Изобретение относится к области управления полетами летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано в системах автономной посадки ЛА, работающих в условиях малой видимости.
Цель изобретения - увеличение точности и объема посадочной информации.
На фиг. 1 изображена структурная электрическая схема устройства для автономного формирования посадочной информации; на фиг. 2 - схема индикатора; на фиг. 3, 4 - диаг раммы, поясняющие сущность способа.
Устройство для автономного формирования посадочной информации (фиг. 1) содержит первую антенну 1, передатчик 2, циркулятор 3, приемник 4, индикатор 5, первый переключатель 6, второй переключатель 7, вторую антенну 8, направленный ответвитель 9, дальномер 10, первый сумматор 11, второй сумматор 12, третий сумматор 13, дешифратор 14, компаратор 15.
Индикатор 5 содержит преобразователь 1.6 сигнала горизонтальной развертки, компаратор 17, отклоняющий блок 18 по горизонтали, модулятор 19, второй компаратор 20, генератор 21 меток дальности, формирователь 22 линейной метки дальности, преобразователь 23 сигнала вертикальной развертки, отклоняющий блок 24 по вертикали.
Предложенный способ работает следующим образом.
Широкополосный высокочастотный сигнал с выхода передатчика 2 через циркулятор 3 поступает на вход суммарного канала антенны 1 и излучается в пространство, определяемое суммарной ДНА.
00
ы о о
Јь
ю
GJ
С небольшим упреждением относительно начала высокочастотного j импульса со вторрго выхода передатчика выдается синхроимпульс на управляющие входы первого 6 и второго 7 переключателей, для перевода их в выключенное состояние, а также входы приемника 4, для запуска схемы ВАРХ индикатора 5, для запуска развертки по дальности и генератора меток дальности,
Отраженные сигналы с выходов суммарного и разностного каналов антенны 1 начинают поступать на соответствующие входы приемника 4 только с момента открытия переключателей 6 и 7.
Поступление сигналов с выхода антенны 8 через направленный ответвитель 9 на вход суммарного канала приемника 4 не зависит от состояния переключателей 6, 7. Этим обеспечивается работа РЛС в ближней зоне вплоть до нулевой дальности. При этом угловое разрешение и сканирование по азимуту осуществляется за счет передающей антенны 1.
Конструктивно антенна 8 может быть установлена на неподвижном основании. При этом она должна иметь ДН шириной около 100° в вертикальной и 60-80° в горизонтальной плоскостях и соответственно раскрыв в 3-х см диапазоне волн примерно 2,5x3,5 см.
Таким образом обеспечивается работа аппаратуры без мертвой зоны по дальности даже при излучении длинных зондирующих импульсов с частотной модуляцией.
В приемнике 4, выполненном, например, по схеме двухканального моноимпульсного приемника на УПЧ с идентичными логарифмическими характеристиками, осуществляется усиление, временная автоматическая регулировка усиления, сжатие сигналов по длительности (если необходимо), определение величины и знака отношения сигнала в разностном канале к сигналу в суммарном, детектирование раздельно по суммарному и разностному каналу., Если дальнейшая обработка сигналов ведется в цифровом виде, то в состав приемника включаются также аналого-цифровые преобразователи, например, типа Варса-5.
Сигнал, характеризующий изменение во времени величины отношения сигналов в разностном и суммарном каналах приемника, поступает на вход дальномера 10, где осуществляется измерение дальности расположения заданной величины сигнала, определяемой в зависимости от выбранного направления линии визирования относительно оси ДНА и ее пеленгационной характеристики..
Так, если линия визирования совпадает с осью ДНА, установленной по наклону под углом, равным углу наклона глиссады к пло0
5
0
5
0
5
0
5
0
5
скости горизонта, а ось сканирования антенны по азимуту стабилизирована по тангажу (стабилизация по крену исключена), то измеряется дальность положения сигнала с минимальным значением абсолютной величины отношения.
