ведущая (ОС – 1), затем ведомые (ОС – 2, ОС – 3).

Наконец, в излучаемом радиосигнале учитывается требование повышенной помехозащищенности приема в условиях, когда на бортовую антенну попадает, помимо поверхностного луча (который и обеспечивает радиоконтакт), еще и отраженный от ионосферы пространственный луч (рис.3.53.). Для снижения влияния пространственного луча используют фазовое кодирование радиоимпульсов излучаемой последовательности (см.рис.3.63.), причем законы фазового кодирования различны в четном и нечетном периодах . Дополнительно это фазовое кодирование служит задаче облегчения распознавания радиоимпульсов ведущей и ведомых опорных станций.

Излучающие антенны наземных опорных станций для импульсно – фазовой разностно - дальномерной РСДН представляют собой высокие (190…412м) вертикальные мачты с проволочным разветвлением на верхнем конце; последнее время антенны ведущих опорных станций выполняются в виде башен высотой 213м. Излучаемые мощности (в импульсе) находятся в пределах 165…1800кВт.

Обратимся к рассмотрению работы бортовой аппаратуре.

Как отмечалось ранее, особенностью приема радиосигналов, поступающих на вход бортовой антенны, является принадлежность этих сигналов как поверхностному, так и пространственному лучам. Поскольку частоты этих радиосигналов одинаковы, возможна интерференция (наложение) радиоволн и, как следствие, амплитудные флуктуации принимаемого сигнала.

Это означает, что принимаемый сигнал может случайным образом увеличивать свою интенсивность или, наоборот, замирать (что, разумеется, является нежелательным эффектом).

В целях борьбы с замираниями и поддержания стабильности измерительного процесса используют так называемые измерительные импульсы. При этом учитывается то обстоятельство, что радиоимпульс, пришедший поверхностным лучом, всегда (за счет более короткого пути распространения) оказывается на входе бортовой антенны раньше, чем тот же радиоимпульс, пришедший пространственным лучом. Данное запаздывание на частоте 100кГц обычно бывает больше 40мкС. Поэтому измерительный импульс формируется в бортовой аппаратуре по окончании третьего периода колебаний частоты 100кГц в момент времени, соответствующий положению точки А на переднем фронте огибающей радиоимпульса, принимаемого от наземной опорной станции (см.рис.3.64.).

При этом крутизна огибающей данного радиоимпульса в момент (ему соответствует точка А огибающей) окончания указанного третьего периода является максимальной (именно так формируется излучаемый импульс в опорной станции). В бортовой аппаратуре происходит вычисление сначала первой, а затем второй производных огибающих. Измерительный импульс формируется в момент перехода второй производной через нулевой уровень. Это относится к радиоимпульсам как ведущей, так и ведомых опорных станций. Иначе говоря, временные структуры последовательностей излученных радиоимпульсов (рис.3.62.) и измерительных импульсов совпадают. Это обстоятельство используется в бортовой аппаратуре для синхронизации ее работы с радиоимпульсами, излучаемыми той цепочкой опорных станций, в зону действия которой входит самолет.

Упрощенная структурная схема бортовой аппаратуры представлена на рис. 3.65.

Выбор приемной антенны зависит от класса самолета. На низкоскоростных (до500км/ч) самолетах применяют штыревые антенны высотой до 160см, которые имеют в верхней части плоский отогнутый по направлению полета стержень длиной 360мм; на высокоскоростных – две невыступающие антенны, расположенные в верхней и нижней частях фюзеляжа.

Радиоприемное устройство 1 обладает амплитудно – частотной характеристикой , имеющей центральную частоту =100кГц и полосу пропускания, равную 40кГц.

Процесс определения дальностей до ведущей и ведомых станций слагается их двух составляющих – грубого измерения дальности (по времени запаздывания) и уточнения дальности (по разности фаз). Функционирование каждой из составляющих отражает та или иная совокупность узлов.

