Фазовий метод визначення пеленга літака

 

Радіопеленгатор АРП-11 – це фазовий пеленгатор з електронним обертанням діаграми спрямованості антени (ДСА). У таких пеленгаторах для вимірювання пеленга літака використовується залежність фази обвідної прийнятого амплітудно-модульованого сигналу від напрямку надходження радіохвиль. Антенною системою АРП-11 електронним способом формується діаграма спрямованості, яка за формою близька до кардіоїди. Її аналітичний вираз такий: F (Θ) = 1 + cosΘ, де Θ – кут, який відраховується від максимуму діаграми спрямованості антени. Приймемо за початкове положення кардіоїди таке положення, при якому максимум діаграми спрямованості антени збігається з північним напрямком магнітного меридіана, що проходить через центр антенної системи АРП (рис. 4.9).

 

 

Рис. 4.9. Діаграма спрямованості антенної системи АРП-11

 

Нехай бортова радіостанція в режимі «Передача» створює у точці розміщення АРП напруженість електромагнітного поля

 

e (t)= E_m cosω₀ t,

 

де E_m – амплітуда електричної складової поля,

ω₀= 2π f ₀ – несуча частота.

Електромагнітне поле наводить в антені АРП сигнал

 

u (t) = F (Θ₀) e (t) = F (Θ₀) E_m cos ω₀t = U_m (1 + cosΘ₀) cos ω₀ t,

 

де U_m – амплітуда сигналу.

Діаграма спрямованості антени (ДСА) електронним способом обертається з частотою Ω (сама антена нерухома), тому кутове положення літака відносно максимуму ДСА буде змінюватись у часі за законом

 

Θ(t) = Ω t + Θ₀.

 

Якщо вважати, що у початковий момент часу t = 0 максимум ДСА збігається з опорним напрямком (північний напрямок магнітного меридіана), то до входу приймача АРП від антени буде надходити напруга u _вх(t) = U_m [1 + cos (Ω t + Θ₀)] cos ω₀ t. Тобто на вході приймача через обертання ДСА буде утворюватись амплітудно-модульований сигнал. Обвідна цього амплітудно-модульованого сигналу, тобто сигнал на виході детектора приймача, має вигляд u _об(t) = U_m cos (Ω t + Θ₀). Поточна фаза обвідної φ_об(t) = Ω t + Θ₀. Як бачимо, інформація про пеленг літака зосереджена у поточній фазі φ_об(t). Для виділення інформації про пеленг літака використовується опорна напруга з частотою обертання ДСА Ω, яка має поточну фазу, пов’язану з положенням максимуму ДСА:

 

u _оп(t) = U_{m 0} cos Ω t,

 

де φ_оп(t) = Ω t – опорна початкова фаза.

В арп-11 інформація про пеленг літака виділяється за допомогою фазометра, до якого підводяться опорна напруга та напруга від виходу приймача (обвідна).

Фазометр вимірює різницю фаз Δφ = φ_оп(t) – φ_об(t) = Ω t + Θ₀ – Ω t = Θ₀, де Θ₀ – пеленг літака. Виміряна різниця фаз перетворюється на цифровий код та подається до блока індикатора АРП, на якому висвічується значення пеленга.

 

Принцип дії

Розглянемо принцип дії радіопеленгатора АРП-11 за спрощеною функціональною схемою, що зображена на рис. 4.10. Антенна система АРП-11 складається з системи вертикально рознесених вібраторів, які зорієнтовані в напрямках «північ – південь» та «захід – схід» і центрального вібратора. Вертикально рознесені вібратори утворюють антени типу «Н» (рис. 4.11, а).

 

 

 

 

На рис. 4.11, б зображений розріз антенної системи в горизонтальній площині. Антена складається з чотирьох антен типу «Н» та центральної антени. У складі пеленгатора є також диско-конусна антена для радіозв’язку оператора АРП з екіпажами літальних апаратів.

Сигнали запиту «Прибою» від екіпажу літального апарата приймаються спрямованими антенами АРП та подаються:

а) від антен типу «Н» до входу першого та другого балансних модуляторів;

б) від центрального вібратора до входу суматора радіосигналів.

До другого входу першого балансного модулятора подається опорний сигнал (cos Ω t) від генератора опорної напруги (ГОН). До другого входу другого балансного модулятора подається зміщений за фазою на 90^о опорний сигнал (sin Ω t) від фазообертача.

У балансному модуляторі виконується множення сигналів, які подаються до входів. Тобто, на виході першого балансного модулятора утворюється сигнал, амплітуда якого пропорційна добутку cos Θ₀·cos Ω t· ·cos ω₀ t, де Θ₀ – пеленг літака, Ω – частота опорного генератора (ГОН), ω₀ – колова частота несучого сигналу від бортової радіостанції.