Возможно также одновременное измерение дальности по трем линиям визирования, например, по линии, совпадающей с осью ДНА, линии, лежащей выше оси, и линии, лежащей ниже оси. При этом возникает дополнительная информация, позволяющая оценивать правильность работы системы стабилизации антенны по тангажу,
Полученный таким образом сигнал с информацией о дальности пересечения линии визирования с поверхностью аэродрома для каждого периода повторения поступает на четвертый вход индикатора 5, где преобразуется в метку дальности. Совокупность этих меток во всем секторе обзора формирует линейную метку дальности, представляемую на экране индикатора.
Сигнал с выхода суммарного канала приемника 4 поступает на первый вход индикатора 5, где осуществляет яркостную или цветную модуляцию его экрана, формируя тем самым изображение ВПП (в координатах угол азимута - дальность с прямоугольным растром), а также изображения импульса высоты и излучаемого импульса, просачивающегося на вход, приемника через вторую антенну. Дальность переднего фронта импульса высоты относительно переднего фронта излучаемого импульса является высотой антенны над подстилающей поверхностью.
При движении ЛА строго по глиссаде и отсутствии крена линейная метка дальности совмещена с изображением начала ВПП.
Наличие вертикального уклонения величиной Z приводит к смещению по дальности линейной метки дальности относительно начала ВПП в соответствующем направлении, равному
A Z/tgV (1)
где тр- угол наклона глиссады и линии визирования (оси ДНА) к плоскости горизонта. Для стандартной глиссады , следовательно
A 20z
В РЛС с результирующей длительность импульса 0,05 мксточность измерения дальности может быть не хуже ±3 м. Следовательно, точность измерения вертикального уклонения от глиссады в этом методе составит около 0,15 м,
Наличие крена ЛА приводит к изменению угла наклона линии визирования к плоскости горизонта, равному
Ai/ ; ipSiny
(2)
где р- угол крена Л А;
у-азимутальный угол антенны.
Это обстоятельство, в свою очередь, приводит к появлению сдвига по дальности положения линейной метки дальности в зависимости от азимутального угла антенны, определяемому формулой
Ь ±
р sinQ-siny) (siny)
(3)
(См. фиг. 3), то есть к перекосу линейной метки дальности относительно изображения начала ВПП или какой-либо метки дальности.
Приравнивая (2) к точности измерения дальности ±3 м, из формулы 3 находим, что точность измерения крена для стандартной глиссады ( j) 3°) при углах сканирования антенны по азимуту ± 15° и дальности до поверхности аэродрома вдоль линии визирования 100 м составляет 0,1° (при увеличении дальности эта точность возрастает).
В первом сумматоре 11 производится вычитание из сигнала текущего курсового угла а, поступающего от курсового датчика ЛА на первый вход сумматора, сигнала заданного посадочного курса ВПП/, поступающего на второй вход сумматора с пульта управления пилота.
Полученный сигнал разности поступает далее на входы второго и.третьего сум- маторов 12, 13 соответственно.
Во втором сумматоре 12 этот сигнал суммируется с сигналом текущего азимутального угла антенны у , поступающим на второй вход сумматора от датчика азимутального угла антенны.
Полученный сигнал суммы поступает в индикаторе 5 (см. фиг. 2) на входы преобразователя сигнала горизонтальной развертки 16, выполненного например, в. виде усилителя мощности, и компаратора 17, выполненного, например, в виде схемы сравнения.
Сигнал с выхода преобразователя 16 поступает на вход отклоняющей системы по горизонтали 18, а сигнал с выхода компаратора 17 поступает на вход модулятора 19, формируя метку направления в момент равенства нулю сигнала на входе компаратора 17, а также серию угловых меток в моменты, когда входной сигнал приобретает соответствующие заданные значения.