Величина грубой дальности является результатом выполнения поиска, который состоит из трех этапов.

На первом этапе происходит определение цепочки опорных станций, в зоне действия которых оказался самолет – по значению периода повторения последовательностей. Работа на этом этапе осуществляется по измерительным импульсам (вырабатываемым устройством 2), длительность которых на данном этапе расширяется до 70мкС. Устройство 3 синхронизации и управлении задает различные значения с помощью коротких тактовых импульсов (интервал изменения в процессе поиска составляет 1 мкС), каждый из которых запускает схему 4 формирования селекторных импульсов. В свою очередь, селекторные импульсы поступают на вход селектора 5 по дальности, в котором в течении 10 проверяется факт совпадения (или несовпадения) селекторных и измерительных импульсов. При несовпадении поиск продолжается, а в случае совпадения цепочка опорных станций считается идентифицированной, и устройство 3 вырабатывает сигнал перехода ко второму этапу. Общая длительность первого этапа обычно составляет не более10 секунд.

На втором этапе выявляется последовательность радиоимпульсов, принадлежащих ведущей опорной станции. Поиск первого импульса последовательности выполняется способом, аналогичным использовавшемуся на первом этапе (единственное отличие – данный поиск начинается на 2мС раньше предыдущего), с добавлением операции опознавания. Для этого устройство 3 синхронизации и управления открывает первый блок 6 включения, через который радиоимпульсы от приемного устройства 1 подаются на первый вход устройства 7 опознавания. На второй вход устройства 7 опознавания поступает радионапряжение от эталонного генератора 8. В устройстве опознавания осуществляется идентификация серии радиоимпульсов (по первому и последнему, девятому, импульсам), полученных от ведущей опорной станции. Сигналы идентификации (и неидентификации) вводятся в устройство 3 синхронизации и управления, после чего данное устройство либо возобновляет поиск, либо через селектор 5 пересылает значение грубой дальности (до ведущей станции) в бортовую ЭЦВМ 9; в последнем случае бортовое устройство переходит к третьему этапу.

На третьем этапе выявляется последовательность радиоимпульсов, принадлежащих каждой из ведомых станций. Третий этап аналогичен второму с той лишь разницей, что после его завершения в бортовую ЭЦВМ 9 пересылается грубая дальность, измеренная до той или иной ведомой станции.

По окончании этапа определения грубых дальностей устройство 3 синхронизации и управления открывает для радиоимпульсов второй блок 10 включения. Эти радиоимпульсы поступают на коммутатор 11, который попеременно пересылает радиоимпульсы, принятые от ведущей и той или иной ведомой опорных станций на первый 12, либо второй 13 измерители разницы фаз. На другой вход данных измерителей подается колебание с эталонного генератора 8. Каждый из измерителей разности фаз функционирует аналогично устройству, структурная схема которого приведена на рис.3.58. То есть на выходе измерителей 12 и 13 вырабатываются цифровые коды разности фаз между колебаниями, полученными от эталонного генератора 8, и от радиоимпульсов, поступивших от ведущей (для измерителя 12) или определенной ведомой (для измерителя 13) опорных станций. Поскольку коды , соответствуют кодам уточненных дальностей до этих опорных станций, то разность данных кодов будет соответствовать коду разности указанных дальностей. Операцию определения величины (то есть нахождения параметра одной из навигационных гипербол) осуществляет вычислитель 14 разности дальностей. Значение поступает далее в бортовую ЭЦВМ 9.

Таким образом, в бортовой ЭЦВМ формируются разности грубых и уточненных дальностей для ведущей и одной из ведомых опорных станций, определяя соответствующую навигационную гиперболу. Вторая гипербола (радиотехнические устройства для ее выявления на рис.3.65. не показаны), характеризующая разность дальностей до ведущей и другой ведомой из совокупности опорных станций, определяется аналогичным образом. По данным, полученным для двух (как минимум) гипербол, бортовая ЭЦВМ 9 находит местоположение (чаще всего долготу и широту) самолета.