На виході другого балансного модулятора утворюється сигнал, амплітуда якого пропорційна добутку sin Θ₀·sin Ω t ·sin ω₀ t.

Сигнал від центрального вібратора (ЦВ) має вигляд u _цв = U_m cos ω₀ t. Названі три сигнали подаються до трьох входів суматора сигналів. У результаті додавання сигналів на виході суматора утворюється амплітудно-модульований сигнал, у початковій фазі обвідної якого є інформація про величину пеленга літака Θ₀ (рис. 4.12, в).

Сигнал від виходу суматора подається до входу приймача радіостанції Р-863 для перетворення. У приймачі виконуються:

- частотна селекція;

- підсилення амплітуди сигналів;

- перетворення частоти сигналу у проміжні частоти;

- детектування.

Низькочастотний сигнал обвідної U _об від виходу приймача (рис. 4.12, г) подається до першого входу фазометра. До другого входу фазометра подається опорний сигнал U _оп від ГОН (див. рис. 4.12, б). Початкова фаза опорного сигналу постійна, а початкова фаза сигналу, утвореного на виході приймача, залежить від пеленга літака. У фазометрі виконується порівняння фаз названих сигналів. Тобто, утворюється постійна напруга, величина якої пропорційна різниці фаз

 

Δφ = φ_оп(t) – φ_об(t) = Ω t + Θ₀ – Ω t = Θ₀,

де φ_оп(t) – початкова фаза опорного сигналу;

φ_об(t) – початкова фаза обвідної, тобто сигналу на виході приймача;

Θ₀ – пеленг літака.

 

Рис. 4.11. Побудова антенної системи АРП-11

 

На рис. 4.12, а зображений радіосигнал на виході суматора у разі, коли літак має нульовий пеленг. У цьому випадку початкова фаза обвідної збігається з початковою фазою опорної напруги.

 

 

 

 

Рис. 4.12. Часові діаграми сигналів АРП-11

 

Отримана постійна напруга пеленга від виходу фазометра надходить до блока перетворення інформації, де перетворюється на цифровий код пеленга. Утворений цифровий сигнал подається до блока індикатора, на якому висвічується тризначне значення пеленга (рис. 4.13).

 

Рис. 4.13. Зовнішній вигляд цифрового індикатора АРП-11

 

Індикатор має лампове табло індикації напрямку на літак, яке являє собою 36 сигнальних ламп, розміщених по колу навколо цифрового індикатора.

За допомогою апаратури телеуправління та телесигналізації сигнали пеленга передаються також на однотипний цифровий індикатор, установлений на робочому місці оператора АРП на командно-диспетчерському пункті.

Автоматичний радіопеленгатор АРП-11 забезпечує одночасне пеленгування двох літаків, які працюють на двох різних частотах з індикацією двох пеленгів на двох цифрових індикаторах.

 

Маркерний радіомаяк

 

Призначення

Маркерний радіомаяк (МРМ) призначений для позначення на продовженні поздовжньої осі злітно-посадкової смуги фіксованих точок, а саме: дальнього привідного радіомаркерного пункту (ДПРМ) та ближнього привідного радіомаркерного пункту (БПРМ). Маркерний радіомаяк забезпечує посадку за спрощеною системою посадки типу ОСП. Сигнали від МРМ приймаються на борту літака маркерним радіоприймачем (на літаку Л-39(М1) МРП-56П). Маркерний радіомаяк входить до складу привідних аеродромних радіостанцій. Він випромінює радіосигнали або довготривалі у вигляді тире на ДПРМ, або короткотривалі у вигляді крапок на БПРМ.

Маркерний радіомаяк являє собою малопотужний передавач метрового діапазону, який працює на фіксованій частоті 75 МГц. На сьогодні в експлуатації знаходяться маркерні радіомаяки типу Е-615, Е-616 (МРМ-70), МРМ-В.

Основні тактико-технічні дані Е-615

Робоча частота …………………………….………………….75 МГц (λ = 4 м)

Потужність передавача……………………………….….……………….5,5 Вт

Частота модуляції:

а) дальнього МРМ …………………………………………..……...400 Гц

б) середнього МРМ ………………………………………..……..1 300 Гц

в) ближнього МРМ ………………...…………….………..……..3 000 Гц

Час індикації на борту літака при прольоті над маяком

(при швидкості польоту 240 км/год):

а) над дальнім радіомаркерним пунктом на висоті 200 м ….… (12±4) с

б) над ближнім радіомаркерним пунктом на висоті 60 м …….. (6±2) с

Вид модуляції

а) дальнього МРМ …………………..…………….………...…….2 тире/с

б) середнього МРМ ………….……послідовність 2 тире/с та 6 крапок/с

в) ближнього МРМ …………...….……….…………….……...6 крапок/с

 

На військових аеродромах середній МРМ не встановлюється.