0
5
0
5
0
5
0
5
0
5
Сигнал азимутального угла антенны поступает в индикаторе на вход компаратора 20, на выходе которого формируется угловая метка нулевого азимутального угла антенны в момент, когда входной сигнал компаратора приобретает нулевое значение.
В том случае, если ЛА находится точно в вертикальной плоскости, проходящей через глиссаду, то РЛ изображение ВПП - симметрично относительно осевой линии экрана, а метка нулевого азимутального угла показывает угол разворота продольной оси ЛА относительно заданного посадочного курса. Это утверждение справедливо при отсутствии ошибок в измерении курсового угла ЛА или установке заданного посадочного курса.
Если изображение ВПП симметрично относительно любой вертикальной линии экрана индикатора, а эта линия не совпадает с меткой направления (осевой линией экрана индикатора), то это означает, что в курсовой системе или в системе установки заданного посадочного курса существует систематическая ошибка, которая должна быть устранена соответствующим корректором, например, корректором курсовой системы, путем совмещения метки направления с осью симметрии изображения ВПП. Такую коррекцию можно осущест- влять по любой прямолинейной протяженной цели с известным направлением по азимуту (шоссейная или железная дорога, просека, канал, линия электропередачи и т.п.).
При сравнительно узком секторе азимутального сканирования антенны, симметричном относительно продольной оси ЛА и наличии большого угла сноса, возможно отклонение сектора обзора от направления на ВПП.
Для устранения этого недостатка сигнал разности текущего курсового угла ЛА и заданного посадочного курса ВПП с выхода первого сумматора подается на вход третьего сумматора, в котором осуществляется раздельно суммирование и вычитание из него значения постоянного угла А, равного половине сектора сканирования антенны по азимуту.
Полученные значения (or-/)+Ди (а- /) - А поступают на первый вход компаратора 15, выполненного, например, на двух схемах сравнения типа Клапан-9, на второй вход которого поступает текущее значение азимутального угла антенны у, В компараторе 15 осуществляется сравнение указанных величин со значением у и в моменты совпадения их значений производится формирование и выдача на антенну 1 соответствующих сигналов реверса направления сканирования. Этим обеспечивается
симметричное расположение сектора обзора относительно заданного посадочного курса ВПП и, следовательно, относительно оси ВПП (при движении ЛА вблизи плоскости глиссады) независимо от его угловых эволюции.
Наличие такой системы слежения сектором сканирования за положением ВПП позволяет сузить до минимальной величины размеры сектора (± 10-15°) и получить тем самым приемлемую „скорость возобновления информации даже при механическом сканировании антенны.
При достижении ЛА начала участка выравнивания (дальность до начала ВПП DI на фиг. 4) начинается переход на более пологую траекторию снижения с таким расчетом, чтобы высота пересечения начала ВПП была (10-15 м) равна С.
С этой целью осуществляется быстрое уменьшение угла наклона линии визирования к плоскости горизонта, например; изменением угла наклона оси ДНА, на угол Ј с бдновременным перенацеливанием этой линии и, следовательно, линейной метки дальности на ориентир, удаленный от начала ВПП на ДО (см. фиг. 4). Такой ориентир может быть выполнен, например, в виде пассивных отражателей, например, уголковых, расставленных вдоль линии, перпендикулярной ВПП, за пределами границ ВПП.
Уменьшение угла наклона оси ДНА обеспечивает также увеличение дальности обзора ВПП практически и на всю ее длину даже при сравнительно узкой ДНА в вертикальной плоскости.
Для выполнения указанной операции сигнале выхода дальномера 10 поступает на вход дешифратора 14, выполненного, например, на интегральной микросхеме, на выходе которого появляется и сохраняется до конца посадки и руления сигнал для установки угла наклона антенны на угол (ip Ј) в тот момент, когда сигнал на входе приобретает значение, равное DI.