Приведем некоторые тактико – технические характеристики импульсно – фазовых разностно – дальномерных РСДН:

Дальность действия:

- днем - 2,2…2,6 тыс.км;

- ночью – 1,8…1,9 тыс.км;

Погрешность определения местоположения – 0,46км.

Чувствительность радиоприемного устройства – 20мкВ.

Среднее время определения - 4мин.

Мощность, потребляемая бортовым устройством от сети 27В постоянного тока – 60Вт.

Масса бортового оборудования (без кабелей) – 9кг.

В. Спутниковая РСДН.

Спутниковые РСДН относятся к классу глобальных радиосистем, позволяющих определить местоположение самолета практически в любой точке земного шара. К преимуществам спутниковых РСДН относятся также высокая (погрешность определения местоположения самолета составляет 17,8...100м) точность измерения и малое (6...8мин) время определения местоположения самолета.

Наиболее часто в авиационной практике используется пассивная спутниковая РСДН. Принцип ее функционирования представлен на рис. 3.66.

Искусственный спутник Земли (ИСЗ) осуществляет радиоконтакт как с самолетом, местоположение которого определяется с помощью данной спутниковой РСДН, так и с наземным командно-измерительным пунктом (КИП). При этом радиосвязь ИСЗ с КИП является двунаправленной, а с самолетом – однонаправленной (от ИСЗ к самолету). При таком (пассивном) варианте реализации спутниковой РСДН сложность, масса и объем радиоаппаратуры, установленной на ИСЗ, оказывается минимальными (в отличие, скажем, от активной спутниковой РСДН, когда радиоконтакт между ИСЗ и самолетом является двунаправленным).

В наземном КИП решается ряд задач, основными из которых являются следующие:

- слежение за ИСЗ (с помощью радиосигналов, получаемых от ИСЗ, происходит определение орбит движения ИСЗ, измерение расхождений шкал времени ИСЗ и КИП);

- вычисление эфемерид (координат, рассчитанных для определенного момента времени) ИСЗ и предсказание их на будущие моменты времени (равно как и прогнозирование уходов времени на ИСЗ);

- трансляция на ИСЗ сигналов коррекции для эталонных генераторов ИСЗ, ввода поправок времени и параметров орбиты ИСЗ, а также различного рода служебной информации.

В свою очередь, ИСЗ передает на КИП свои текущие эфемериды, а также радиосигналы, необходимые для определения местоположения самолета, и служебную информацию.

Наконец, ИСЗ пересылает на самолет радиосигналы, предназначенные для определения местоположения самолета, основными из которых являются следующие:

- кодовые радиосигналы идентификации данного (среди прочих) ИСЗ;

- навигационные (например, фазо-манипулированные) радиосигналы, по которым осуществляется измерение координат самолета;

- радиосигналы эфемерид данного ИСЗ, погрешностей его (ИСЗ) эталона времени, а также так называемого альманаха (содержащего эфемериды всех прочих ИСЗ, входящих в состав используемой спутниковой РСДН), употребляемого при выборе того или иного ИСЗ;

- радиосигналы дополнительных антенн (поправка на ионосферную рефракцию, сведения о «возрасте» той или иной информации, служебная информация, и т. д.).

Что касается приемо-измерительной аппаратуры, установленной на борту самолета, то основными задачами ее функционирования являются:

- осуществление радиоконтакта с тем или иным ИСЗ (поскольку количество ИСЗ, находящихся в зоне видимости, обычно составляет 3...5 штук, то для обеспечения непрерывности процесса местоопределения самолета используется бортовая самолетная ФАР, каждый из лучей которой осуществляет слежение за соответствующим ИСЗ);

- определение местоположения самолета при помощи обработки принятых от ИСЗ радиосигналов;

- учет временных поправок, обусловленный расхождением шкал времени;

