Рсбн принцип работы – Аппаратура ближней навигации рсбн.

Аппаратура ближней навигации рсбн.

РСБН предназначена для определения азимута и наклонной дальности. Для этого используется как наземные так и бортовые средства.

К наземным отечественным РСБН относятся РСБН-4Н, к зарубежным относятся VOR/DME и TACAN.

Дальность действия этих систем до 500 км. Информация о дальности и азимуте на борту ВС используется для определения местоположения ВС. РСБН используется для захода на посадку.

К бортовым системам РСБН относятся РСБН-2СА,РСБН-Веер (ЯК-42 и ИЛ-86), РСБН-А-312 Радикал, А-331 РСБН-85 (Ту-204). Также системы КУРС-МП70 и КУРС-МП2,система КУРС-МП70 работает с системами VOR/DME и TACAN.

Принцип работы рсбн.

Азимутальный канал РСБН работает следующим образом:

Наземное оборудование состоит из ПРД П-200, который излучает сигнал и ПРД П-20А, который излучает опорный сигнал. Азимутальная антенна вращается со скоростью 100 обр.\мин. (1,66 Гц). На антенне установлены две пластины. На установлено 36 датчиков с магнитопроводами, на другом 35 датчиков П-20А излучает серию импульсов опорные 36 и 35, ДНА круговая. Антенна ориентирована таким образом, что в направлении на Север опорные импульсы 35 и 36 излучаются одновременно.

На борту ВС это воспринимается как начало отсчета. Антенна П-200 излучает узкую диаграмму направленности в виде двух лепестков, которые в момент совпадения излучения опорного 36 и 35 направлена на север.

Канал дальности РСБН работает следующим образом :

Для этого на Земле имеется НПУ и П-20Д. На борту в состав РСБН входит (ЗСД) – Запросчик самолетной дальности ЗСД вырабатывает импульс запроса, который передается в эфир и одновременно включает счетчик. Радиосигнал поступает на НПУ обрабатывается, декодируется и запускает передатчик П – 200Д, который излучает ответный сигнал дальности он принимается бортовым оборудованием и преобразуется им одновременно останавливая счетчик. Количество импульсов пересчитывается в наклонную дальность, один импульс равен 100м.

На самолетах Як-42 Ил-86 установлена РСБН Веер-М. В состав Веер-М входят:

— Самолетный запросчик дальности СЗДР

— азимутально-дальномерный приемник АДПР

— Блок изменения азимута и дальности БИАД – М

— ПУ

— Индикатор дальности радиомаяка ИДР-1А.

ОТТД: Диапазон частоты для СЗД 726-812 МГц;

Для АДПР 873-1000 МГц;

Дальность действия по А=350 км;

По дальности 300 км.

Взаимодействие ближней навигации спнк.

РСБН и VOR/DME выдает в ПНК сигнал азимута (А), сигналы наклонной дальности в режиме посадка СП-50 и ILS. Сигналы Е_к и Е_г

, сигналы равносильных зон курса и глиссады.

Существуют дальномерный, угломерный и угломерно-дальномерный способы определения местоположения самолета.

1. Дальномерный способ

РСБН3

РСБН2

РСБН1

2.Угломерный-дальномерныйс способ.

3. Угломерный способ.

Аппаратура инструментальной системы посадки сп-50 и ils.

Система посадки предназначена для привода ВС в район аэропорта, снижения ВС по заданным линиям курса, глиссады и посадки ВС на ВПП.

Различают системы посадки типа СП-50 и ILS.

Принципы действия системы СП-50. наземный маяк излучает трех лепестковую диаграмму направленности, состоящую из центрального лепестка модулирования сигналом постоянной фазы и двух центральных лепестков модулированных сигналомF=60 Гц. В противофазе.

Наземный маяк типаILS излучает двух лепестковую диаграмму направленности промодулированную частотами 50 Гц и 90. КРМ работает на несущей частоте 108 МГц – 112 МГц.

ГРМ работает на частоте 329 – 335 МГц. Структурная схема курсового канала системы ILS изделие КУРС-МП 70.

ПУ

Ф150

А

БВЧК

АСС

КН Е_к

002

Ф90

УНП

Сигнал от КРМ принимается на борту антенной АКН-002, далее сигнал поступает в БВЧК, который с помощью ПУ настроенного на частоту КРМ. В БВЧК сигнал преобразуется, усиливается, детектируется и поступает на фильтры Ф-150 и Ф-90. если ВС снижается, по линии курса на выходе фильтра будут одинаковые амплитуды напряжения, в результате в АСС они скомпенсируют друг друга и на К планочку прибора напряжение поступать не будет. В случае отклона ВС от курса влево или вправо амплитуда сигналов с выхода фильтров будут разными. В результате на выходе АСС будет какой-то уровень напряжения, стрелочка прибора отклонится влево или вправо указывая пилоту в какую сторону нужно довернуть ВС, чтобы выйти на линию курса.

В комплект изделия КУРС-МП70 входит маркерный радио приемник, который работает на частоте 75 МГц и принимает сигналы от ДПРМ, слышен тон частотой 400 Гц в виде «тире» (четыре тире в секунду). При пролете среднего маркера слышен тон частотой 1300 Гц в виде «точек-тире». При пролете БПРМ слышен тон частотой 3000 Гц в виде «точек». Кроме этого сигналы Е

к и Е_г поступают в систему САУ.

studfiles.net

Принцип работы рсбн в режиме «Посадка»

При дальности до радиомаяка меньше (37+.3) км, высоте полета меньше 1,2 км и входе в «коридор» + 1,5 км от оси ВПП аппаратура автоматически переходит в режим посадки. В этом режиме радиотехническая аппаратура РСБН-6С, работавшая по сигналам радионавигационного маяка, переключается на работу с посадочными маяками системы ПРМГ-4. Система ПРМГ-4 состоит из КРМ, ГРМ (рабочий и резервный комплект) и РД.

Система РСБН в режиме посадки служит целям формирования на борту самолёта сигналов отклонения от заданного курса посадки и заданной глиссады планирования, а также позволяет получать информацию о текущей дальности самолёта до точки приземления. В САУ выдаются отклонения от равносигнальных зон курса посадки и глиссады планирования, обеспечивающие снижение самолета до высоты 60 м.

В режиме посадки на приборах индицируется:

ППД-2 — дальность до начала ВПП,

НПП — отклонения от равносигнальных зон курса и глиссады, заданный курс, равный курсу посадки на ВПП, курсовой угол радиомаяка, азимут самолета, определяемый путем счисления по сигналам воздушной скорости и истинного курса.