Для стандартной трехградусной глиссады значение DI можно принять равным 500 м, С равным (10-15 м) (см. фиг. 4). Тогда высота Л А над плоскостью ВПП в точке начала выравнивания будет равна 26 м, значе- ние { ) равным 1,5-1,9° и, следовательно, значение Da около 700 м, т.е. ориентир для перенацеливания должен отстоять от начала ВПП примерно на 200 м. Максимальная дальность обзора ВПП при этом возрастет примерно до дальности горизонта даже при ширине ДНА в вертикальной плоскости, равной 3°.
Вблизи начала ВПП для управления ЛА в вертикальной плоскости превалирующее значение приобретает информация о высоте ЛА над подстилающей поверхностью. Линейная метка дальности на этом этапе используется в основном для получения информации о крене ЛА.
Приемлемая точность измерения высоты может быть получена при длительности импульса на выходе приемника около 0,05 мкс, и высокой крутизне начального участка развертки индикатора по дальности, такой, чтобы участок дальности от 0 до 30 м заниQ мал бы около 40% вертикального размера экрана, при максимальной дальности развертки около 4000 м.
Требуемая длительность импульса может быть получена, например, путем исс пользования передатчика, генерирующего частотно модулированный зондирующий импульс длительностью в несколько микросекунд и приемника со сжатием импульса, использующих современные фильтры формирования и сжатия сигнала, позволяющие
осуществлять сжатие излучаемого импульса в 400 раз.
Данная БРЛС обеспечивает выработку и представление на экране индикатора в удобном для восприятия пилотом виде сле5 дующей информации, необходимой для управления ЛА на посадке: уклонение от глиссады в вертикальной плоскости; высота - над подстилающей поверхностью; уклонение от глиссады в горизонтальной плоско0 сти; угол крена; угол сноса и раскаяния; дальность до начала ВПП нее производная; информация об отсутствии препятствий на ВПП; изменение угла тангажа (периодически).
5 Характер представления данной информации обеспечивает надежный контроль ее достоверности. Появление неисправности в каком-либо элементе БРЛС приводит к резкому изменению изображения на экране инп дикатора, делая его неприемлемым для использования. Это свойство принципиально отличает данный способ и устройство от существующих систем неавтономной выработки посадочной информации, в которых невозможно обнаружение отказа, приводящего в катастрофе при использовании текущей посадочной информации.
Текущая дальность до начала ВПП, дальность переднего фронта импульса высоты (выорта над подстилающей поверхно0 стью), положение импульса линейной метки дальности относительно изображения ВПП в совокупности позволяют надежно контролировать правильность движения ЛА в вертикальной плоскости.
5 Отклонение изображения ВПП отметки направления появление при этом асимметрии изображения ВПП и сдвиг метки нулевого азимутального угла антенны (метки оси ЛА) относительно метки направления в совокупности позволяют надежно КОНТ.РОЛИ5
ровать правильность движения ЛА в горизонтальной плоскости.
Производная сигнала дальности с выхода дальномере 10 может быть использована для автоматического управления тягой двигателей и выдана пилоту в виду звукового сигнала (тонального или частотного).
Следует отметить, что метка направления (ось экрана индикатора) и линейная метка дальности в совокупности формируют перекрестие, обеспечивающее удобство совмещения с ним изображения начала ВПП в процессе пилотирования ЛА на посадке.
Кроме перечисленной информации для управления ЛА необходима еще информация об угле тангажа. Эта информация может быть представлена за счет комплексирова- ния информации от авиагоризонта с радиолокационной информацией на экране индикатора.
Кроме того, может быть получена информация об изменении угла тангажа ради- олокационным способом путем периодической фиксации вручную антенны относительно оси стабилизации по тангажу и наблюдения за перемещением линейной метки дальности относительно изображения начала ВПП в момент воздействия на органы управления ЛА по тангажу. Так появляется дополнительная информация для контроля работы авиагоризонта.
Граничные частоты спектра колебаний центр масс ЛА в вертикальной и горизонтальной плоскостях, по крену, тангажу и курсу обычно не превышает 0,1 Гц.