- выполнение поиска того или иного ИСЗ;

- обработка служебной информации;

Отметим, что обычно местоположения самолета (координаты , , ) и ИСЗ (Х, Y, Z) определяется в геоцентрической системе (см. рис. 3.67) координат, начало которой находится в центре земного шара (ЦЗШ), ось направлена к точке пересечения плоскости (ПЭ) экватора с Гринвичским меридианом (ГМ), а ось - к северному полюсу (СП). Однако, самолетная бортовая радиоаппаратура получает от ИСЗ его координаты в виде эфемерид; поэтому эфемеридные данные ИСЗ пересчитываются на борту самолета в геоцентрическую систему координат.

В большинстве спутниковых РСДН употребляется дальномерный метод местоопределения самолета – в отличие, например, от разностно-дальномерного метода, используемого значительно реже (из-за сложности формирования пространственных гиперболоидов). Основным уравнением дальномерного метода, вычисляющим расстояние между самолетом и данным ИСЗ, является соотношение (рис. 3.67):

(3.84)

где - ошибка измерения дальности, обусловленная расхождением эталонов времени на самолете и ИСЗ. Для снижения этой погрешности необходимо использовать высокостабильные генераторы радиосигналов. Если, например, указанная ошибка не должна превышать 3м, то расхождение эталонов времени должно составлять величину, меньшую 0,01 мкС. Следовательно, если осуществлять синхронизацию такого эталонного генератора, то данный генератор обязан обладать стабильностью не хуже, чем . Такой, достаточно высокой, стабильностью обладают, например, цезиевый и водородный эталоны.

Для того, чтобы однозначно определить местоположение самолета дальномерным методом, спутниковая РСДН должна включать в себя не один, а по меньшей мере, три ИСЗ. На практике, однако, в целях повышения надежности местоопределения, в зоне видимости располагаются не менее четырех ИСЗ. Чтобы обеспечить указанное количество (четыре) ИСЗ самолета, который может находиться над любой точкой земного шара, спутниковая РСДН должна обладать так называемым созвездием ИСЗ. В частности, одно из созвездий состоит из 18 ИСЗ – по 3 ИСЗ на 6 круговых орбитах, смещенных друг относительно друга на по долготе. Высота орбит составляет величину порядка 20 тыс. км, а период обращения ИСЗ – около 12 часов.

Радиосигналы, излучаемые аппаратурой ИСЗ, имеют несущие частоты, примерно равные 1,2 и 1,6 ГГц и одинаковы для всех ИСЗ. Указанные частоты соответствуют дециметровых длинам волн и выбраны из условия наилучшего распространения электромагнитных колебаний в атмосфере.

Таким образом, ИСЗ, входящие в состав спутниковой РСДН, являются подвижными опорными станциями, координаты которых в любой момент времени известны на самолете и относительно которых бортовая аппаратура самолета выполняет расчет своего собственного местонахождения. Информация о координатах ИСЗ содержится в радиосигнале, излучаемом ИСЗ.

Рассмотрим структуру радиосигнала, излучаемого ИСЗ.

Поскольку находящаяся на ИСЗ аппаратура имеет энергетические ограничения, а дальности, на которых работает спутниковая РСДН, весьма значительны, радиоизлучение с ИСЗ происходит в непрерывном режиме при небольшой (порядка сотен ватт) мощности радиопередающего устройства. При этом излучаемый радиосигнал служит для определения как дальности, так и скорости движения самолета. В любой момент времени на входе приемной антенны бортового оборудования самолета присутствует одновременно несколько радиосигналов, излучаемых ИСЗ на одной и той же частоте. При этом радиосигнал каждого из ИСЗ является фазо-манипулированным, причем изменение фазы от одного дискрета к другому подчиняется строго определенному для каждого из ИСЗ закону – в таком случае бортовая аппаратура самолета сможет выделить радиосигнал, принадлежащий определенному ИСЗ.