До складу маркерного радіомаяка Е-615 входять блок передавачів та антенна система. Блок передавачів містить два передавачі, один із яких є робочим, а інший – резервним. Перемикання передавачів при відмові основного на резервний виконується автоматично за сигналами блока управління. Антенна система маркерного радіомаяка Е-615 складається з двох однакових директорних антен (рис. 4.14, а). Кожна антена має активний вібратор, рефлектор та директор. Діаграма спрямованості антенної системи зображена на рис. 4.14, б.

Для створення необхідної діаграми спрямованості використовується синфазне живлення передавальних антен сигналами однакової потужності. Антенна система випромінює високочастотну енергію вертикально вгору і має витягнуту у вертикальній площині діаграму спрямованості. Перетин діаграми спрямованості горизонтальною площиною на висоті 200 м являє собою еліпс з великою віссю 1 600 м та з малою віссю 1 200 м, а на висоті 50 м – коло діаметром приблизно 600 м. Стислість діаграми спрямованості в напрямку осі ЗПС, підвищує точність визначення місця установлення радіомаяка. Витягнутість діаграми спрямованості у напрямку, перпендикулярному осі ЗПС, запобігає можливості прольоту літака повз зону опромінювання маяка у тому випадку, коли літак має невелике відхилення від посадкового курсу.

Рис. 4.14. Побудова антенної системи маркерного радіомаяка (а)

та її діаграма спрямованості (б)

 

Принцип дії

Спрощена функціональна схема маркерного радіомаяка Е-615 наведена на рис. 4.15.

 

 

Передавач МРМ генерує амплітудно-модульований високочастотний сигнал з частотою 75 МГц. Для модуляції високочастотного сигналу використовується напруга звукового генератора однієї з частот: 400 Гц; 1 300 Гц та 3 000 Гц. Сигнал має маніпуляцію несучої у вигляді тире, тире-крапки та крапки залежно від місця встановлення МРМ. Сигнал від передавача подається до високочастотного комутатора, який підключає до дільника потужності основний або резервний передавачі. Подільник потужності ділить підведену потужність на дві рівні частини. До виходу подільника потужності під’єднуються дві однотипні передавальні антени.

Маркерний радіомаяк має дві контрольні антени, сигнал від яких подається до входів блока управління. Блок управління керує роботою передавачів. При відмові основного передавача виконується перемикання на резервний за час не більше 10 секунд.

 

Наземний радіомаяк РСБН-4Н

Кутомірно-далекомірна радіотехнічна система РСБН призначена для забезпечення навігації в районі аеродрому, в зонах пілотування та на трасах перельотів. Вона дозволяє визначати дві координати у полярній системі координат: азимут літака А_Л і похилу дальність Дрм до місця встановлення наземного радіомаяка (РМ РСБН), координати якого відомі (рис. 4.16). Кутомірно-далекомірна система складається з наземного і літакового обладнання. На сьогоднішній день на озброєнні знаходиться радіомаяк типу РСБН-4Н. На літаку Л-39(М1) установлене літакове обладнання типу РСБН-5С, яке працює як з радіомаяком РСБН, так і з наземним обладнанням посадкової радіомаячної групи (ПРМГ) для забезпечення посадки. Таким чином, кутомірно-далекомірні радіонавігаційні системи РСБН дозволяють вирішувати як завдання навігації (літаководіння), так і завдання посадки в простих і складних метеоумовах.

За допомогою системи РСБН вирішуються такі основними завданнями:

- безперервне визначення на ЛА азимута літака і дальності до точки встановлення наземного радіомаяка РСБН;

- літаководіння за будь-яким азимутом у напрямку на радіомаяк і від нього та літаководіння по орбіті будь-якого радіуса;

- привід літака на аеродром посадки, який обладнаний радіомаяком з пробиванням хмарності донизу і виконанням передпосадкового маневру;

- захід на посадку за зонами курсового і глісадного радіомаяків з вимірюванням дальності до точки приземлення;

- спостереження за літаками та їхнє індивідуальне розпізнавання за допомогою наземного індикатора кругового огляду;

- прослуховування на борту літака позивних сигналів радіотелеграфної азбуки радіомаяка.

 

 

Рис. 4.16. Полярна система координат РСБН

 

До наземного обладнання РСБН-4Н входять азимутально-далекомірний радіомаяк та виносний індикатор кругового огляду (ВІКО) (рис. 4.17).

До складу радіомаяка РСБН входять: антенна система, передавач азимутального сигналу, передавач опорних сигналів «35» і «36», ретранслятор далекоміра, індикатор кругового огляду, УКХ радіостанція зв’язку.

Передавач азимутального сигналу призначений для випромінювання радіосигналу, за допомогою якого на борту літака визначається азимут літака. Антена даного передавача (азимутальна) має в горизонтальній площині вузьку двопелюсткову діаграму спрямованості. У вертикальній площині азимутальна антена має діаграму спрямованості з кутом розкриву близько 45°.

Азимутальна антена складається з випромінювача і параболічного відбивача. Для захисту від вітрових навантажень, опадів, ожеледі азимутальна антена розміщена всередині безкаркасної оболонки краплеподібної форми з радіопрозорого матеріалу. Азимутальна антена рівномірно обертається зі швидкістю 100 об/хв, що відповідає частоті обертання 1,67 Гц, і випромінює безперервний немодульований сигнал, який надходить від азимутального передавача. Зовнішній вигляд радіомаяка РСБН-4Н та схема розміщення його антен зображені на рис. 4.18.

 

 

Двопелюстковість діаграми спрямованості та обертання азимутальної антени РСБН-4Н забезпечує утворення в антені літакового обладнання РСБН-5С подвійного дзвіноподібного радіосигналу. Мінімум цього сигналу відповідає збігу осі діаграми спрямованості азимутальної антени з напрямком на літак.

Для вимірювання азимута на літаку наземний радіомаяк РСБН крім азимутального сигналу випромінює опорні сигнали серій типу «35» та «36». За допомогою цих сигналів у літаковому обладнанні РСБН-5С фіксується момент часу, коли вісь діаграми спрямованості азимутальної антени збігається з північним напрямком дійсного меридіана, який проходить через точку встановлення наземного радіомаяка. Формування опорних сигналів серій типу «35» та «36» виконується у такий спосіб.

На осі обертання азимутальної антени встановлені діамагнітні диски з феромагнітними вставками. При обертання дисків у датчиках утворюються опорні відеоімпульси: «35», «36» та «180», умовно позначені так за кількістю утворених сигналів за один оберт азимутальної антени.

Датчики імпульсів «35» і «36» установлені таким чином, що при спрямуванні осі діаграми спрямованості на північ імпульси «35» і «36» збігаються у часі. В інших положеннях антени імпульси «35» і «36» у часі не збігаються. Такий збіг імпульсів «35» і «36» називається північним збігом та являє собою початковий момент часу відліку азимута для всіх літаків (рис. 4.19).

 

Рис. 4.19. Принцип формування азимутального та опорних сигналів

Опорні сигнали «35» і «36» кодуються двоімпульсними сигналами чотирма кодами (рис. 4.20) і модулюють імпульсний передавальний пристрій опорних сигналів.

 

 

Рис. 4.20. Кодування опорних сигналів «35» (а) та «36» (б)

 

Випромінюються опорні сигнали неспрямованою антеною. Конструкція антени опорних сигналів зображена на рис. 4.21, а. Антена являє собою вертикальний ряд з дев’яти тривібраторних випромінювачів кільцевого типу (рис. 4.21, б), які забезпечують неспрямоване випромінювання в горизонтальній площині. Імпульсна потужність від передавача розподіляється між вібраторами за допомогою двох подільників потужності ДП 1 та ДП 2. Фазообертач φ забезпечує настроювання антени на відповідних ділянках частотного діапазону.

 

 

Рис. 4.21. Конструкція передавальної антени опорних сигналів

 

Аналогічну конструкцію мають приймальна та передавальна антени ретранслятора далекоміра (РД).

Вимірювання азимуту літака

Азимут літака вимірюється часовим методом, суть якого полягає у такому. Азимутальний сигнал і опорні сигнали «35» та «36» приймаються приймальною антеною літакового обладнання РСБН-5С і після перетворення використовуються для виміру азимута літака. Азимут літака визначається в літаковому обладнанні за співвідношенням

 

А_Л = Ω_А(t _аз – t _П.ЗБ) = Ω_АΔ Т _А,

 

де Ω_А — кутова швидкість обертання азимутальної антени;

t _П.ЗБ — момент одночасного приймання опорних сигналів «35» і «36», тобто момент спрямування осі діаграми спрямованості азимутальної антени з напрямком на північ («північний збіг»);

t _аз — момент прийому азимутального сигналу на борту літака;

Δ Т _А — часовий інтервал азимуту.

Часовий інтервал Δ Т _А = t _аз – t _П.ЗБ між моментами приймання азимутального сигналу і сигналу «Північний збіг» прямо пропорційний азимуту літака (див. рис. 4.19). Цей часовий інтервал після вимірювання в літаковому обладнанні перетворюється в напругу азимута, під дією якої повертається стрілка азимуту та ККР навігаційно-пілотажного приладу (НПП).