В этот режим аппаратура переходит по сигналу 27 В «Посадка», который выдается из блока БВП при автоматическом включении режима посадки или из блока ЩУ при включении тумблера ПОСАДКА на блоке ЩУ. Сигнал «Посадка» поступает в АФС для включения передней антенны самолета, в блок ЩПК для включения запрограммированных кодов и кварцев посадки (при автоматическом включении режима посадки) и в приемник СПАД-2И для перевода его на прием сигналов посадочных радиомаяков. В блоке БСиО по сигналам из приемника СПАД-2И формируются сигналы отклонения от равносигнальных зон курса и глиссады, и сигналы готовности курсового и глиссадного каналов 27 В «Готовн. К», 27 В «Готовн. Г», которые выдаются в САУ.

При наличии сигнала «Готовн. К» заданный курс, выдаваемый из блока ВВП, равен курсу посадки ВПП. При включении тумблера «+ 180°» на блоке ЩУ в блок ВВП поступает сигнал «+180°» (27 В), по которому запрограммированный курс посадки ВПП изменяется на 180°.

В режиме посадки сигнал «Возврат рад.» формируется при наличии следующих сигналов: «Возврат», «Д<250 км» и «Готовн. К».

В этом режиме прекращается измерение азимута по сигналам радиомаяка, дальность измеряется по сигналам посадочного ретранслятора. Азимут счисляется автономными средствами, на основе V (см. рис. 22*).

При необходимости выполнить повторный заход на посадку из САУ в блок БВП выдается сигнал 27 В «Повт. заход», для этого на пульте летчика нажимается кнопка ПОВТОРНЫЙ ЗАХОД. Положение переключателя ПОВТ. ЗАХОД на блоке ЩУ определяет сторону выполнения повторного захода.

Предпосадочный маневр состоит из прямолинейного участка и разворота с выходом на посадочный курс (см. рис.13*).

Выход на посадочный курс осуществляется на высоте и удалении от ВПП, обеспечивающих ввод самолета в зону действия посадочных маяков. Если дальность до радиомаяка меньше 37+3 км, а высота полета меньше 1,2 км при боковом удалении от оси ВПП, не превышающем 1,5 км, аппаратура автоматически переходит в режим посадки.

При уменьшении бокового отклонения от оси ВПП до 1,5 км и высоте полета меньше 1,2 км автоматически включается режим «Посадка». По сигналу «Посадка» аппаратура переходит на прием сигналов посадочных радиомаяков, прекращается измерение азимута по сигналам навигационного маяка, дальность на приборе ППД-2 скачком уменьшится на значение, равное расстоянию от ретранслятора дальности до радиомаяка, так как в режиме посадки дальность измеряется по сигналам посадочного радиомаяка, находящегося в начале ВПП.

При устойчивом приеме сигналов курсового радиомаяка закрывается курсовой бленкер на НПП, образуя сплошное черное поле, на пульте САУ загорается лампа ПОСАДКА, а на НПП выдается заданный курс, равный курсу посадки аэродрома.

При приеме сигналов глиссадного радиомаяка закрывается глиссадный бленкер НПП, образуя сплошное черное поле. На планки положения НПП выдаются сигналы отклонения от равносигнальных зон курса посадки и глиссады снижения. По этим сигналам производится заход на посадку до высоты 60 м. Отклонение курсовой планки НПП влево от центрального кружка означает, что равносигнальная зона курсового маяка находится влево от самолета. Отклонение глиссадной планки вверх означает, что равносигнальная зона глиссады находится выше самолета. Для посадки по линиям глиссады и курса планки положения НПП должны удерживаться в центре кружка.

При включении кнопки ПОВТОРНЫЙ ЗАХОД на пульте летчика система обеспечивает автоматическое выполнение повторного захода на посадку левым или правым кругом в зависимости от положения переключателя ПОВТ. ЗАХ. на щитке ЩУ.

При невозможности посадки с первого захода выполняется повторный заход. Режим повторного захода на посадку включается двойным нажатием кнопки ПОВТОРНЫЙ ЗАХОД в системе самолетного оборудования. Первым нажатием снимается режим посадки, на пульте САУ должна погаснуть лампа ПОСАДКА. После этого самолет вручную выводится на высоту 630 м. Второе нажатие кнопки ПОВТОРНЫЙ ЗАХОД производится после загорания лампы КОРР. на ЩУ.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Навигационный комплекс главное средство вождения ЛА на воздушных трассах. Поэтому автоматическое решение задач выполняемых им сокращает время загруженности экипажа управляющими действиями до 40% от общей продолжительности полёта. Состав НК зависит от класса ЛА, уровня автоматизации комплекса и имеющихся датчиков навигационной информации. Уровень автоматизации определяется степенью совершенства вычислительной системы комплекса. Для повышения надёжности комплекса используется резервирование систем и аппаратуры.

ПРИЛОЖЕНИЕ

Рис.1 Комплект навигационного комплекса КН-23:

1 – комплект РСБН-6С; 2 – комплект ИКВ-1; 3 – ДИСС-7; 4 – В144;. 5 – ДВС-10;

6 — ДВ-30К

Рис. 2 Ортодромическая система координат

Рис.3 Участок прямоугольной сетки для карты масштаба 1:1 000000

Рис.4 Определение ортодромических координат при выходе на ППМ.

Рис. 5. Составляющие абсолютной скорости самолета

Рис. 6. Составляющие путевой скорости в горизонтальной плоскости

Рис. 7 Составляющие путевой скорости в ортодромической системе

координат

Рис.8 Структурная схема навигационного комплекса КН-23

Рис.8 Структурная схема навигационного комплекса КН-23

Рис.29*. Отсчет угловых величие по НПП

Рис.30*. Полет по заданному маршруту

Рис. 9 Схема определения заданного курса и дальности до цели в режиме маршрутного полета.

Рис. 10 Схема преобразования X и У в X и У в блоке БВН (БВН-01) для коррекции счисленных координат (Х,У).

Рис.11 Возврат на аэродром.

Рис. 11. Схема преобразования X и У в X и Z блоке БВП

Рис.12 Траектория полёта в режиме возврата при дальности до радиомаяка менее 250 км

Рис.13 Построение предпосадочного маневра

К рисункам 9-13

Блок вычисления посадки (БВП) предназначен для формирования и выдачи в САУ сигналов для управления самолетом в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

В режимах «Маршрутный полет» и «Возврат» при дальности до маяка более 250 км выходными сигналами блока БВП являются заданный курс на точку цели (ППМ, АЭР) и сигнал дальностиR₁ до точки цели (ППМ, АЭР).

В режиме «Возврат» при дальности меньше 250 км выходными сигналами блока БВП являются заданный курс и отклонение от заданной высоты АН на следующих этапах полета:

— полет в зону предпосадочного маневра;

— выполнение предпосадочного маневра;

— заход на посадку;

— повторный заход на посадку.

Блок обеспечивает программирование курса посадки () и бокового выноса маяка () для четырех аэродромов. В режиме «Возврат» блок обеспечивает автоматическую смену соответствующих этапов и выдачу команды на включение посадочных сигналов. В этом режиме блок работает по сигналам прямоугольных координатX и у , поступающим из моноблока БИО, и от сигнала текущей высоты Н, поступающего от датчика высоты.

На этапе полета к ППМ блок работает по сигналам ортодромических координат X_т, Y_Т, X_ц, Y_ц, поступающим из автономного вычислителя БВН, выдает дальность до ППМ и заданный курс .

Принцип работы

Вычислитель работает в двух режимах: «Возврат» и «Маршрутный полет».

В режиме «Возврат» при дальности меньше 250 км вычислитель решает задачи возврата на аэродром и предпосадочного маневра, повторного захода на аэродром правым и левым кругом, выдачи сигнала отклонения от заданной высоты для управления полетом в вертикальной плоскости.

В аппаратуре РСБН-6С как в режиме «Маршрутный полет», так и в режиме «Возврат» принят курсовой способ навигации.

Вывод самолета в точку цели по кратчайшему пути курсовым методом предусматривает построение и выдерживание заданного курса, построенного из местоположения самолета и цели. Полет на цель маршрутным способом предполагает вывод самолета на линию посадки и полет по линии посадки заданным курсом посадки.

Режим «Маршрутный полет»

Режим маршрутного полета предполагает полет на цель, где в качестве цели используется ППМ или АЭР.

В этом режиме БВП определяет и выдает на НПП значение = П_Т , где П_Т — текущее значение пеленга на ППМ, а также определяет оставшуюся дальность до ППМ и выдает это значение в блок отработки для индикации на ППД-2. Для решения этой задачи из блока БВН поступают напряжения, пропорциональные текущим координатам самолета (X_т, Y_Т) и координатам ППМ (X_ц, Y_ц).

В блоке БВП решается задача:

;

***В вертикальной плоскости в режиме маршрутного полета блок БВП сигналов управления не выдает.

Режим «Возврат»

Режим «Возврат» является завершающим этапом режима навигации, когда в качестве цели используется аэродром посадки при дальности до аэродрома меньше 250 км с выдачей сигналов управления для выхода и последующего вписывания в линию посадки. В этом режиме блок БВП по сигналам X_р, Y_p и Н_Т выдает в САУ заданный курс и отклонение от заданной высотыН. Работа блока БВП в этом режиме иллюстрируется.

В блоке БВП программируются значения курса посадки и бокового выноса маякадля четырех аэродромов. Подключение программы производится путем подачи соответствующей команды (напряжения 27 В) со щитка управления. При необходимости смены направления посадки на противоположное со щитка управления подается команда 27 В “Обратный курс”, при этом блок БВП решает задачу захода на посадку для значения+180⁰. В горизонтальной плоскости блок БВП формирует сигнал заданного курса

где П_Т(X_ц , Z_ц ) — текущее значение пеленга на точку «цели».

Координаты «цели» относительно ВПП автоматически формируются в вычислителе в зависимости от текущих значений координат самолета относительно ВПП и этапа полета, при этом обеспечивается оптимальный вывод самолета в зону курсо-глиссадных маяков.

Зона возврата для логического анализа в вычислителе БВП делится на шесть этапов полета, которым присваиваются шифры (режимы работы) е₁, е₂, е₃, е₄, е₅, е₆.

В зоне возврата в зависимости от координат самолета вычислителем выбирается одна из трех точек цели полета с координатами:

для >(шифр e₂),

км для < ; > 0 (шифр e₁),

км для < ; < 0 (шифр e₁),

где — посадочная дистанция 212 км;

R₁ — максимальный радиус разворота самолета при выполнении предпосадочного маневра с ограниченным креном (

Первый этап — полет на центр окружности 3-го разворота.

Полету на точки «б» (см. рис. 3) или «г» при < , присваивается шифр е₁. Этап е₁ заканчивается, когда самолет приближается к «цели» (к точкам «б» или «г») на расстояние меньше R₀ . Этот момент соответствует началу третьего разворота, при котором координаты цели: < ;.

Второй этап — полет на центр окружности 4-го разворота. Этапу е₂ соответствуют полет на точку «а» (рис. 3) при > и полет при < при окончании этапа е₁.

Третий этап — этап предпосадочного маневра, так как этап е₂ завершается при попадании самолета в одиннадцатикилометровый коридор, ограниченный линиями dd₁ и ее₁ С этого момента начинается этап предпосадочного маневра (шифр е₃). В отличие от этапов е₁ и е₂ здесь точка «цели» не фиксирована, а перемещается по оси X на постоянном удалении X_y перед самолетом. При этом формируется траектория предпосадочного маневра — кривая погони, близкая к асимптотически приближающейся к оси X экспоненте с постоянной X = 2,5 км. На этапе е₃, формируются следующие координаты цели:

Четвертый этап — этап автоматической посадки. При уменьшении (в ходе предпосадочного маневра) бокового отклонения (Z_Т) до величины приблизительно 1,5 км вычислитель выдает команду «Посадка» (шифр е₄), по которой происходит переключение приемника СПАД-2И и блока БСиО в режим посадки. При этом продолжается управление по кривой погони на основе координат X_р и У_р , формируемых в моноблоке БИО, в котором измерение дальности происходит по сигналам ретранслятора дальности, а канал азимута работает в режиме автономного счисления.

Пятый этап. После прихода из блока БСиО сигнала «Готовность курса» (шифр е₅), подтверждающего переход аппаратуры из режима навигации в режим посадки,

блок ВВП выдает сигнал , где— курс посадки.

Шестой этап — повторный заход на посадку. При подаче со щитка САУ команды «Повторный заход» и при условии < — R₀ вычислитель переходит в режим повтор кого захода (шифр е₆). При этом управление производится по кривой погони со следующими координатами цели:

При увеличении до величины — R₀ режим этапа e₆ отключается, сменяясь режимом этапа e₂ (третий разворот), и далее – как при обычном заходе.

В вертикальной плоскости заданная траектория полета представляет ломанную линию, состоящую из трех прямолинейных участков:

участок полета на крейсерской выоте,

участок снижения ;

участок полета на высоте предпосадочного маневра.

Вид траектории и ее параметры представлены на рисунке. Для управления в вертикальной плоскости блок БВП формирует сигнал отклонения от заданной высоты

,

где H_Т — сигнал текущей высоты от датчика высоты;

H_з = Н₀ + КR^` — заданная высота;

Н₀ = 630 м — высота предпосадочного маневра;

К = — коэффициент пропорциональности;

— номинальный угол наклона траектории при снижении;

R` — расстояние от самолета до зоны предпосадочного маневра;

R` = R₁ – 2R₀ — на этапе e₁

R` = R₁ – 4R₀ — на этапе e₂;

R₁ — расстояние от самолета до “цели” (ВПП).

При расстоянии R'<0, а также на этапах предпосадочного маневра (е₃), зоны посадки (е₃), готовности курсо-глиссадного маяка (е₅), повторного захода (е₆) заданная высота равна высоте предпосадочного маневра Н_з = Н₀ (внутри кардиоиды). На этапах е₁, и e₂ заданная высота ограничивается сверху величиной Н_кр (крейсерская высота). Сигнал Н, поступая в САУ, обеспечивает выполнение вертикального маневра, причем закон управления по высоте таков (астатизм первого порядка), что на участке снижения действительная траектория самолета находится выше заданной с плавным переходом к горизонтальным участкам.

Описание горизонтального маневра справедливо для случая так называемой разрешенной высоты (сигналу). Разрешенной является высота, не превышающая предельной высоты Н , при которой для выполнения снижения угол снижения равен предельно допустимому ,

где Н = 1400+200 м — предельная высота предпосадочного маневра, при которой возможно вписывание на курс посадки и посадка.

В случае неразрешенной высоты (сигналу) при Н >Н происходит автоматическое смещение цели по координате X в точку X_ц = X₁ + X_В (рис. 2). При этом величина X_В обеспечивает выполнение граничного условия:

Значение R’ в данном случае определяется относительно смещенной цели. В режиме неразрешенной высоты в систему САУ выдается максимальная величина рассогласованияН.

studfiles.net

Радиотехническая система ближней навигации — это… Что такое Радиотехническая система ближней навигации?

Радиотехническая система ближней навигации (РСБН) — советская/российская система навигационного обеспечения полётов авиации. Радиомаяки РСБН позволяют получить информацию об азимуте и наклонной дальности до перемещающегося объекта.

Обладает большей точностью, чем аналогичная западная система VOR/DME.^[1]

В настоящее время в России применяется в основном лишь в военной авиации, а в гражданской авиации используется система VOR/DME.

Принцип работы

Канал измерения дальности

Бортовое оборудование воздушного судна посылает запрос, от наземного оборудования получает ответ, по величине задержки ответа относительно запроса определяется дальность.

Канал измерения азимута

Радиомаяк излучает постоянный направленный сигнал от вращающейся антенны; когда направление антенны совпадает с направлением на север, излучается дополнительный сигнал от все-направленной антенны. Таким образом, зная постоянную скорость вращения направленной антенны и время между направленным и все-направленным сигналами, можно вычислить текущее направление принимающего сигнал объекта.

Состав аппаратуры

Бортовая аппаратура

• РСБН-2С «Свод»:
  • Самолетный Приемник Азимута и Дальности (приемник) «СПАД-2»
  • Самолетный Запросчик Дальности (передатчик) «СЗД-М»
  • Блок Измерения Азимута «БИА»
  • Блок Дальности «БД»
  • Щиток Управления «ЩУ»
  • Блок Отработки Счетно-Решающего Прибора «БО СРП»
  • Блок Управления Счетно-Решающего Прибора «БУ СРП»
  • Прямопоказывающий Прибор Дальности и Азимута — Пилота «ППДА-П»
  • Прямопоказывающий Прибор Дальности и Азимута — Штурмана «ППДА-Ш»

• РСБН-2СА «Свод-Струна»
  • Самолетный Приемник Азимута и Дальности «СПАД-2»
  • Самолетный Запросчик Дальности «СЗД-М»
  • Блок Азимута «БИА»
  • Блок Дальности «БД»
  • Щиток Управления «ЩУ»
  • Блок Оценки «БО»
  • Блок Коррекции «В-10»
  • Щиток Контроля Посадки «ЩКП-2»
  • Прибор Показывающий Дальность и Азимут «ППДАШ»

• РСБН-2СВ
• РСБН-5С
• РСБН-6С «Ромб»:
  • Самолетный Приемник Азимута и Дальности «СПАД-2И»
  • Самолетный Запросчик Дальности «СЗД-ПМ»
  • моноблок БИО в составе:
    • Блок Измерения Азимута и Дальности «БИАД-01» (БИАД-04)
    • Блок отработки «БО» (БО-01, БО-04)
    • Блок сопряжения «БС» (БС-04)
  • Блок Вычисления Навигации «БВН»
  • Блок Вычисления Посадки «БВП»
  • Щиток Перключения Кодов «ЩПК»
  • Щиток Контроля Посадки «ЩКП»
  • Щиток Управления «ЩУ»
  • Прибор Показывающий Дальность «ППД-2»

• РСБН-6СВ
• РСБН-7С
• РСБН-ПКВ
• РСБН «изделие А-312»
• РСБН «изделие А-321»
• РСБН «изделие А-324» «Клистрон» (литеры ДК-18, ДЛ-18, ДМ-18, ДН-18)
  • блок А-312-001 (азимутально-дальномерный приёмник)
  • блок А-312-002 (самолетный запросчик дальности)
  • блок А-324-031 или А-324-050 (щиток управления)
  • блок А-324-016 (процессор сигналов)
  • блок А-312-026

• РСБН-85
• РСБН-85В

Наземная аппаратура

См. также

Примечания

Ссылки

dic.academic.ru

Принцип работы системы

Определение местоположения самолета производится в поляр­ной системе координат, в центре которой установлен всенаправленный наземный радиомаяк РСБН. Измеряются наклонная дальность (Д_Н) от самолета до радиомаяка и азимут (θ) самолета относительно радиомаяка, который с высокой точностью ориентирован по истинному меридиану.

Рассмотрим последовательно принцип определения координат самолета (по измеренным значениям азимута (θ) и дальности (Д_Н ) на борту самолета, а также по наземному индикатору кругово­го обзора. Для этого покажем на рис.3 комплекс наземного и бортового оборудования РСБН.

В состав бортового оборудования входят: антенно-фидерная система (АФС), самолетный приемник азимута и дальности (СПАД), схема измерения азимута (θ) и дальности (Д_Н), самолетный запросчик дальности (СЗД). Измеренное значение азимута выдается на навигационно-пилотажный прибор (НПП), а значение наклонной дальности на прибор, показывающий дальность (ППД).

В состав наземного оборудования входят: выносной индикатор кругового обзора (ВИКО), наземное приемное устройство (НПУ), пе­редатчик дальномера — ретранслятора, передатчик опорных сигналов азимута, передатчик азимутального сигнала, посадочная радиомаячная группа (ПРМГ).

1. Принцип измерения наклонной дальности (Дн)

Принцип измерения наклонной дальности от самолета до наземного радиомаяка сводится к измерению суммарного времени распространения запросного сигнала дальности («Запрос Дн») с самолета до наземного радиомаяка и ответного сигнала («Ответ Дн») от наземного радиомаяка до самолета. То есть используется метод радиолокации активным ответом.

При постоянстве скорости и прямолинейности распространения радиоволн измерение дальности сводится к измерению временного интервала ( t_Д ) между моментом излучения запросного сигнала и приемом ответного, переизлученного сигнала. Задержки в цепях самолетного (бортового) и наземного оборудования известны и могут быть учтены, поэтому измеренное время рассчитывается по формуле:

где: Д_Н–дальность наклонная;

С – скорость распространения радиоволн.

При измерении наклонной дальности используются следующие блоки комплекса наземного и бортового оборудования РСБН (см. рис.3.): СЗД, СПАД, схема измерения дальности, ППД, наземное приемное устройство (НПУ), передатчик дальномера-ретранслятора.

Временные диаграммы работы канала измерения дальности предс­тавлены на рис.4.

В измерительной схеме самолетного оборудования вырабатываются импульсы запуска (1) передатчика (см. рис. 3,4), которые с определенной частотой поступают на шифратор самолетного запросчика дальности (СЗД). Самолетный запросчик дальности совместно с шифратором формируют парные СВЧ-радиоимпульсы «Запрос Дн» с определенным кодовым интервалом () между импульсами (2). Кодирование запросного сигнала, так же как и ответного, повышает помехозащищенность канала измерения дальности (т.е. тем самым исключаются взаимные помехи при работе различных радиомаяков РСБН, т.к. они имеют различные кодовые интервалы).

Временной кодовый интервал между импульсами () определяется выбранным рабочим каналом РСБН.

Сигнал запроса дальности излучается все направленно антенно-фидерной системой самолета на определенной частоте диапазона. Одновременно с самолетным запросчиком дальности (передатчиком) запускается схема измерения дальности и начинается отсчет измерительных импульсов (5), поступающих на счетчик за время расп­ространения запросного сигнала с самолета до наземного радиомаяка РСБН и ответного (ретранслированного) сигнала от радиомаяка до самолета. Сигналы запроса дальности принимаются наземным приемным устройством (НПУ) и декодируются дешифратором. Если времен­ные интервалы (т.е. коды) на дешифраторе (НПУ) и шифраторе (на самолете) совпадают, то наземный передатчик дальномера-ретранслятора совместно с шифратором вырабатывают кодированный ответами сигнал дальности («Ответ Дн»), представляющий собой два СВЧ-радиоимпульса (3). Ответный сигнал дальности излучается все направленно передающей антенной на частоте диапазона запросного сигнала.

Ответный сигнал принимается АФС самолета и поступает на СПАД, где он усиливается, детектируется, декодируется и поступает на схему измерения дальности (4). Временной интервал (tд) между запросными и ответными импульсами прямо пропорционален измеренной дальности (задержка в цепях и наземной аппаратуры) в том числе и кодовые интервалы, известны и автоматически учитываются).

Определение дальности производится цифровой измерительной схемой путем подсчета измерительных импульсов (5), поступающих на счетчик за время распространения запросного сигнала с самолета до радиомаяка РСБН и ответного сигнала на самолет.

На выходе схемы измерения дальности вырабатывается напряжение постоянного тока прямо пропорциональное измеренной наклонной дальности, которое преобразуется в показания дальности на приборе ППД на борту самолета.

studfiles.net

Принцип действия посадочного тракта рсбн

Посадочный тракт системы обеспечивает вывод самолета к ВПП по заданной глиссаде планирования с непрерывным указанием расстояния до точки приземления.

Посадка самолетов производится с помощью посадочной радиомаячной группы (ПРМГ), состоящей из курсового радиомаяка (КРМ), глиссадного радиомаяка (ГРМ) и ретранслятора- дальномера (РД) (см. рис.3).

Глиссада планирования в пространстве образуется пересечением плоскости курса и плоскости глиссады. Плоскость курса создается курсовым радиомаяком, плоскость глиссады – глиссадным радиомаяком.

Принцип создания плоскостей основан на методе равносигнальной зоны.

1. Работа канала курса

Курсовой радиомаяк работает в импульсном режиме на частотах диапазона азимутального канала РСБН. Диаграмма направленности его антенной системы и горизонтальной плоскости имеет вид двух пересекающихся узких лепестков. Излучение осуществляется поочередно двумя антеннами с частотой коммутации 13 Гц. При пересечении лепестков в горизонтальной плоскости образуется зона, где сигналы, излучаемые по обоим лепесткам равны.

Равносигнальная зона, получающаяся в результате пересечения лепестков КРМ, образует плоскость курса – вертикальную плоскость, проходящую через ось ВПП и совпадающую с посадочным направлением. Для разделения сигналов лепестков в самолетном приемнике высокочастотные колебания модулируются по амплитуде. При излучении сигналов по левому лепестку диаграммы направленности частоты амплитудной модуляции равна F1=1300Гц, а при излучении сигналов по правому лепестку F2=2100Гц. Диаграмма направленности КРМ и его размещение относительно ВПП показано на рис.8.

Принятые самолетной аппаратурой сигналы КРМ усиливаются по высокой частоте и детектируются в приемных цепях; азимутального канала СПАД. Принцип работы самолетной аппаратуры сводится к сравнению величин сигналов от 2-х лепестков. Сигналы от радиомаяка разделяются с помощью фильтров, настроенных на частоты F1=1300Гц и F2=2100Гц. После выпрямления этих сигналов вырабатывается сигнал отклонения от плоскости курса ±Ек в виде постоянного напряжения, которое поступает на стрелочный навигационно-пилотажный прибор НПП.

Величина сигнала определяется величиной отклонения самолета от плоскости курса, а полярность – стороной отклонения. Сигнал отклонения от плоскости курса подается на вертикальную стрелку НПП, а также в систему автоматического управления САУ. В случае неравенства сигналов стрелка НПП отклоняется от нулевого положения. Отклонение курсовой стрелки указывает направление доворота самолета для ввода его в плоскость курса.

2. Работа канала глиссады

Принцип работы канала глиссады аналогичен принципу работы канала курса. глиссадный радиомаяк работает на частотах дальномерного канала РСБН. Диаграмма направленности его антенной системой, также как и КРМ, представляет собой два пересекающихся лепестка, расположенных в вертикальной плоскости. Равносигнальная зона, образующаяся в результате пересечения лепестков, образует плоскость глиссады.

Излучение по лепесткам диаграмм направленности осуществляется поочередно с частотой коммутации 13Гц.

Частоты амплитудной модуляции сигналов, излучаемых по лепесткам остаются также равными 1300 и 2100 Гц (рис.9).

Принятые сигналы ГРМ усиливаются, детектируются и преобразуются в напряжения постоянного тока. В результате сравнения этих напряжений вырабатывается сигнал отклонения от плоскости глиссады в виде постоянного напряжения Uг. Сигнал отклонения подается на горизонтальную стрелку НПП и в САУ. Отклонение глиссадной стрелки (вверх или вниз) указывает направление доворота самолета для ввода его в плоскость глиссады.

Если самолет производит посадку строго по равносигнальным направлениям как по курсу, так и по глиссаде, то обе стрелки (курсовая и глиссадная) прибора будут пересекаться в центре прибора НПП. (см.рис.10.).

В процессе посадки осуществляется непрерывное измерение дальности от самолета до точки приземления. Измерение дальности производится с помощью ретранслятора дальномера (РД) (см. рис.2.), который выдает ответный сигнал на запрос самолетного запросчика дальности (СЗД).

СЗД излучает импульс запроса, который принимается приемником РД, декодируется, затем шифруется кодом ответа и поступает на запуск передатчика РД. Сигнал ответа принимается приемником СПАД и поступает на схему измерения дальности, которая автоматически измеряет временный интервал между импульсами запроса и ответа. Значение наклонной дальности отсчитывается по прибору, показывающему дальность (ППД).

studfiles.net

Радиотехнические системы ближней навигации и посадки

12

ТЕМА 11 Радиотехническая система ближней навигации

Занятие № 3 Режимы работы РСБН — 6С в составе навигационного комплекса

Введение.

Навигационный комплекс (КН) определяется как совокупность функционально связанных радиотехнических и не радиотехнических устройств и систем, предназначенных для получения, совместной обработки и индикации информации о параметрах режимов и этапов полета летательного аппарата (ЛА) и для выработки сигналов управления самолетом и двигателем и элементами комплекса в целях обеспечения максимальной эффективности решения боевой задачи.

Комплексирование дает возможность выполнять полуавтоматически или автоматически задачи, решение которых отдельно взятыми устройствами не обеспечивается.

Радиотехнические устройства в составе комплекса играют особую роль. Они обеспечивают получение наибольшего объема информации, измерение параметров с наибольшей точностью, обработку информации в реальном масштабе времени, адаптацию датчиков информации к изменяющимся внешним условиям. Основным недостатком радиотехнических устройств является их подверженность радиопомехам. Комплексирование с нерадиотехническими датчиками ослабляет отрицательное влияние этого фактора на эффективность комплекса.

Навигационным комплексам присуща высокая точность определения параметров режимов полета. Основными методами повышения точности при комплексировании являются взаимный контроль (уточнение) показаний датчиков, работающих с использованием различных физических принципов, уменьшение величины погрешности измерения путем специальной фильтрации сигналов на выходе отдельных датчиков, отличающихся спектральными характеристиками погрешностей, полноценная обработка избыточной информации о функционально связанных параметрах. К положительным качествам навигационных комплексов следует отнести и высокую надежность, под которой подразумевается способность комплекса выполнять поставленные задачи в определенных условиях эксплуатации. Способами повышения надежности при комплексировании является использование избыточности, сигнальной и структурной. Высокая помехозащищенность в навигационных комплексах достигается использованием устройств, работающих в широком диапазоне частот; сужением полосы пропускания отдельных радиотехнических устройств в результате использования априорной информации об измеряемом параметре, поступающей от не радиотехнических датчиков, использованием автономных неизлучающих измерителей (инерциальных систем и т.д.). И наконец, высокая живучесть, т.е. свойство комплекса сохранять работоспособность при боевых повреждениях путем использования

избыточности на основе совершенного математического обеспечения и высоконадежных вычислительных систем.

1. Принцип построения навигационного комплекса, К’Н-23. 1.1. Назначение и состав КН — 23

Комплекс навигационный КН-23 ( КН-23-1 ) предназначен для установки на самолетах фронтовой авиации (ФБА, ИБА) и служат для определения и выдачи потребителям

(системе автоматического управления — САУ и комплексной системе — КПС) навигационных и пилотажных параметров, необходимых для выполнения боевой задачи.

КН — 23 обеспечивает решение следующих задач:

а) автоматическое счисление текущего местоположения самолета по данным бортовых автономных средств,

б) автоматическую коррекцию счисленных координат от системы РСБН-6С,

в) выполнение маршрутного полета, выход в район заданной цели, возврат в район аэродрома посадки, выполнение предпосадочного маневра и захода на посадку,

г) определение и выдачу потребителям и на индикаторные приборы основных навигационных и пилотажных параметров :

Ψ_и — истинного курса,

Ψ_гмк — гиромагнитного курса,

Ψ_зк — заданного курса,

КУР — курсового угла радиостанции,

W — путевой скорости,

β — угла сноса,

γ — угла крена,

— угла тангажа,

ε_r, ε_к — сигналов отклонения от равносигнальных зон посадочного радиомаяка,

ΔН — отклонения от заданной высоты на траектории снижения и

предпосадочного маневра,

разовых команд :

исправность ДИСС «

исправность ИКВ «

_град.

отказ ИКВ «

исправность ИКВ «

согласование МК «

возврат радийный «

исправность РСБН «

громкость позывных посадка «

сброс программы «

готовность курса «

готовность глиссады

_град. в САУ

импульс бланкирования ( в СО для КН-23).

Состав КН-23:

ИКВ — система инерциальной курсовертикали

ДИСС — 7 — допплеровский измеритель скорости и угла сноса

В-144 — автономный вычислитель

РСБН — 6С — комплект бортового оборудования радиотехнической системы

ближней навигации

ДВ — 30 — датчик высоты

РА — рама амортизационная,

комплект КН — 23 -1 по связям задействован на систему воздушных сигналов СВС — II — 72 — 3.

Краткая характеристика систем ДИСС-7 с В-144, ИКВ, ДВС-10, ДВ-50 и ЗДВ

Допплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса самолета ДИСС-7 обеспечивает измерение трех некомпланарных составляющих путевой скорости и выдачу их в вычислитель (В-144) в котором производится

вычисление путевой скорости W и угла сноса — β

Вычислитель В-144 выдает в систему РСБН-6С напряжения пропорциональные проекциям путевой скорости W на продольную и поперечную оси самолета (рис. 1):

W_xc=W cos β;

W_zc=W sin β

Инерциальная курсовертикаль ИКВ обеспечивает измерение составляющих абсолютной скорости самолета (рис. 2), а также измерение углов крена, тангажа и ортодромического курса и выдачу их в аппаратуру РСБН-6С и

САУ.

Принцип действия системы ИКВ заключается в измерении составляющих

абсолютного ускорения с помощью двух акселерометров, установленных на гиростабилизированной платформе, и интегральной коррекции крепового и тангажного гироскопов с целью определения и выдачи углов отклонения от плоскости горизонта, а также для определения и выдачи ортодромического курса при коррекции курсового гироскопа посредством сигнала, несущего информацию о постоянной составляющей собственного дрейфа гироплатформы и вертикальной составляющей угловой скорости вращения Земли.

Платформа представляет собой трехосный гиростабилизатор, выполненный на трех двухстепенных гироскопах.

При начальной выставке платформы в горизонте и азимуте ось X платформы ориентируется на север. На рис. 3 показаны составляющие абсолютной скорости самолета в ортодромической системе координат.

Датчиками скорости и высоты могут быть либо системы СВС, либо датчики ДВС-10,ДВ-ЗОиЗДВ.

Датчик воздушной скорости ДВС-10 предназначен для измерения истинной воздушной скорости.

Принцип работы датчика ДВС-10 основан на измерении динамического напора, статического давления и температуры воздушного потока, воспринимаемых приемником воздушного давления ПВД и приемником температуры П-5, и преобразовании этих величин в напряжение, пропорциональное истинной воздушной скорости. Диапазон измеряемых скоростей 500… 2500 км/ч.

Датчик высоты ДВ-30 предназначен для определения барометрической высоты полета самолета и выдачи электрического сигнала, пропорционального высоте полета. Принцип действия датчика состоит в измерении статического давления воздуха, окружающего самолет, барометрическим методом.

Барометрический метод измерения высоты основан на использовании закона падения давления воздуха с увеличением высоты. Датчик измеряет высоту в диапазоне от 0 до 30 км.

Задатчик барометрического давления ЗДВ предназначен для ввода в датчик высоты поправок на изменение давления на уровне земли. Диапазон вводимых поправок на изменение давления составляет 85… 105 КПа.

1.2. Принцип работы, функциональное построение и связи.

Принцип работы КН — 23 основан на счислении измерителем РСБН — 6С ортодромических координат X, У местоположения ЛА по составляющим

V_η V_ζ абсолютной линейной скорости Л А и ортодромическому курсу Ψ_о выдаваемых ИКВ. Для повышения точности счисления ортодромических координат в КН — 23 осуществляется коррекция скорости, выдаваемой ИКВ по данным составляющих W_хс и ^ж путевой скорости, вычисленных В — 144 по допплеровским частотам Р1, Р2, и РЗ и поправке и хоп измерителя ДИСС — 7 (Рис.4). В КН — 23 при отказе ИКВ ( по выдаче абсолютной линейной скорости, т.е. при переходе ее в режим радиальной коррекции) и одновременно при отказе ДИСС — 7 счисление координат производится по воздушной

скорости Уист. датчика ДВС — 10. По значениям счисленных ортодромических

координат Х,У и -^ ° , углу сходимости изделием РСБН -6С определяются и выдаются основные навигационные параметры:

* зк , дальность Дц до «цели»(ППМ, аэродрома, радиомаяка),

, КУР :

У ч-У

=У

(Хц-Х)

ист

А

При полете в зоне действия запрограммированного радиомаяка для уменьшения накопленных погрешностей по счисленным в автономном режиме координатам осуществляется коррекция по сигналам радиомаяка. При наличии радиокоррекции в РСБН — 6С определяется азимут А и курсовой угол радиостанции КУР по формулам:

цур = л-

+ 180

где

тек

ист

при маршрутном полете и в зоне захвата радиомаяка.

В режиме возврата по сигналам наземных радиомаяков и текущей высоте

полета

Н тек в РСБН — 6С формируется траектория полета в горизонтальной и вертикальной плоскостях;

в САУ выдаются сигналы т^ зк , КУ Р , азимут самолета, отклонение от заданной высоты, на ППД — 2 — дальность до радиомаяка РСБН и по сигналам посадочных радиомаяков формируются сигналы отклонения от равносигнальных зон курса и глиссады и сигналы готовности курсового и глиссадного маяков.

1.3. Режимы работы.

В зависимости от используемого датчика скорости (ДИСС — 7, ИКВ или ДВС 10 ) для счисления координат НК -23 имеет следующие режимы работы:

счмслсммя

Оптимальный выбор режимов работы навигационного комплекса

(по точности счисления координат) производится автоматически в блоке

БСАД-М РСБН-6С.

2. Принцип работы РСБН в режиме » Навигация «

2.1. Режимы работы

Аппаратура РСБН-6С работает в двух основных режимах -навигации и посадки. Режим посадки включается при наличии сигнала «Посадка».

Режим навигации делится на два режима — режим маршрутного полета и режим возврата.

Из режима маршрутного полета в режим возврата аппаратура переходит по сигналу » Возврат рад.» который формируется в блоке ЩПК при наличии трех сигналов: «Возврат» из блока ЩУ, «Разр. корр» и «Д <250 км» (27 В) из моноблока БИО.

В двухкабинном варианте аппаратура РСВН-6С может дополнительно работать в режимах имитации отказов в кабине учлета и управления аппаратурой из кабины инструктора в режиме «сброс — возврат».

Рассмотрим работу аппаратуры РСБН-6С в режимах маршрутного полета, возврата и посадки.

2.1.1. Режим маршрутного полета

Из блока БВН (БВН-01) в блок БВП поступают счисленные текущие координаты самолета Хт, Ут и запрограммированные координаты цели (ППМ или аэродрома) Хц, Уц, соответствующие нажатым кнопкам на блоке ЩУ. В блоке БВП по этим координатам определяются заданный курс на цель У зад и дальность до цели К! (рис. 2) по формулам:

Для комплектации с блоком БВН

Узад =

Уц — Ут

-—-г Хц — Хт

со$

Хт

—

КД

(Уц — Ут) СО8

Хт Кт

(Хц-Хт)

РИС.5. СХЕМА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ЗАДАННОГО КУРСА И ДАЛЬНОСТИ ДО ЦЕЛИ В РЕЖИМЕ

МАРШРУТНОГО ПОЛЕТА

Для комплектации с блоком БВН — 01

Узад «

Уц-Ут Хц-Хт

V

(Уц — Ут) + (Хц — Хт)

При полете в зоне действия запрограммированного радиомаяка, кнопка с номером которого нажата на блоке ЩУ, в блок БВН (БВН-0]) из моноблока БИО подается сигнал «Разр. корр. выч.». При этом в блоке БВН (БВН-01) производится коррекция текущих координат Хт и Ут по координатам Хр и Ур из моноблока БИО.

Из блока БВП заданный курс Узад выдается в САУ для индикации на приборе НПП и формирования управляющих сигналов, а напряжение, пропорциональное оставшейся дальности до точки цели (К1), поступает в моноблок БИО на схему сравнения с напряжением движка потенциометра обратной связи прибора ППД-2 («Движок потенц.»). Выходное напряжение схемы сравнения поступает на вход усилителя отработки дальности, находящегося в моноблоке БИО. Для повышения точности индикации дальности на приборе ППД-2 обеспечиваются два масштаба напряжения питания потенциометра обратной связи прибора ППД-2: в диапазоне

495 — 3000 км один масштаб, в диапазоне 0 — 495 км — другой масштаб.

Для отработки дальности напряжение, пропорциональное К!, сравнивается в блоке усилителей БУ (БУ-01) с напряжением движка потенциометра обратной связи прибора ППД-2 в кабине. Следящая система «Блок БУ (БУ-01) — прибор ППД-2» отрабатывает на счетчике прибора ППД-2 дальность К1.

Переключение масштабов осуществляется в моноблоке БИО по сигналам «КОП» (контроль опрокидывания пеленга, 27 В) и «ЛУР» (линейное упреждение разворота, 27 В) из прибора ППД-2. Сигнал «КОП» выдается при дальности на приборе ППД-2 от 0 до 5 км и от 495 до 500 км, сигнал «ЛУР» выдается при дальности на приборе ППД-2 от 0 до 40 км.

Переключение масштабов в блоке БУ (БУ-0!) осуществляется по сигналам «КОП», «ЛУР» из прибора ППД-2 .

При увеличении дальности свыше 495 км по сигналу «КОП» из моноблока БИО выдается сигнал «х№» (27 В) и на приборе ППД-2 выпадает бленкер «х! О». При этом напряжение питания потенциометра обратной связи прибора ППД-2 увеличивается в 10 раз и показания на приборе ППД-2 изменяются с «495» на «49,5х!0». При уменьшении дальности до «40×10» км выдается сигнал «ЛУР», обеспечивающий обратное переключение масштабов и снятие бленкера «х!0». При этом показание прибора ППД-2 изменяется с «40×10» на «400» км.

В аппаратуре РСБН-6С выпадание бленкера «хЮ» на приборе ППД-2 в кабине происходит по сигналу «хЮ» из блока БУ (БУ-01).

При наличии радиокоррекции на приборе НПП индицируются курсовой угол радиомаяка и азимут самолета.

2.1.2. Режим возврата

В этот режим аппаратура переходит по сигналу «Возврат рад.», который формируется в блоке ЩПК при наличии трех сигналов: «Возврат» из блока ЩУ, «Разр.корр.»

и «Д<250 км» из моноблока БИО.

Из блока ЩПК сигнал «Возврат рад.» поступает в блок БВП для переключения режима работы, в моноблок БИО для отработки на приборе ППД-2 дальности до радиомаяка, измеренной моноблоком БИО, и в САУ.

В режиме возврата в блоке БВП формируется траектория полета в горизонтальной и вертикальной плоскостях. В блок БВП поступают текущее значение высоты полета Нтек от датчика высоты и прямоугольные координаты самолета Хр и Ур из моноблока БИО. По координатам Хр и Ур и текущей высоте Нтек в блоке БВП формируются заданный курс У зад и отклонение текущей высоты от расчетной ^Х Н, которые выдаются в САУ: Узад индицируются на приборе НПП, а ^ Н — на приборе КПП.

На приборе ППД-2 отрабатывается дальность до радиомаяка, измеренная в моноблоке БИО, причем для повышения точности отсчета используется

11

Заключение.

Использование в составе КН — 23 бортового оборудования системы РСБН-6С обеспечивает эффективное функционирование комплекса при решении задач автоматического счисления текущего местоположения самолета по данным бортовых автономных средств, автоматическую коррекцию счисленных координат, а также выполнение маршрутного полета, выход в район заданной цели, возврат в район аэродрома посадки, выполнение предпосадочного маневра и захода на посадку с выдачей потребителям и на индикаторные приборы основных навигационных и пилотажных параметров. Процесс роста потенциальной эффективности Л А сопровождается необходимостью повышать тактике — технические требования к бортовому радиоэлектронному оборудованию входящего в состав навигационных комплексов.

Неизменной остается тенденция к созданию малогабаритной, с меньшими массами, с более стабильными характеристиками аппаратуры при воздействии интенсивных дестабилизирующих факторов.

Основные направления в развитии радионавигационных устройств и систем входящих в состав навигационных комплексов состоят в повышении точности определения навигационных параметров и увеличении дальности действия, уменьшения времени определения текущего местоположения ЛА , снабжения их цифровыми выходами, комплексирования на основе БЦВМ, создание единого языка для обмена информации между системами.

12

Список литературы:

1. Ветроградов В.И. Радиоэлектронное оборудование летательных аппаратов.

Ч. I, П. Воениздат, 1979.

2. Василенко Н.Т. Авиационное радиоэлектронное оборудование. М. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1994.

3. Комплекс навигационный (КН -23, КН — 23 -1) Техническое описание 6Д1.790.045.ТО.

Я

я

13

Содержание:

Введение.

1.Принцип построения навигационного комплекса КН-23.

2. Принцип работы РСБН в режиме » Навигация «.

3. Принцип работы РСБН в режиме посадки. Заключение.

Список литературы Приложения.

Стр.1

Стр.,2 Стр.7 Стр.10 Стр.11

Стр.12

я я

и я

\ РИС. ). СОСТАВЛЯЮЩИЕ ПУТЕВОЙ СКОРОСТИ ДИСС В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ

плоскости

РИС.2. СОСТАВЛЯЮЩИЕ АБСОЛЮТНОЙ СКОРОСТИ САМОЛЕТА

ж ж я я

ж я я я я я я я я я

^\

№дсМ8%?

РИС. 3. СОСТАВЛЯЮЩИЕ ПУТЕВОЙ СКОРОСТИ В ОР1ОДРОМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЕ КООРДИНАТ

г

КН-23

ДВС-10

Уист

Нист

ихоп

В-144

Сигнал за 1рм:а — ответа

КУР

ист зк

АФС

ГМК

Рис.4.

studfiles.net

Радиотехническая система ближней навигации — ВиКи

Радиотехническая система ближней навигации (РСБН) — советская/российская система навигационного обеспечения полётов авиации. Радиомаяки РСБН обеспечивают автоматическое и непрерывное измерение и индикацию азимута и дальности летательного аппарата относительно наземного радиомаяка.

В настоящее время в России применяется в основном лишь в военной авиации, а в гражданской авиации используется система VOR/DME.

Канал измерения азимута

Радиомаяк излучает постоянный направленный сигнал от вращающейся антенны. Вращающаяся антенна имеет узкую двухлучевую диаграмму направленности, два луча которой плотно, прилегают» друг к другу. Направление азимута фиксируется по «провалу» между этими лучами, который имеет гораздо меньшую ширину в сравнении с самими лучами. Тем самым достигается высокая точность азимутального канала. Азимутальная антенна наземной станции РСБН вращается со скоростью 100 об/мин, и поэтому закрыта защитным колпаком. Ненаправленная антенна азимута излучает две серии импульсных сигналов: сигнал «35» и сигнал «36». Цифры обозначают количество импульсов, излучаемых за один оборот антенны. Импульсы излучаются таким образом, что когда направление антенны совпадает с направлением на север, в этот момент импульсы «35» и «36» совпадают. Кроме того, при этом излучается дополнительный сигнал («северное совпадение») . Таким образом, зная постоянную скорость вращения направленной антенны и время между направленным и всенаправленным сигналами, можно вычислить текущий азимут воздушного судна относительно наземного радиомаяка РСБН.

Канал измерения дальности

Бортовое оборудование воздушного судна посылает запрос, от наземного оборудования получает ответ, по величине задержки ответа относительно запроса определяется дальность. Бортовая аппаратура РСБН построена таким образом, что запросный сигнал дальности может быть послан только в момент облучения ЛА сигналом азимутальной антенны и привязывается к последовательности опорных импульсов «36». Это позволяет определить точку местоположения не только на борту ЛА, но и на земле.

Из-за наличия быстровращающейся крупногабаритной антенны внутри колпака, наземная станция РСБН имеет жаргонное название «стиральная машина».

xn--b1aeclack5b4j.xn--j1aef.xn--p1ai