Отметим, что фазовая манипуляция несущей от дискрета к дискрету может быть различной – например, значения фаз и обычно используются в радиосигнале, по которому измеряется грубая дальность, а величины и употребляются для определения уточненной дальности. Такая традиционная для дальнометрии проблема как однозначность измерения решается путем увеличения длительности интервала соответствующей фазовой манипуляции (например, при величина однозначно-измеряемой дальности составляет 1,5 тыс. км), а повышение точности дальнометрии осуществляется при помощи уменьшения длительности дискрета (в частности, при получающаяся точность измерения составит 150м).

Перейдем к вопросу функционирования бортовой аппаратуры самолета.

Данная аппаратура выполняет целый ряд функций, основными из которых являются:

- выбор ИСЗ;

- поиск радиосигнала выбранного ИСЗ;

- измерение дальности до выбранного ИСЗ;

- измерение скорости взаимного сближения (или расхождения) самолета и выбранного ИСЗ,

Выбор того или иного ИСЗ производится на основании альманаха, хранящегося в памяти бортовой ЭЦВМ, а также данных, поступающих от других (нерадиотехнического типа) навигационных систем (например, от системы счисления пути). Данный выбор осуществляется при помощи пространственного перемещения диаграммы направленности бортовой антенны до установления радиоконтакта с выбранным ИСЗ. Отметим, что использование современных ФАР (фазированных антенных решеток) позволяет сформировать четыре (по одному на каждый ИСЗ) приемных луча одновременно.

Поиск радиосигнала выбранного ИСЗ происходит путем сравнения копий (вырабатываются в бортовой аппаратуре самолета по информации о кодах ИСЗ, находящейся в памяти бортовой ЭЦВМ) радиосигналов, излучаемых данным ИСЗ, с реальным принятым радиосигналом. При этом собственно поиск выполняется путем регулярного смещения во времени радиосигнала-копии относительно принятого радиосигнала до их подискретного совпадения (в этом случае выходной импульс устройства поиска будет иметь максимально-возможную величину), либо до окончании заданного (90с) времени поиска.

Измерение дальности до выбранного ИСЗ осуществляется путем определения времени запаздывания между излученным с ИСЗ радиосигналом (таковым является участок непрерывного во времени радиоколебания длительностью , обладающий заданной фазовой структурой) и максимальным значением так называемой корреляционной функции , которая вырабатывается в бортовой аппаратуре самолета. При этом момент излучения фазо-манипулированного радиосигнала с ИСЗ известен на самолете (за счет синхронизации работы стабилизированных опорных генераторов на ИСЗ и самолете).

Этот принцип измерения дальности реализуется с помощью части узлов бортовой самолетной аппаратуры (см. рис. 3.68), образующих канал измерения дальности.

Фазо-манипулированный радиосигнал от выбранного ИСЗ поступает на антенну и далее на вход радиоприемного устройства 1, после которого блоки 2 и 3, вычисляющие функцию корреляции указанного радиосигнала.

Поясним процесс нахождения функции корреляции. Алгоритм ее получения в данном случае описывается соотношением

, (3.85)

где - фазо-модулированный радиосигнал на выходе радиоприемного устройства;

- видеонапряжение с выхода генератора 4 кода, в котором сохранена структура фазо-манипулированного радиосигнала и которое смещено на величину относительно этого радиосигнала;

и иллюстрируется рис. 3.69. Поскольку закон фазовой манипуляции излученного с ИСЗ радиосигнала известен на самолете, то формула (3.85), фактически, предназначена для отыскания степени сходства сигналов и . Очевидно, что максимальная степень сходства будет соответствовать нулевому смещению () между этими сигналами, что достигается в момент времени, где .