При этом, с целью упрощения обработки сигнала, период возобновления информации на экране индикатора может быть установлен в 0,5 с, что потребует скорости вращения оси ДНА около бО°/с при секторе обзора в 30°. Соответствующее сканирование можно осуществить, например, при помощи электромагнитных муфт с использованием магнитной жидкости.
В настоящее время большинство пассажирских и транспортных самолетов оснащено метеонавигационными БРЛС (МНБРЛС). Эти МНБРЛС успешно используются для определения и обхода зон опас- ных метеообразований, наземных препятствий (типа гор, телевизионных антенн и т.п.), контроля и коррекции навигационных систем в маршрутном полете и совершенно не используются на посадке.
В то же время такие МНБРЛС имеют высокий радиолокационный потенциал при хорошей разрешающей способности по угловым координатам и дальности. Так в последнем поколении МНБРЛС используются высоконадежные твердотельные передатчики и высокочувствительные приемники, использующие технику сжатия импульсов
при низкой импульсной мощности (100-200 Вт) и большой длительности излучаемых импульсов. Следовательно такие МНБРЛС можно сравнительно легко модифицировать с целью придания им также свойств посадочной РЛС.
Формула изобретения 1. Способ автономного формирования посадочной информации для летательного
Q аппарата; включающий одновременно радиолокационный обзор по азимуту в переднем секторе, определение асимметрии изображения взлетно-посадочной полосы для измерения бокового отклонения от глисс сады, определение отклонения метки нулевого азимутального угла антенны от оси симметрии изображения взлетно-посадочной полосы, когда это изображение симметрично, для измерения угла сноса, отличающийся тем, что, с целью увеличения точ0 ности и объема посадочной информации, измеряют в каждом периоде повторения зондирующих импульсов дальность до подстилающей поверхности в направлении линии визирования, установленной по оси
5 наклона под углом места авным углу наклона глиссады к плоскости горизонта, и стабилизированной по тангажу, воспроизводят полученные дальности на экране индикатора в виде линейной метки дальности
0 и определяют по экрану индикатора отклонение по дальности изображения начала взлетно-посадочной полосы относительно этой метки и величину относительного изменения ее дальности в зависимости от азиму5 тального угла, измерения отклонения от глиссады в вертикальной плоскости и угла крена летательного аппарата совмещают i изображение начала взлетно-посадочной полосы с линейной меткой дальности, выQ числя ют разность текущего курсового угла летательного аппарата и заданного посадочного курса взлетно-посадочной полосы, отображают величину этой разности на экране индикатора в виде угловой метки на, правления, совмещают изображение взлетно-посадочной полосы с угловой меткой направления, измеряют смещение оси симметрии изображения взлетно-посадочной полосы, когда это изображение симметрично, относительно метки направления,
0 для измерения погрешности курсовой системы измеряют по экрану индикатора угол между меткой направления и меткой нулевого азимутального угла антенны в установившемся режиме снижения при
5 совмещенной метке направления с осью симметрии изображения взлетно-посадочной полосы для измерения угла сноса, фиксируют кратковременно положение антенны по оси тангажа и измеряют отклонение линейной метки дальности от изображения начала взлетно-посадочной полосы для оценки изменения угла тангажа летательного аппарата, совмещают метку нулевого азимутального угла антенны с меткой направления и с осью симметрии изображения взлетно-посадочной полосы, принимают и отображают на индикаторе сигналы из ближней зоны в переднем секторе, измеряют дальность переднего фронта импульса высоты относительно переднего фронта зондирующего импульса для определения высоты летательного аппарата над подстилающей поверхностью и совмещают передний фронт импульса высоты с передним фронтом зондирующего.импульса, на этапе выравнивания останавливают ось диаграммы направленности антенны под углом места, близким к нулю, и удерживают метку нулевого азимутального угла антенны совмещенной с меткой направления и с осью симметрии изображения взлетно-посадочной полосы на этапе торможения.
2. Бортовая радиолокационная станция РЛС для формирования посадочной информации по п,. 1, содержащая антенну, передатчик, циркулятор, приемник, индикатор, причем выход передатчика через циркулятор соединен с входом суммарного канала антенны, выход суммарного канала приемника соединен с первым входом индикатора, второй вход которого является входом азимутальногЬ угла антенны, выход синхросигнала передатчика соединен с входом синхросигнала приемника и с третьим входом индикатора, отличающаяся тем, что введены первый и второй переключатели, вторая антенна, направленный отв етви- тель, дальномер, первый, второй и третий сумматоры, дешифратор и компаратор, причем сигнальный вход первого переключателя соединен с вторым выходом циркулятора. а вход управляющего сигнала - с выходом синхросигнала передатчика, вход второго переключателя соединен с выходом разностного канала антенны, выход - с входом разностного канала приемника, а вход управляющего сигнала - с выходом синхросигнала передатчика, выход второй антенны соединен с входом направленного ответвителя, включенного между выходом первого переключателя и входом суммарного канала приемника, выход канала отноше0
5
0
5
0
5
0
5
0
ния разностного сигнала к суммарному которого соединен с входом дальномера, выход которого соединен с четвертым входом индикатора и входом дешифратора, выход которого соединен с входом управления наклоном антенны, выход первого сумматора, один вход которого является входом сигнала курсового угла летательного аппарата, а другой вход - входом сигнала заданного посадочного курса, соединен с входом третьего сумматора и входом второго сумматора, выход которого соединен с пятым входом индикатора, второй вход которого является входом сигнала азимутального угла антенны, выход третьего сумматора соединен с входом компаратора, выход которого соел;-- нен с входом сигнала управления реверсом сканирования антенны по азимуту, а второй вход соединен с вторым входом индикатора. 3. Бортовая станция РЛО для формирования посадочной информации по п 2, о т - личающаяся тем, что индикатор содержит отклоняющий блок по вертикали, отклоняющий блок по горизонтали, модулятор, преобразователь сигнала горизонтальной развертки, выход которого соединен с входом отклоняющего блока по горизонтали, а сигнальный вход модулятора является первым входом индикатора, генератор сигнала вертикальной развертки, генератор меток дальности, формирователь линейной метки дальности, первый и второй компараторы, причем вход генератора сигналов вертикальной развертки соединен с входом генератора меток дальности и является третьим входом индикатора, а выход соединен с входом отклоняющего блока по вертикали, выход генератора меток дальности подключен к входу меток дальности модулятора, вход формирователя линейной метки дальности является четвертым входом индикатора, а выход подключён к входу линейной метки дальности модулятора, выход первого компаратора соединен с входом азимутальных меток модулятора, а вход является вторым входом индикатора, вход второго компаратора объединен с входом преобразователя сигнала горизонтальной развертки и является пятым входом индикатора, а выход соединен с входом угловой метки направления модулятора.
ч
ctwe.Z
Сущность изобретения: устройство для осуществления способа формирования посадочной информации содержит две антен- ны 1,8, передатчик 2, циркулятор 3, приемник 4, индикатор 5, два переключателя 6, 7, направленный ответвитель 9, дальномер 10, три сумматора 11. 12, 13, дешифратор 14, компаратор 15. 1-3-2-7-4- 10-14-1-7,3-6-9-4-5, 11-12-5, 11-13-15- 1, 2-6, 2-5, 10-5, 2-4. Дано выполнение индикатора. 2 с, и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
фи&.З
| Акт по результатам совместных Государственных летных испытаний (этап А) опытного образца БРЛС визуализации ВПП Видимость, 1981, с | |||
| Насос | 1917 |
|
SU13A1 |
| Ленинград, НПО Ленинец. | |||
