ДАЛЬНОМЕРНАЯ СИСТЕМА ДЛЯ ВОЖДЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПО ЗАДАННЫМ ТРАЕКТОРИЯМ Российский патент 1995 года по МПК G01S13/91 

Изобретение относится к радионавигации и может быть использовано для управления летательными аппаратами при вождении их по заданным траекториям, преимущественно для управления летательными аппаратами сельскохозяйственной авиации при проведении авиационно-химических работ.

Известна дальномерная система Agri-fix для вождения летательного аппарата по трассам, близким к прямолинейным.

Наиболее близкой по технической сущности является выбранная в качестве прототипа дальномерная система с измерением разности фаз на частоте модуляции, содержащая наземные передатчик и приемник и размещенные на летательном аппарате приемник, передатчик, генератор опорной частоты, делитель частоты, блок переменной задержки, блок статистической обработки сигналов, блок управления и индикатор отклонения.

Однако известная система обеспечивает вождение летательного аппарата по радиальным траекториям. Прямолинейность трасс с помощью известной системы может быть обеспечена лишь при достаточном удалении обрабатываемого участка от наземной станции и малых размерах участка. Направление перемещения лишь одно - перпендикулярно линии наземная станция - летательный аппарат. Кроме того, информация о выходе в заданную точку после выполнения стандартного разворота с последующим полетом вдоль заданной траектории выдается пилоту по окончании стандартного разворота. Это вызывает необходимость выполнять пилотом эволюции, связанные с доворотом летательного аппарата, что может привести с погрешности выхода в заданную точку.

Целью настоящего изобретения является обеспечение прямолинейности траекторий полета и повышение точности выхода летательного аппарата в заданную точку.

Поставленная цель достигается тем, что дальномерная система, включающая наземный передатчик и расположенные на борту летательного аппарата приемный блок, опорный генератор, индикатор отклонения и блок управления, согласно изобретению дополнительно содержит измеритель разности фаз, запоминающий блок, коммутатор, тактовый генератор, блок ввода данных, вычислитель, курсовой блок, блок сравнения и три ключа.

На фиг.1 представлена структурная схема дальномерной системы; на фиг.2 - схема выполнения полетов при выполнении авиационно-химических работ; на фиг.3 - эпюры напряжений на выходах блока управления.

Предлагаемая система содержит наземный передатчик 1 и размещенные на летательном аппарате последовательно соединенные приемный блок 2, измеритель 3 разности фаз, коммутатор 4 и запоминающий блок 5, выход которого соединен с входом синхронизации опорного генератора 6, выход которого соединен с вторым входом измерителя 3 разности фаз, первый ключ 7, третий ключ 8, вычислитель 9, тактовый генератор 10, блок 11 ввода данных, блок 12 сравнения, блок 13 управления, второй ключ 14, курсовой блок 15, индикатор 16 отклонения, при этом вход первого ключа 7 соединен с выходом измерителя 3 разности фаз, а выход соединен с входом запоминающего блока 5, второй выход коммутатора 4 через третий ключ 8 соединен с первым входом вычислителя 9, выход тактового генератора 10 соединен с управляющим входом коммутатора 4 и третьим входом вычислителя 9, выход блока 11 ввода данных соединен с вторым входом блока 12, сравнения, выход курсового блока 15 через второй ключ 14 соединен с вторым входом вычислителя 9, выход которого соединен с первым входом блока сравнения, выход которого соединен с входом индикатора 16 отклонения, первый выход блока 13 управления соединен с управляющим входом первого ключа 7 и четвертым входом вычислителя 9, второй выход блока 13 управления соединен с управляющим входом второго ключа 14, третий выход блока 13 управления соединен с управляющим входом третьего ключа 8.

Устройство работает следующим образом.

Электромагнитные колебания генерируются наземным передатчиком и излучаются в пространство. На летательном аппарате принятый сигнал поступает на входы приемного блока 2 и курсового блока 15. В приемном блоке 2 сигнал усиливается и подается на первый вход измерителя 3 разности фаз. На второй вход измерителя 3 разности фаз поступают колебания от опорного генератора 6.

Коммутатор 4, управляемый тактовым генератором 10, осуществляет периодическое кратковременное отключение выхода измерителя 3 разности фаз от входа третьего ключа 8 и подключения выхода измерителя разности фаз к входу запоминающего блока 5, причем интервал времени подключения входа третьего ключа 8 к выходу измерителя 3 разности фаз - такт измерения на несколько порядков больше интервала времени подключения входа запоминающего блока 5 к выходу измерителя разности фаз - такта синхронизации.

В течение такта синхронизации частота опорного генератора меняется так, чтобы разность фаз между опорным колебанием и принятым сигналом становилась равной нулю.

Напряжение на чувствительном элементе опорного генератора, соответствующее нулевой разности фаз, остается в памяти запоминающего блока 5.

В такте измерения сигнал разности фаз между фазой принятых колебаний и запомненной фазой колебаний опорного генератора, несущий информацию об измеряемых отрезках дальности, подается через замкнутый ключ 8 на первый вход вычислителя 9. По окончании такта измерения повторяется такт синхронизации и т.д. Таким образом, на первый вход вычислителя 9 в течение тактов измерения поступает информация об измеряемых отдельных отрезках дальности.

Тактовым генератором 10 осуществляется также выдача управляющих сигналов на третий вход вычислителя 9, при этом в течение тактов синхронизации при установке логического нуля прекращается опрос входной шины вычислителя и вычисления не производятся.

Перед началом полета в блоке 11 ввода данных устанавливают необходимую ширину перехода между эквидистантными трассами с выхода блока 11 ввода данных, сигнал, соответствующий установленному значению ширины перехода d_o, поступает на второй вход блока 12 сравнения.

При нахождении летательного аппарата в точке I (фиг.2) при нажатии соответствующей кнопки на блоке 13 управления в момент времени t₁(фиг.3) с второго выхода блока управления поступает сигнал команды НАЧАЛО РАБОТЫ на управляющий вход второго ключа 14. В результате замыкания ключа 14 на второй вход вычислителя 9 с выхода курсового блока 15 в течение отрезка времени t₁-t₂ поступает напряжение, пропорциональное измеряемому курсовым блоком углу между направлением движения летательного аппарата и направлением на передатчик 1 - начальному курсовому углу α_о.

По окончании трассы полета по краю обрабатываемого участка (момент пролета над точкой 2) при нажатии соответствующей кнопки на блоке 13 управления управляющий импульс команды ОБНУЛЕНИЕ, поступающий с первого выхода блока 13 управления, кратковременно (на отрезок времени t₂-t₂') замыкает первый ключ 7 для обнуления канала дальности. Этим же импульсом вычислитель 9 переводится в режим расчета.

При замкнутом ключе 7 осуществляется синхронизация фазы колебаний опорного генератора 6 с фазой принятых колебаний и запоминание нулевой разности фаз. По окончании сигнала команды ОБНУЛЕНИЕ первый ключ 7 размыкается.

Одновременно с сигналом команды ОБНУЛЕНИЕ с третьего выхода блока 13 управления на управляющий вход третьего ключа 8 поступает сигнал команды РАБОТА (фиг. 3), и происходит замыкание ключа 8. При этом с выхода измерителя 3 разности фаз через коммутатор 4 и замкнутый ключ 8 на первый вход вычислителя 9 поступает сигнал, величина которого пропорциональна измеряемому отрезку дальности.

При выполнении стандартного разворота из точки II в точку III (фиг.2) для перехода на следующую трассу полета вычислитель 9, используя информацию о величине измеренных в тактах измерения отрезках дальности Δr_i, начальном курсовом угле α_о и измеряемых курсовым блоком 15 при выполнении стандартного разворота курсовых углах α_i, производит расчет величины проекции центра масс летательного аппарата на направление 00' в соответствии с формулой:
d_Σ(t) =r_i(t) .

Вычисленное значение проекции центра масс летательного аппарата d_Σ(t) с выхода вычислителя 9 поступает на первый вход блока 12 сравнения, на второй вход которого с выхода блока 11 ввода данных поступает сигнал, величина которого определяет значение ширины перехода d_o. Блок 12 сравнения производит сравнение текущего значения d_Σ (t) и значения ширины перехода d_o по формулы:
Δd(t) = d_o - d_Σ (t).

С выхода блока 12 сравнения сигнал Δd(t) поступает на вход индикатора 16 отклонения. Равенство нулю величины Δd(t), т.е. нулевое положение индикатора 16 отклонения означает, что центр масс летательного аппарата проецируется в точку 3 и соответствует положению летательного аппарата на вновь выбранной трассе полета.

Полет по трассе III-IV осуществляется по индикатору 16 отклонения. Индикатор 16 отклонения указывает пилоту величину и знак отклонения центра масс летательного аппарата от выбранной трассы полета. Ориентируясь по величине и знаку отклонения Δd(t), пилот управляет движением летательного аппарата так, чтобы величина Δd(t) была равна нулю.

При полете над точкой IV вновь производится установка условного нуля дальности по сигналу команды ОБНУЛЕНИЕ, поступающего с блока 13 управления, и выполняется стандартный разворот для перехода на следующую трассу полета и т.д.

Таким образом, использование дальномерной системы обеспечивает вождение летательного аппарата по прямолинейным эквидистантным траекториям и за счет непрерывно поступающей пилоту информации об отклонении летательного аппарата от выбранной трассы полета обеспечивает точность выхода летательного аппарата в заданную точку после выполнения стандартного разворота ∓1 м.

Использование: радионавигация, для вождения летательных аппаратов по заданным траекториям, преимущественно, в сельскохозяйственной авиации. Сущность изобретения: устройство содержит наземный передатчик и размещенные на летательном аппарате приемный блок, измеритель разности фаз, коммутатор, запоминающий блок, опорный генератор, ключи, вычислитель тактовый генератор, блок 11 ввода данных, блок 12 сравнения, блок 13 управления, курсовой блок, индикатор 16 отклонения. Цель изобретения - обеспечение прямолинейности траекторий полета и повышение точности выхода летательного аппарата в заданную точку. 3 ил.

ДАЛЬНОМЕРНАЯ СИСТЕМА ДЛЯ ВОЖДЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПО ЗАДАННЫМ ТРАЕКТОРИЯМ, содержащая наземный передатчик и размещенные на летательном аппарате приемный блок, опорный генератор, блок управления и индикатор отклонения, отличающаяся тем, что, с целью обеспечения прямолинейности траекторий полета и повышения точности выхода летательного аппарата в заданную точку, на летательном аппарате введены курсовой блок, тактовый генератор, блок ввода данных, запоминающий блок, первый ключ, второй ключ и последовательно соединенные измеритель разности фаз, коммутатор, третий ключ, вычислитель и блок сравнения, при этом выход приемного блока соединен с первым входом измерителя разности фаз, второй вход которого соединен с выходом опорного генератора, выход измерителя разности фаз соединен с входом первого ключа, выход которого соединен с вторым выходом коммутатора и входом запоминающего блока, выход которого соединен с входом синхронизации опорного генератора, выход курсового блока через второй ключ соединен с вторым входом вычислителя, выход тактового генератора соединен с управляющим входом коммутатора и третьим входом вычислителя, выход блока ввода данных соединен с вторым входом блока сравнения, выход которого соединен с индикатором отклонения, первый выход блока управления соединен с управляющим входом первого ключа и четвертым входом вычислителя, второй выход - с управляющим входом второго ключа, третий выход - с управляющим входом третьего ключа.