С технической точки зрения операция перемножения сводится либо к изменению фазы радионапряжения в пределах дискрета длительности на противоположную (при отрицательном дискрете , совпадающем во времени с данным дискретом фазо-манипулированного радиосигнала), либо к оставлению этой фазы неизменной (при положительном дискрете ). На рис. 3.69, б) представлен результат перемножения для случая, когда , то есть произошло полное совпадение во времени фазо-манипулированного радиосигнала и его видеокопии.

Следующим этапом нахождения функции корреляции, согласно соотношению (3.85), является интегрирование (суммирование) результата перемножения за время (длительность) видеосигнала, выработанного генератором 4 кода.

Наконец, последним этапом технической реализации выражения (3.85) становится амплитудное детектирование проинтегрированного радиосигнала. На рис. 3.69, в) изображен результат амплитудного детектирования (для случая, когда фазо-манипулированный радиосигнал не является непрерывно-повторяющимся радионапряжением, а представляет собой одиночный радиоимпульс длительности ). Как легко видеть, функция имеет один большой центральный выброс (по которому и производится отсчет ) амплитуды и несколько боковых выбросов значительно меньших амплитуд. Такая структура (с ярко выраженным центральным пиком) корреляционной функции характерна, строго говоря, не для любых, а лишь для достаточно ограниченного класса фазо-манипулированных радиосигналов – например, для так называемых М – последовательностей (которые получили широкое распространение в спутниковых РСДН).

Так формируются выходные сигналы первого 2 и второго 3 корреляторов. Поскольку заранее дальность «самолет - выбранный ИСЗ» неизвестна, видеосигналы генератора 4 кода должны осуществлять перемещение (поиск) по дальности – до достижения значения . Этот поиск реализуется следующим образом.

Видеосигналы кода подаются на коррелятор 3 непосредственно от генератора 4 кода, а на коррелятор 2 – через элемент 5 временной задержки на . Выходные напряжения корреляторов поступают на входы блока 6 вычитания. Тогда выходной сигнал этого блока будет равен нулю в случае такой настройки видеосигнала кода на фазо-манипулированный радиосигнал, кода их взаимные смещения (на входах обоих корреляторов) окажутся равными . Если же эта настройка будет иметь другую величину, то на выходе блока 6 вычитания возникнет положительное или отрицательное напряжение, которое, воздействуя через устройство 7 измерения временной задержки на генератор 4 кода, заставит смещаться момент запуска данного генератора в ту или иную сторону по оси времени. При отсутствии сигнала на выходе устройства 7 генератор 4 кода вырабатывает отсчетный импульс (соответствующий времени запаздывания), который подается на измеритель 8 времени запаздывания.

Измеритель 8 времени запаздывания вычисляет интервал времени между импульсом (его формирует синхронизатор 9, связанный с синхронизированным эталонным генератором 10) запуска и отсчетным (с выхода генератора 4 кода) импульсом. Далее измеренное время запаздывания преобразуется в индикаторе 11 дальности в цифровой код дальности, и этот цифровой код вводится в бортовую ЭЦВМ.

Так осуществляется работа узлов бортовой самолетной аппаратуры, образующих канал измерения дальности.

Рассмотрим работу канала измерения скорости.

Измерение скорости взаимного сближения (или расхождения) самолета и выбранного ИСЗ осуществляется путем определения доплеровской частоты в бортовой аппаратуре самолета. Этот принцип измерения скорости реализуется с помощью части узлов бортовой самолетной аппаратуры (см. рис. 3.68), образующих канал измерения скорости.

Измерение скорости происходит после измерения дальности . То есть отсчетный импульс с выхода генератора 4 кода, помимо измерителя 8 времени запаздывания, поступает также и на блок 12 включения, в результате чего радионапряжение, частота которого содержит доплеровскую составляющую , начинает подаваться на один из входов модулятора 13. На второй вход этого модулятора поступает задержанный (в элементе 14 задержки) на величину видеоимпульс длительности . Поэтому на выходе модулятора 13 формируется радиоимпульс, совпадающий во времени с принятым фазо-манипулированным радиосигналом.

Поиск по сайту: