Автономные доплеровские устройства и системы навигации летательных аппаратов доплеровский измеритель вектора скорости и угла сноса (дисс) лекция ирэ кафедра. приемный канал II. Обзор и анализ аналогичных систем
Назначение и классификация ДИСС.
ЛИТЕРАТУРА
Упражнения
Найти общее решение и решение задачи Коши уравнений в частных производных
2. , 
.
3. 
, .
4. 
, .
8. 
, 
.
9. 
, .
10. , 
.
1. Перечислите предположения, которые были сделаны при выводе уравнения колебания струны.
2. Перечислите силы, действующие на небольшой участок струны.
3. Выведите уравнение колебаний струны.
4. Напишите уравнения продольных и крутильных колебаний стержня.
5. Перечислите физические процессы, которые называют волновыми.
6. Что необходимо определить для однозначной характеристики волнового процесса?
7. Перечислите три вида граничных условий.
8. Что называется задачей Коши?
9. Что называется краевой задачей?
10. Что называется смешанной задачей?
11. Выведите формулу Даламбера решения задачи Коши для волнового уравнения.
12. Дайте физическую интерпретацию формулы Даламбера.
13. Как изменится решения волнового уравнения в случае полуограниченной струны. Дайте физическую интерпретацию
14. В чем заключается метод разделения переменных?
15. Сформулируйте задачу Штурма-Лиувилля.
16. Что называется собственной функцией задачи?
17. Что такое собственное значение задачи?
18. При каких значения параметра l задача Штурма-Лиувилля имеет нетривиальные решения.
19. Запишите решение задачи Штурма-Лиувилля.
20. В силу каких предположений сумма частных решений есть также решение?
21. Что позволяют определить начальные условия.
22. Приведите физическую интерпретацию полученного решения.
23. Что называется стоячей волной?
24. В чем заключается метод решения неоднородного волнового уравнения?
25. Как называются одномерные, двумерные и трехмерные волны?
26. Что называется средним арифметическим функции?
27. Получите формулу Пуассона для решения сферического волнового уравнения.
28. В чем заключается принцип Гюйгенса.
1. Вертоградов В.И. «РЭО ЛА». Часть1.М.: Воениздат, 1979, инв.68.
2. Конспект лекций и групповых занятий.
Составил майор __________________________ М.Ковалев.
1. Назначение и классификация ДИСС………………………….5
2. Принцип действия ДИСС………………………………………7
Определение путевой скорости и истинного путевого угла всегда вызывало наибольшие трудности при управлении движением ЛА. Эти два основных элемента полёта необходимы при счислении пути и для автономного определения действительного местоположения ЛА.
Задача определения путевой скорости и угла сноса может быть решена методом построения векторного треугольника. Для этого необходимо иметь данные о воздушной скорости ЛА V и о скорости ветра U, которые являются составляющими вектора скорости W. Данные о воздушной скорости можно получить при помощи системы воздушных сигналов (СВС), имеющейся на ЛА. Непрерывное же получение достаточно точных данных о скорости ветра в условиях полёта является трудноосуществимой задачей. Поэтому реализовать метод определения путевой скорости и угла сноса путем решения векторного треугольника очень сложно.
Решать поставленную задачу наиболее целесообразно методом непосредственных измерений при помощи радионавигационных устройств, работа которых основана на использовании эффекта Доплера – доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса (ДИСС).
ДИСС на ЛА может быть выполнен в виде самостоятельного радионавигационного устройства. В этом случае данные, получаемые от ДИСС, могут использоваться для решения различных задач, связанных с боевым применением ЛА (напр. задач бомбометания, пуска ракет и др.).
Однако чаще всего ДИСС используется в качестве автономной навигационной системы (АНС), упрощенная структурная схема которой приведена на слайде №2. В состав АНС также входят навигационный вычислитель (НВ), курсовая система (как источник информации об истинном курсе ЛА), датчик воздушной скорости (ДВС), РСБН.
На основе данных получаемых от ДИСС, РСБН, КС и ДВС навигационный вычислитель решает следующие задачи:
· определяет курс следования на выбранный пункт маршрута;
· определяет текущие координаты самолета;
· вычисляет оставшееся расстояние и время полета до выбранного пункта маршрута;
· определяет курсовую поправку для вывода ЛА на линию заданного пути.
Выходным устройством АНС является индикатор. Кроме того, данные от вычислителя подаются на автопилот (АП) для автоматического управления ЛА.
ДИСС можно использовать не только для обеспечения полета самолета по маршруту, но и режимов висения и посадки вертолетов. При решении этих задач ДИСС измеряет три составляющие полной скорости ЛА (скорости относительно земной поверхности), в том числе и вертикальную составляющую (слайд №1).
Поскольку доплеровские измерители являются автоматическими устройствами, т.е. работают без связи с наземными устройствами, их дальность действия оказывается неограниченной. В этом заключается важнейшее преимущество ДИСС.
ДИСС могут устанавливаться на ЛА различного назначения, летающие как с очень малой путевой скоростью, так и с очень большой. Принципиальных ограничений по скорости для ДИСС не существует.
ДИСС классифицируют по количеству лучей, формируемых антенной системой, и по характеру излучаемого сигнала.
По количеству лучей : одно-, двух-, трех- и четырех лучевые ДИСС (слайд №3).
По характеру излучаемого сигнала все ДИСС делятся на 2 группы:
1. измерители с импульсным излучением (достоинства: относительная простота и независимость результатов измерений от стабильности частоты передатчика; недостатки: дополнительная погрешность при полете над пересеченной местностью, невозможно измерить вертикальную составляющую полной скорости, которая необходима в вертолетах и космических кораблях).
2. измерители с непрерывным излучением (преимущество: более высокая чувствительность, чем у импульсных ДИСС; недостаток: трудности при обеспечении развертки приемника и передатчика, что приводит к необходимости использования двух антенн.
ДИСС с непрерывным излучением либо немодулированные, либо частотномодулированные колебания.
Для измерения навигационных параметров в ДИСС используется эффект Доплера. Этот эффект проявляется в изменении частоты принимаемых, отраженных от земной поверхности колебаний, относительно частоты излучаемых колебаний ДИСС, размещенной на самолете. Разница этих частот называется доплеровской частотой или доплеровским сдвигом частоты
F Д =f ПР -f ИЗЛ =2V P /l. (1)
где f ПР и f ИЗЛ частоты излучаемых и принимаемых сигналов;
l=l ИЗЛ – длина волны;
V P -радиальная скорость, т.е. скорость ЛА в направлении излучения.
Для пояснения принципа действия доплеровского измерителя путевой скорости и угла сноса (ДИСС) рассмотрим простейший ДИСС. Функциональная схема однолучевого измерителя, работающий в режиме непрерывного излучения, изображена на слайде № .
Передатчик измерителя генерирует синусоидальные сигналы высокой частоты ¦ 0 , которые через направленный разделитель поступают в антенну и излучаются ею по направлению к земле. Отраженные от шероховатостей земной поверхности радиоволны, имеющие доплеровский сдвиг по частоте, воспринимаются антенной и через направленный разделитель поступают на смеситель приёмника. На смеситель приемника кроме отражённых радиосигналов ¦ 0 +F Д поступают также просочившиеся через разделитель ослабленные прямые радиосигналы передатчика частоты ¦ 0 . В результате взаимодействия этих сигналов на выходе смесителя образуется напряжение разностной, т. е. доплеровской, частоты F Д. Это напряжение усиливается и подается на измерительную схему (частотомер) , которая выдает постоянное напряжение U д, пропорциональное по величине доплеровской частоте F Д. Это напряжение подается на индикаторный стрелочный прибор, шкала которого градуирована в единицах скорости V п.
Покажем, как с помощью однолучевого доплеровского измерителя можно определить путевую скорость и угол сноса ЛА.
Предположим, что ЛА совершает горизонтальный полет (V ПZ =0) с воздушной скоростью V, путевой скоростью V П (напомним, что при V ПZ =0 вектор путевой скорости горизонтальной плоскости V ПГ равен вектору полной скорости V П) и имеет угол сноса a (слайд №). Пусть в начальном положении луч антенны развернут относительно вектора воздушной скорости так, что проекция оси луча на горизонтальную плоскость составляет с вектором V угол b и, кроме того, луч наклонен по направлению к земной поверхности на угол g. Угол наклона луча g отсчитывается от горизонтали в вертикальной плоскости Р , проходящей через ось луча. Тогда составляющую вектора путевой скорости в направлении излучения (т.е. радиальную составляющую) V r найдем следующим образом:
Следовательно, в соответствии с формулой для доплеровского сдвига частоты (1) запишем
Измерительная схема (частотомер) выдает напряжение U Д, пропорциональное F Д:
Где k - коэффициент пропорциональности.
Поворачивая антенну в горизонтальной плоскости и наблюдая за показаниями индикаторного прибора, можно найти такое положение антенны, при котором напряжение U Д, а следовательно, и доплеровский сдвиг частоты становится максимальным. Это будет наблюдаться при b=a. Тогда для F Д MAX получим
Зная угол g, по значению F Д MAX можно определить путевую скорость V П, а по углу разворота антенны b относительно продольной оси аппарата, при котором доплеровская частота достигает максимума, можно судить о величине угла сноса a.
Однолучевые доплеровские измерители при колебаниях самолета имеют сравнительно большие ошибки в результатах измерения угла сноса и путевой скорости.
Для повышения точности измерений путевой скорости и угла сноса самолета применяются многолучевые ДИСС. Так, в получившем широкое распространение ДИСС-7 используется 4 луча, проекции которых на горизонтальную плоскость показаны на рисунке, приведенном на слайде №5.
С учетом того, что в ДИСС-7 углы, характеризующие положение лучей неизменны и известны, получаем, что составляющие путевой скорости ЛА могут быть рассчитаны по выражениям, приведенным на слайде №6.
Рассчитав составляющие полной скорости, можно определить путевую скорость и угол сноса
Эти формулы представляют собой основные рабочие алгоритмы, на основе которых в бортовой ЭВМ или в навигационном вычислителе определяются значения путевой скорости и угла сноса. Однако эти значения дают приближенные значения, т.к. необходимо учитывать:
Влияние отклонения реальных углов визирования антенных лучей от номинальных значений;
Отклонение реальной частоты излучения от номиналов;
Смещение доплеровских частот, обусловленное характером отражающей поверхности.
Значение отклонений углов визирования лучей и частоты излучения от номиналов указывается в сводном паспорте на вычислитель.
Главным источником погрешности в ДИСС является смещение доплеровской частоты, обусловленное характером отражающей поверхности (ХОП) . Причиной ошибок смещения частоты Доплера является зависимость удельной эффективной отражающей площади от угла падения луча визирования на отражающей поверхность (см. Слайд №7).
Происходит деформация доплеровского спектра и смещение его максимума в сторону низких частот в результате изменения коэффициента отражения в пределах ширины антенного луча, т.к. низкие частоты соответствуют точкам, облучаемым под большим углом падения, чем точки, соответствующие высоким частотам.
На слайде №8 показан характер изменения коэффициента отражения в зависимости от углов падения лучей для различного ХОП.
Наиболее сильно коэффициент отражения меняется в зависимости от угла падения для морских поверхностей.
В результате смещения максимума мощности в спектре отраженного сигнала смещается и средняя доплеровская частота. Величина смещения средней доплеровской частоты за счет изменения ХОП различна и может достигать 0,03Fд, что приводит к возникновению значительной погрешности в измерении путевой скорости ЛА, если не принять никаких мер.
Величину смещения средней доплеровской частоты Δ хоп, можно определить по значению Δσ=σ(γ 2) – σ(γ 1) (см. слайд №8). На основании этой зависимости в ДИСС осуществляется вычисление калибровочной поправки Δ хоп на ХОП.
В ДИСС-7 по соотношению мощностей принятых четвертого и первого луча ДИСС вычисляется Δ хоп и в виде напряжения U хоп =kΔ хоп подается в бортовую ЭВМ или в навигационный вычислитель. Где k – постоянный масштабный коэффициент. В ДИСС-7 величина U хоп изменяется в пределах от 0 до 8,8 В.
2.1.1. Принцип действия однолучевой ДИСС
Доплеровский измеритель скорости и угла сноса (ДИСС) летательных аппаратов является автономным доплеровским устройством навигации и управления, призванным обеспечить прибытие пилотируемого или беспилотного объекта носителя ДИСС к пункту с известными координатами.
В данном пособии изложены принцип действия и структура работы доплеровского измерителя скорости и угла сноса на базе типовой радиосистемы ДИСС-7.
Задача навигации обычно решается в горизонтальной плоскости. Поэтому основной интерес представляет горизонтальная проекция скорости самолета, носящая название путевой скорости .
Путевая скорость складывается из двух составляющих:
воздушной скорости , т.е. скорости движения ЛА относительно воздушной среды, и скорости ветра , т.е. скорости движения воздушной среды относительно земли. Направление вектора воздушной скорости практически совпадает с направлением оси ЛА. Векторы образуют так называемый навигационный треугольник (рис. 2.1).
Угол β между направлениями векторов называется углом упреждения или углом сноса.
Наиболее надежным и точным средством измерения β и W является бортовой радиолокатор, работа которого основана на использовании эффекта Доплера при отражении излученных бортовым передатчиком радиоволн от земной поверхности. Простейшей схемой измерения при этом является однолучевой доплеровский радиолокатор с наклонным облучением земной поверхности под некоторым углом В (см. рис.2.2).
Положим, что самолет летит строго горизонтально, а ДНА может поворачиваться в горизонтальной плоскости в пределах угла ± ψ .
Так как ДНА имеет конечный раствор, то на поверхности земли облучается площадка значительных размеров, содержащая множество взаимно независимых элементарных отражателей. Поэтому отраженный сигнал по своим свойствам близок к "белому шуму". Он имеет сплошной спектр, огибающая которого соответствует форме ДНА. Значение средней частоты доплеровского спектра для некоторого угла ψ при β =0 определяется величиной проекции вектора путевой скорости на ось ДНА
где - вектор путевой скорости; λ 0 - длина волны передатчика; B - угол визирования; ψ - угол между горизонтальной проекцией направления излучения и продольной осью самолета.
Значение углов B и ψ ясны из рис. 2.2. Из формулы (2.1) видно, что при B = 90° . Следовательно, облучение земной поверхности всегда должно быть наклонным. Обычно В = 60°...70°.
Если направление полета не совпадает с осью самолета, т.е. существует угол сноса "β ", то выражение (2.1) будет иметь вид
Рис. 2.1. Навигационный треугольник
|
|
Рис. 2.2. Однолучевой доплеровский измеритель W и β
Однолучевой измеритель работает следующим образом. ДНА поворачивается в горизонтальной плоскости до получения максимального значения , что соответствует β+Ψ =0. При этом положении антенны по значению можно определить и, измеряя угол между фокусной осью антенны и продольной осью самолета, можно определить угол сноса β . Однако, такая система обладает рядом существенных недостатков. Главные из них следующие.
Как видно из рис. 2.3, наиболее резкая зависимость от угла (β+Ψ ) наблюдается при значениях β+Ψ близких к 90°. В области β+Ψ =0 почти не изменяется. Поэтому однолучевые измерители не дают необходимой точности.
Рис. 2.3. Полярная диаграмма зависимости F д от (β+ψ)
При изменении угла (β+Ψ ) в обе стороны от нулевого значения изменения доплеровской частоты имеют одинаковые значения. Это обстоятельство делает невозможным построение схемы автоматического измерения скорости и угла сноса.
В однолучевом доплеровском измерителе предъявляются жесткие требования к стабильности частоты передатчика f прд зa время запаздывания отраженного сигнала t з (кратковременная стабильность):
, (2.3)
где (df прд /dt) max / f прд - относительная скорость ухода частоты передатчика; Δ w = ΔW/W - относительная погрешность определения скорости; t з –время распространения радиоволн до земной поверхности и обратно.
В однолучевых (двухлучевых) системах сильно зависит от углов крена и тангажа. Так, уже при угле тангажа =1° и угле В =70° относительная ошибка измерения Δ W будет достигать 5%.
В силу перечисленных недостатков однолучевых систем последние не нашли применения.
2.1.2. Принцип действия многолучевой ДИСС
Так как вектор скорости летательного аппарата определяется в общем случае проекциями на три некомпланарных (т.е. лежащих не в одной плоскости) направления, то для определения всех трех составляющих необходимо излучать и принимать сигналы минимум по трем лучам антенны. Наибольшее применение нашли трех-четырехлучевые системы с , – расположением лучей (см. рис. 2.4). Эти системы свободны от основных недостатков однолучевых систем.
Рассмотрим подробнее принцип действия трехлучевой системы. Значение доплеровского сдвига частоты определяется равенством (см. рис. 2.4)
, (2.4)
где W S - проекция полной скорости летательного аппарата на направление излучения; λ 0 – длина волны излучаемого передатчиком сигнала. Задача измерения полной скорости сводится к вычислению трех ее составляющих W x , W y , W z , полученных по трем лучам антенной системы РЛС 1, 2, 3 (см. рис. 2.4).
В системе координат x , y , z направление излучения S определяется углами γ 0 и δ 0 (рис. 2.4), где γ 0 –угол между направлением продольной оси самолета 0x и направлением излучения S , δ 0 – угол между обратным направлением вертикальной оси самолета 0y и проекцией S yz направления излучения S на плоскость y0z . Вектор полной скорости можно разложить в самолетной системе координат на три составляющие: W x , W y , W z . Проектируя эти составляющие полной скорости на направление излучения S и суммируя их, получаем
Подставляя (2.5) в (2.4), получим
Уравнение (2.6) содержит три независимых неизвестных (W x , W y , W z ) и значение полной скорости может быть полностью определено по трем независимым уравнениям типа (2.6), полученным по трем некомпланарным лучам антенной системы.
МИНИСТЕРСТВО ОБЩЕГО И ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
УФИМСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ
ДОПЛЕРОВСКИЕ ИЗМЕРИТЕЛИ
МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ
К лабораторной работе по разделу
"Доплеровские навигационные системы"
Составитель: Б.К. Метелев
УДК 629.7.052.3 (07)
Доплеровские измерители: Методические указания к лабораторным работам по разделу "Доплеровские навигационные системы" / Уфимск. гос. авиац. техн. ун-т; Сост. Б.К. Метелев. - Уфа, 1997. - 35 с.
Рассматриваются принцип работы, проверка общей работоспособности, настройка и отыскание неисправностей в доплеровском измерителе путевой скорости и угла сноса ДИСС-7.
Предназначены для студентов, проходящих обучение по профилю "Эксплуатация и ремонт радиоэлектронного оборудования летательных аппаратов".
Библиогр,: 3 назв.
Рецензенты: д-р техн. наук, проф. Ф.А. Шаймарданов, полковник В. А. Куклин
Содержание
| Введение | 4 |
|
| 1 | Цель работы | 5 |
| 2 | Теоретическая часть | 5 |
| 2.1 | Общие сведения и классификация доплеровских измерителей путевой скорости и угла сноса | 5 |
| 2.2 | Назначение, ТТД, комплект ДИСС-7 | 7 |
| 2.3 | Принцип работы ДИСС-7 | 10 |
| 2.4 | Работа ДИСС-7 по структурной схеме | 15 |
| 2.5 | Боевое применение ДИСС-7 | 24 |
| 3 | Меры безопасности при выполнении работы | 25 |
| 4 | Лабораторная установка | 25 |
| 5 | Указания по порядку выполнения работы | 26 |
| 6 | Контрольные вопросы для подготовки к выполнению работы | 26 |
| 7 | Практическая часть. Проверка параметров и исследование отдельных каскадов ДИСС-7 | 26 |
| 7.1 | ДИСС-7. Формовка интеграторов блока ПК-5 | 27 |
| 7.2 | Проверка и регулировка выходных параметров блока ПК-4 | 28 |
| 7.3 | Проверка и регулировка выходных параметров блока ПК-7 | 29 |
| 7.4 | Проверка работоспособности измерителя с помощью ПАК-ДИ-7 в ручном режиме | 30 |
| 7.5 | Полная проверка работоспособности ДИСС-7 с помощью ПАК-ДИ-7. Проверка состояния резерва | 31 |
| 7.6 | Проверка параметров токов коммутации лучей антенн | 32 |
| Список литературы | 35 |
Введение
Методические указания к лабораторной работе по разделу "Доплеровские навигационные системы" предназначены для студентов 4 курса специальностей ПЭ, ИИТ, АСУ, ОВИ, ЭВМ, САПР.
Данные указания составлены на материале доплеровского измерителя самолетов последних поколений. Содержат общие методические указания, назначение, принцип действия, состав, описание работы структурной схемы, особенности конструкции и технической эксплуатации доплеровского измерителя ДИСС-7. Имеют достаточное количество иллюстраций.
^
1 Цель работы.
Закрепить знания по теме "Доплеровские навигационные системы".
Привить практические навыки по проверке общей работоспособности, настройке и отысканию характерных неисправностей в доплеровском измерителе путевой скорости и угла сноса ДИСС-7.
Исследовать процессы, протекающие в схеме доплеровского измерителя.
^
2 Теоретическая часть
2.1 Общие сведения и классификация доплеровских измерителей путевой скорости и угла сноса
С развитием авиационной техники увеличиваются требования к точности измерения навигационных параметров полета. Задачу увеличения точности позволили решить системы, работающие на использовании эффекта Доплера, получившие название доплеровских измерителей скорости и угла сноса – ДИСС.
На самолетах второго поколения устанавливались измерители ДИСС-1, ДИСС-ЗС, имеющие сложную антенную четырехлучевую симметричную систему, большой вес, до 78 кг и соответственно большие габариты.
На самолетах третьего поколения устанавливаются измерители ДИСС-7, ДИСС-013, имеющие несимметричную четырехлучевую и трехлучевую антенную систему, малый вес, до 28 кг и малые габариты.
Классификацию доплеровских измерителей можно провести по основным параметрам:
А) по характеру излучаемого сигнала:
1) импульсное излучение;
Достоинства:
Относительная простота;
Независимость результатов измерений от стабильности частоты передатчика;
Одна антенна;
Недостатки:
Увеличение погрешности измеряемых величин при полете над пересеченной местностью;
Невозможность измерения вертикальной составляющей скорости;
2) непрерывное излучение;
Достоинства:
Повышение чувствительности измерителя при одинаковой мощности излучаемого сигнала по сравнению с импульсным методом;
Малая погрешность измеряемых величин при полете над пересеченной местностью;
Возможность измерения вертикальной составляющей скорости.
Недостаток: требуется две антенны;
Б) по виду антенных систем:
1) однолучевые доплеровские измерители;
Достоинство: простота конструкции;
Недостатки:
Низкая точность измерения путевой скорости и угла сноса;
Зависимость измеряемых параметров от стабильности частоты передатчика.
2) многолучевые ДИСС (рисунок 2.1).
Рисунок 2.1
Достоинством односторонних двухлучевых ДИСС является высокая точность.
Недостатки:
Невозможность учета вертикальной составляющей скорости;
Влияние нестабильности частоты передатчика на измерение.
Достоинства двухсторонних двухлучевых ДИСС:
Простота выделения измеренного сигнала;
Отсутствие влияния нестабильности частоты передатчика на измерение;
Учет вертикальной составляющей скорости.
Недостатком является низкая точность измерения угла сноса, так как используется метод минимума.
3) Трехлучевые ДИСС обладают достоинствами двухлучевых и исключают их недостатки.
Недостатком данных измерителей является невозможность учета поправки измерения на характер отражающей поверхности.
Достоинства четырехлучевых симметричных ДИСС:
Высокая точность измерения параметров,
Все достоинства двухлучевых измерителей.
Недостатки:
Сложность антенной системы;
Не учитывается влияние характера отражающей поверхности на точность измерения параметров.
Достоинства четырехлучевых несимметричных ДИСС:
Возможность учесть поправку на характер отражающей поверхности,
Все достоинства трехлучевых ДИСС.
Недостаток: сложность антенной системы
Являясь автономной системой, ДИСС не зависит от дальности действия и высотности других систем Это важное достоинство доплеровского измерителя, который на летательном аппарате является самой точной системой измерения навигационных параметров.
^
2.2 Назначение, ТТД, комплект ДИСС-7
2.2.1 Назначение ДИСС-7
Доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса ДИСС-7 предназначен для непрерывного автоматического вычисления составляющих вектора полной путевой скорости 
, в самолетной системе координат XYZ.
Рисунок 2.2
Это эквивалентно измерению величины путевой скорости 
, угла сноса 
,и угла 
, в вертикальной плоскости между векторами 
и 
, где - вектор путевой скорости, являющийся проекцией вектора полной путевой скорости 
на горизонтальную плоскость (рисунок 2.2).
ДИСС-7 работает в составе пилотажно-навигационного комплекса ПНК и имеет следующие тактико-технические данные.
2.2.2 Тактико-технические данные ДИСС-7
- вид излучения – непрерывный;
Частота излучения высококачественных колебаний в нормальных климатических условиях - 
МГц, где 
МГц; в других климатических условиях - 
МГц;
Мощность передатчика не < 2 Вт;
Диапазон измеряемых доплеровских частот 1,5 ÷ 32 кГц;
Частота коммутации лучей антенны 2,5 ± 0,25 Гц;
Время непрерывной работы 12 часов;
Высотность работы измеряется от 200 до 20000 м, при углах крена 
и тангажа 
не > ± 30 градусов и на высотах от 20000 до 30000 м при и не > ± 5 градусов;
При полете над водной поверхностью ДИСС-7 обеспечивает измерение при волнении не ниже 2 баллов;
Чувствительность приемника не хуже 113 дБ/мВт;
Погрешность измерения средней 
не > 0,9%;
Масса измерителя 29 кг;
Габаритные размеры 666 х 406 х 231 мм;
Питающие напряжения:
~ 115 В, 400 Гц, при потреблении тока до 2 А;
27 В, при потреблении тока до 2,5 А;
Условия эксплуатации:
Температура окружающей среды, от минус 60 до плюс 60° С;
Относительная влажность воздуха при температуре + 35 °С не > 98%;
Давление воздуха, не < 15 мм рт. ст.
2.2.3 Комплект измерителя ДИСС-7
Блочный состав комплекта ДИСС-7 представлен в таблице 2.1.
Таблица 2.1
| Наименования блока | Шифр блока | Масса, кг | Количество, шт |
| Антенный блок | ПК 1 | 8,7 | 1 |
| Передатчик | ПК 2 | 1,67 | 2 |
| Приемник | ПК 3 | 1,9 | 1 |
| Блок питания (низковольтный) | ПК 4 | 1,6 | 1 |
| Электронный блок | ПК 5 | 2,65 | 2 |
| Блок питания (высоковольтный) | ПК 7 | 2,75 | 1 |
| Блок коммутации | ПК 8 | 4,2 | 1 |
1. Антенный блок предназначен для излучения, приема сверхвысокочастотных сигналов и формирования четырехлучевой диаграммы направленности (рисунок 2.3).
Рисунок 2.3 - Проекции лучей на горизонтальную плоскость
Состоит из двух неподвижных антенн (передающей и приемной).
2. Передатчик предназначен для генерирования сверхвысокочастотных непрерывных колебаний. Передатчиков два (основной и резервный).
3. Приемник предназначен для выделения сигналов 
и их усиления.
4. Низковольтный блок питания предназначен для питания блоков измерителя стабилизированными напряжениями +10 В, -10 В, +1,2 В, нестабилизированными напряжениями +18 В и ±2 В.
5. Высоковольтный блок питания предназначен для питания передатчика стабилизированным током 70 мА при напряжении минус 550 В и постоянными напряжениями накала:
6,3 ± 0,35 В - при нагреве передатчика;
4,5 ± 0,35 В - при работе передатчика.
6 Электронный блок предназначен для выдачи:
А) импульсов по четырем каналам с частотами следования, равными средней частоте доплеровского спектра;
Б) напряжения поправки на характер отражающей поверхности;
В) сигнала "Память 5" при отсутствии слежения за частотой доплеровского сигнала;
Г) сигнала "Отказ ХОП" при неисправности вычислителя поправки ХОП. Электронных блоков два, основной и резервный.
7. Блок коммутации предназначен для синхронного переключения каналов обеих антенн, приемника и электронного блока, а также стробирования приемника и электронного блока на время переходных процессов при переключении каналов.
Собственного пульта управления ДИСС-7 не имеет, управление им осуществляется с пульта управления ПНК самолета.
^
2.3 Принцип работы ДИСС-7
Работа измерителя ДИСС-7 основана на использовании эффекта Доплера в режиме непрерывного излучения.
Сущность эффекта Доплера заключается в отличии частоты сигнала f, излучаемого передатчиком измерителя ДИСС-7 летящего самолета, от частоты колебаний f ПР, отраженные от земной поверхности и принимаемых приемным устройством (f ПР =f±F Д).
Значение доплеровского сдвига частоты определяется равенством
 | (2.1) |
где
- проекция полной путевой скорости самолета на направление излучения, 
- длина волны излучаемых передатчиком колебаний.Для измерения вектора полной путевой скорости 
необходимо измерять доплеровские частоты по трем некомпланарным (не лежащим в одной плоскости) лучам, поэтому в ДИСС-7 применена неподвижная относительно самолета антенная система, имеющая четыре луча (рисунок 2.4).
Рисунок 2.4
Лучи 1, 2, 3 предназначены для измерения составляющих вектора полной путевой скорости 
, а луч 4 используется для автоматического формирования калибровочной поправки в зависимости от характера отражающей поверхности. Величина углов наклона лучей в ДИСС-7 выбрана:
Доплеровские сдвиги частот F Д1 , F Д2 , F Д3 , по соответствующим лучам, через проекции вектора на оси самолетной системы координат X, Y, Z 
, определяются следующим образом:
| | (2.2) |
W XS 1 - проекция на направление 1-го луча (рисунок 2.5),
W YS 1 - проекция 
на направление 1-го луча (рисунок 2.6),
W ZS 1 - проекция 
на направление 1-го луча (рисунок 2.7).
Определим значения W XS 1 , W YS 1 , W ZS 1 ,.
Рисунок 2.5
Согласно рисунку 2.5 имеем:
отсюда 
, 
т.о.
Рисунок 2.7
Согласно рисунку 2.7 имеем:
отсюда 
, 
, т.о.
F Д2 и F Д3 отрицательны, так как лучи 2 и 3 направлены назад, поэтому в расчетах удобнее использовать их модули.
Вычитая выражение (2.7) из выражения (2.6), определим составляющую вектора вдоль продольной оси самолета:
Складывая выражения (2.6) и (2.8), вычислим вертикальную составляющую вектора путевой скорости:
 | (2.11) |
Таким образом, задача определения вектора путевой скорости самолета сводится к выделению и измерению средних частот Доплера от трех лучей антенны.
С учетом того, что в ДИСС-7 
и 
, на основании формул (2.9), (2.10), (2.11), получаем:
 | |
 | (2.12) |
 |
Полученные выражения представляют собой основные рабочие алгоритмы, на основании которых в ЭВМ или в специализированном аналоговом вычислителе В-144 определяется вектор полной путевой скорости.
Для определения угла сноса 
необходимо знать W X и W Z , а для определения 
необходимо знать и W Y (рисунок 2.2).
Однако выражение (2.12) является лишь первым приближением для вычисления вектора , так как в них не учтены:
А) Отклонение реальных углов лучей антенны от нормальных;
Б) Смещение доплеровских частот, определяемое характером отражающей поверхности;
В) Отклонение реальной частоты излучения колебаний от номинальной. Наиболее существенным источником погрешностей в ДИСС-7 является смещение средней F Д, определяемое характером отражающей поверхности.
Как известно, в результате изменения коэффициента отражения а в пределах антенного луча происходит деформация доплеровского спектра и смещение его максимума в сторону низких частот, 
зависит от угла падения , причем для разных отражающих поверхностей эта зависимость различна.
На рисунке 2.8 приведен примерный вид зависимости коэффициента отражения от угла падения.
Рисунок 2.8
Как видно, наиболее существенно сказывается зависимость от для морской поверхности.
Величина смещения средней 
за счет изменения характера отражающей поверхности (например, переход от полета над сушей к полету над морем) различна и может достигать величины 0,03F Д, что приводит к значительным погрешностям в измерении , если не принимать специальных мер.
Если взять две точки на кривой 
, соответствующие углам 
и 
, то по значению 
можно найти 
- калибровочную поправку. В ДИСС-7 для получения 
используется луч 4 антенны с 
.
Принимаемые сигналы по 1-му и 4-му лучу дают возможность выделить величину смещения средней F Д в виде напряжения 
, где k 1 - постоянный коэффициент, равный 300 В; таким образом, в зависимости от 
может меняться в пределах 0-8,8 В, это напряжение подается в ЭВМ или В-144 для устранения ошибки.
^
2.4 Работа ДИСС-7 по структурной схеме
Структурная схема измерителя ДИСС-7 приведена на рисунке 2.9 и включает в себя:
Антенный блок ПК-1, состоящий из ответвителей канала передачи ВЧ сигнала и канала приема переключателей лучей передающей антенны, схемы контрольной разводки и самих антенн;
Передатчик ПК-2, основной и резервный;
Блок питания, включающий в себя высоковольтный блок питания ПК-7 и низковольтный ПК-4;
Блок коммутации ПК-8, состоящий из синхронизатора ПК-8-1, переключателя передатчиков ПК-8-2, переключателя электронных блоков ПК-8-3 и релейного переключателя токов коммутации;
Приемник ПК-3, состоящий из балансного модулятора, балансного смесителя, генератора опорной частоты, усилителя промежуточной частоты, второго смесителя, усилителя низкой частоты и схемы автоматической регулировки усиления;
Электронный блок ПК-5, состоящий из коммутатора, дискриминатора, схемы управления, автомата захвата, вычислителя поправки на характер окружающей поверхности и четырех перестраиваемых генераторов. Резервный электронный блок на схеме не показан.
Рассмотрим работу измерителя ДИСС-7 по структурной схеме в режимах "поиск" и "сопровождение".
Рисунок 2.9- Структурная схема измерителя ДИСС-7
Для согласования полосы пропускания дискриминатора в соответствии с принимаемым спектром частот доплеровского сигнала она изменяется. "Узкая" полоса соответствует нижним частотам рабочего диапазона, а ""широкая" - верхним F Д.
Переключение полосы пропускания осуществляется по сигналу "переключение полосы", поступающему из коммутатора.
В режиме "поиск" во всем диапазоне изменения частоты перестраиваемого генератора с коммутатора выдается сигнал, соответствующий "широкой" полосе пропускания дискриминатора.
Полоса пропускания дискриминатора в режиме "слежение" переключается. Сигнал включения "узкой" полосы пропускания выдается в виде постоянного положительного напряжения при уменьшении частоты перестраиваемого генератора ниже 3,8 кГц.
Сигнал включения "широкой" полосы пропускания выдается в виде постоянного отрицательного напряжения при увеличении частоты перестраиваемого генератора выше 4,6 кГц.
Электронный блок ПК-5 имеет четыре идентичных канала. При этом дискриминатор, схема управления, коммутатор и автомат захвата являются общими для всех четырех каналов.
Для временного разделения сигналов в общих приборах электронного блока из синхронизатора подаются импульсы коммутации. Импульсы коммутации U 1 , U 2 , U 3 , U 4 (рисунок 2.10) осуществляют последовательные во времени подключения:
А) перестраиваемых генераторов в один общий канал в коммутаторе;
Б) сигнала рассогласования с выхода дискриминатора по входам соответствующих перестраиваемых генераторов в схеме управления;
В) инерционных элементов в автомате захвата.
Для устранения влияния переходных процессов, возникающих при коммутации каналов, из синхронизатора подается стробимпульс U 0 (рисунок 2.10) на коммутатор, на автомат захвата и схему управления.
В 4-канальном электронном блоке изменение частоты каждого перестраиваемого генератора производится только при подаче на схему управления соответствующего импульса коммутации. Во время работы одного из перестраиваемых генераторов остальные запоминают значение частоты, равное ее величине в конце "своего" импульса коммутации. В результате увеличение или уменьшение частоты всех четырех перестраиваемых генераторов по всем каналам происходит ступенчато (рисунок 2.13).
Рисунок 2.13
С приближением частоты каждого перестраиваемого генератора к частоте доплеровского сигнала величина этих ""ступенек" уменьшается, и тогда электронный блок начинает следить за доплеровским сигналом, разница между Г ГЕН и F S составляет очень малую величину. Изменение направления перестраиваемых генераторов при отсутствии сигнала захвата происходит тогда когда частота одного из них достигает крайнего значения диапазона.
При работе четырех каналов полоса пропускания дискриминатора определяется положением средней частоты перестраиваемых генераторов, если сигнал захвата выдается по всем каналам. Если же автомат захвата не выдает сигнала захвата хотя бы по одному каналу, то выдается сигнал "память 5", который поступает в коммутатор, где формирует сигнал на включение широкой полосы дискриминатора. Сигнал "память 5" поступает также в переключатель электронных блоков, где используется для формирования сигнала "память".
Вычислитель поправки на характер отражающей поверхности (ХОП) производит сравнение мощностей сигналов, принятых по первому и четвертому лучам, и решает уравнение:
Где U 1 и U 4 - эффективные значения переменного напряжения на входе вычислителя поправки ХОП при работе первого и четвертого каналов;
К - коэффициент пропорциональности = 300 В,
U xon - постоянное напряжение, пропорциональное величине поправки на характер отражающей поверхности, может формироваться в диапазоне 0 8,8 В.
Для решения этого уравнения в вычислитель поправки ХОП подается сигнал с дискриминатора, а также импульсы коммутации 1 и 4 для выделения сигнала по первому и четвертому каналам Лучи 1 и 4 имеют разные углы визирования, соответствующие значениям углов падения, поэтому разность логарифмов коэффициентов отражения, соответствующих этим углам, пропорциональна поправке на ХОП.
При величине напряжения U xon , соответствующей нереальной величине отношения U 4 /U 1 , с выхода вычислителя поправки ХОП выдается сигнал "отказ ХОП", по которому включается сигнал "память 5" в переключателе электронных блоков.
При кратковременных кренах и тангажах самолета, когда информация U xon искажена, происходит запоминание (за счет большой постоянной времени) ранее вычисленного значения поправки на ХОП в приборе ПК-5-7 при подаче па него команды "сигнал сектора" из навигационно-пилотажного комплекса (НПК) в виде напряжения +27 В.
Напряжение поправки ХОП является выходным сигналом измерителя, поступающим в блок коммутации и далее в НПК для внесения поправки в значение путевой скорости самолета
Выходными сигналами являются и F ДВ (i=1..4) с выхода четырех перестраиваемых генераторов, поступающие также в блок коммутации Блок коммутации ПK-8 обеспечивает:
А) электрическое соединение всех блоков, входящих в измеритель, подключение измерителя «Выход ДИСС-7» к потребителям (ПК-8-3 - переключатель электронных блоков);
Б) подключение резервных блоков ПК-2 и ПК-5 при выходе из строя основных (ПК-8-2 - переключатель передатчиков и ПК-8-1 - синхронизатор);
В) формирование сигнала "Память" (ПК-8-3).
Для кратковременного выключения работающего передатчика из пульта управления НПК или прибора автоматического контроля ПАК-ДИ-7 подается команда "выключение памяти" в виде подачи напряжения +27 В, по которой переключатель передатчиков выдает команду "выключение высокого", снимая высокое напряжение с передатчика и подавая на него напряжение накала 6,3В.
Для принудительного переключения передатчиков на переключатель с ПАК-ДИ-7 подается команда "переключение передатчиков". По этой команде переключатель передатчиков выдает сигналы:
А) "выключение высокого" на схему" переключения;
Б) "выключение основного" на схему переключения канала "переключатель" или "выключение резерва" на переключатель 3 в зависимости от того, какой передатчик был включен до подачи команды.
Переключатель электронных блоков ПК-8-3 обеспечивает:
А) согласование выходного сопротивление электронного блока по сигналам F 1 , F 2 , F 3 , F 4 с входным сопротивлением потребителя этих сигналов ДИСС-7),
Б) формирование сигнала "память" при:
Наличии сигнала "память 5" из автомата захвата,
Отсутствии сигнала "отказ ХОП" с вычислителя поправки электронного блока;
Подаче команды "выключение памяти" (+ 27 В из ПУ НПК);
В) переключение с работающего блока на неработающий при:
Наличии сигнала "память 5" с работающего электронного блока в течение 60-80 с;
Отсутствии, сигнала F с выхода хотя бы одного перестраиваемого генератора при отсутствии сигнала "память";
Появлении сигнала ""отказ ХОП"
В зависимости от подключенного в данный момент основного или резервного электронных блоков на переключатель электронных блоков подается соответственно "память 5" (осн) или "памятъ5" (рез) при отсутствии захвата хотя бы по одному каналу. При наличии же захвата по всем каналам сигнал "память 5" снимается.
Отсутствие сигнала "память" на переключателе электронных блоков свидетельствует об исправной работе измерителя.
Доплеровская система ДИСС-013 представляет собой автономную самолетную радиолокационную станцию, предназначенную для автоматического непрерывного измерения путевой скорости и угла сноса и выдачи этой информации через блок БС-4 в автоматическое навигационное устройство и на собственные индикаторы блока БС-4.
Указанные параметры используются штурманом для навигационного обеспечения полета, а навигационным вычислителем – для автоматического самолетовождения по задан-ному маршруту над любым видом подстилающей поверхности (суша, море, пески, льды) независимо от оптической видимости.
Доплеровская система является датчиком важнейшей навигационной информации при полетах над безориентирной местностью.
ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ СИСТЕМЫ ДИСС-013
Система ДИСС-013 обеспечивает:
– измерение путевых скоростей W в диапазоне 180 1300 км/ч;
– измерение угла сноса в диапазоне ± 30 ° ;
– измерение W и на высотах от 10 до 15000 м;
– измерение W и при углах крена до 20 ° и тангажа до 10 ° ;
– выдачу в навигационный вычислитель импульсов отрица-тельной полярности, пропорциональных средней величине доплеровского спектра, принимаемого по соответствующему лучу антенны;
– выдачу в навигационный вычислитель сигналов ПАМЯТЬ и МОРЕ;
– выдачу W и при горизонтальном полете над сушей с удвоенной среднеквадратичной погрешностью (2s):
– импульсный выход по W – 0,25%;
– импульсный выход по – 16¢;
– аналоговый выход по W – 0,40%;
– аналоговый выход по – 20¢;
– индикацию текущих значений W и на собственном индикаторе блока БС-4;
– непрерывную работу в течение 15 часов;
– время готовности не более 3 минут.
В систему ДИСС-013 входят блоки ВЧ, НЧ и блок связи БС-4.
Для управления ДИСС-013 в кабине самолета размещаются:
Переключатели: СУША-МОРЕ,
СЧИСЛЕНИЕ НВ (три положения):
КОНТРОЛЬ ДИСС В ПОЛЕТЕ
НАЗЕМНЫЙ КОНТРОЛЬ ДИСС
Табло: СЧИСЛЕНИЕ СВС
Автоматы защиты сети (АЗС) по цепям:
36 В 400 Гц 3 фазы
ДИСС-013 связан с точной курсовой системой ТКС-П, систе-мой воздушных сигналов СВС-ПН-15, системой автоматического управления САУ-1Т и навигационным вычислителем НВ-ПБ.
Вычисляемая в блоке БС-4 путевая скорость передается на указатели скорости УСВПк системы СВС-ПН-15 и вычислитель НВ-ПБ.
Сигнал о работе ДИСС-013 передается в САУ-1Т и в НВ-ПБ.
При работе импульсного канала навигационного вычислителя от ДИСС-013 в него поступают средние частоты F 1, F 2, F 3, на основании которых производится вычисление основных навигационных параметров.
ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ ДИСС-013
Работа доплеровской системы основана на измерении доплеровского сдвига частот излученных и отраженных от земной поверхности электромагнитных колебаний, и вычислении по этому сдвигу частот путевой скорости и угла сноса самолета.
Рис.24. Путь, проходимый сигналами, принятыми от i –го рассеивателя на отражающей поверхности; t i – время прохождения сигнала до точки i и обратно
Эффект Доплера проявляется в изменении частоты принимаемого сигнала по отношению к частоте излучаемых колебаний на так называемую доплеровскую частоту , Гц, пропорциональную скорости самолета относительно отражающей точки (рис. 24).
где - путевая скорость самолета, км/ч
Длина волны излучаемых передатчиком колебаний, см
Угол между электрической осью антенны и максимумом
диаграммы направленности антенны.
На рис. 25 показано доплеровское смещение частоты отраженных колебаний по оси частот.
Рис.25. Смещение частоты отраженных сигналов по оси частот
У реальной доплеровской системы луч антенны имеет конечную ширину, поэтому на местности облучается не одна i- я точка, а целая площадка Q (рис.26), содержащая множество хаотически расположенных рассеивателей. Так как сигналы от них отличаются доплеровскими частотами , то результирующий отраженный сигнал от площадки Q должен быть представлен на оси частот уже не одной частотой f отр i , а спектром частот (рис.27).
Рис. 26. Луч антенны в реальной Рис.27. Сигнал спектра
доплеровской системе доплеровских частот,
отраженный от участка Q .
Положение этого спектра на оси частот по отношению к частоте излучаемых колебаний характеризуется средней доплеровской частотой, которую обозначим F Д ср.
Для определения путевой скорости и угла сноса самолета в системе используется трехлучевая антенна (рис.28).
В вычислителе доплеровской системы путевая скорость определяется по усредненному значению доплеровских частот F
Д1 и F
Д2 от двух лучей антенны: 
Эта формула верна при угле сноса .
При угле сноса , отличном от нуля, доплеровские частоты F
Д1 , F
Д2 и F
Д3 не будут равны друг другу (рис. 29), при этом путевая скорость W
и тангенс угла сноса определяются по следующим формулам: 
; 
,
где K 1 и K 2 - коэффициенты пропорциональности.
В системе применена частотная модуляция.
Функционально система состоит из трех блоков: высокочастотного, низкочастотного и блока связи БС-4.
В высокочастотном блоке осуществляется генерирование непрерывных колебаний, модуляция и вобуляция их по частоте и последовательное излучение их в пространство по трем лучам с помощью антенно-волноводной системы, входящей в блок.
Отраженный сигнал принимается антенно-волноводной системой блока и поступает в приемную часть.
Коммутация лучей осуществляется с помощью полупроводниковых СВЧ переключателей.
При работе систем ДИСС возможно появление “слепых” высот - высот полета, для которых время распространения сигнала от самолета и обратно кратно или равно периоду частоты модуляции.
Для борьбы с этими “слепыми” высотами в ДИСС-013 применено медленное периодическое изменение (вобуляция ) модулирующей частоты по пилообразному закону.
Приемная часть обеспечивает преобразование принятых сигналов высокой частоты в сигналы промежуточной частоты, усиление сигналов промежуточной частоты, а также выделение из сигнала промежуточной частоты трех доплеровских спектров и их усиление.
Рис. 28. Углы , В и Г , характеризующие положение лучей антенны при горизонтальном полете: 1, 2, 3 – номера лучей визирования антенн.
Рис. 29. Положение лучей антенны при горизонтальном полете и угле сноса, равном ; 1, 2, 3 – номера лучей визирования антенн
В этом же блоке расположен высоковольтный выпрямитель, питающий передатчик.
В низкочастотном блоке и устройстве слежения осуществляется преобразование спектров доплеровских частот F 1 , F 2 и F 3 в сигналы F Д1 , F Д2 и F Д3 , равные средним значениям частот указанных спектров. Эти сигналы передаются на собственный вычислитель, который совместно с блоком БС-4 обеспечивает непрерывное вычисление путевой скорости и угла сноса самолета.
В случае пропадания доплеровского спектра, устройство слежения выдает сигнал памяти, который индицируется загоранием табло СЧИСЛЕНИЕ СВС на приборной доске штурмана.
Устройство управления низкочастотного блока обеспечивает коммутацию полупроводниковых СВЧ переключателей, вобуля-цию частоты в приемопередатчике и переключение каналов устройства слежения. Низкочастотный генератор, находящийся в устройстве управления, выдает сигнал встроенного контроля для проверки приемопередатчика и устройства слежения.
В этом же блоке находится низковольтный выпрямитель, питающий все схемы измерителя.
В блоке БС-4 отрабатываются и индицируются измеренные текущие значения путевой скорости W и угла сноса a . В следящих системах отработки и индикации W и a имеются датчики для выдачи угла сноса и путевой скорости в систему автоматического управления самолетом, в навигационный вычислитель НВ-ПБ и на индикацию. Значение путевой скорости выдается также и в систему воздушных сигналов СВС-ПН-15.
Работающая система ДИСС-013 во время полета самолета может находиться в одном из двух режимов: режиме слежения или режиме памяти.
В режиме слежения вычислитель блока НЧ совместно с блоком БС-4 отрабатывают путевую скорость и угол сноса. При полете над сушей переключатель СУША-МОРЕ устанавливается в положение СУША, а при полете над морем - в положение МОРЕ. Этим обеспечивается автоматический ввод соответствующей поправки, учитывающей характер отражающей поверхности (D ХОП).
Режим памяти характеризуется отсутствием доплеровского спектра на входе системы. При этом вычислитель выдает потребителям последние вычисленные значения путевой скорости и угла сноса. На рабочем месте штурмана в этом режиме загорается табло СЧИСЛЕНИЕ СВС. После появления спектра на входе система автоматически переходит в режим слежения.
В случае, когда самолет находится в неподвижном состоянии, т.е. когда на входе ВЧ блока отсутствует доплеровская информация, на блок НЧ с блока ВЧ поступает только напряжение шумов. Устройство слежения НЧ блока находится в поиске. На щитке штурмана горит табло СЧИСЛЕНИЕ СВС. Следящие системы блока БС-4 заторможены. Если переключатель СЧИСЛЕНИЕ НВ установлен в положении ПО ДИСС, на указателях блока БС-4, на указателе штурмана УШ-3, навигационно-плановом приборе НПП и указателе скорости УСВПк индицируются последние вычисленные значения путевой скорости и угла сноса.
При движущемся самолете появляется доплеровская информация. В блок НЧ с ВЧ блока поступают спектры допле-ровских частот. Устройство слежения осуществляет их захват и переходит в режим слежения, переводя систему из режима памяти (поиска) в режим слежения. Вычислитель блока НЧ с блоком БС-4 отрабатывают путевую скорость W и угол сноса a . При этом на блоке БС-4, на УШ-3, УСВПк и НПП индицируются измеряемые значения W и a .
При необходимости проверки правильности работы ДИСС-013 в полете переключатель СЧИСЛЕНИЕ НВ устанавливается в положение КОНТРОЛЬ ДИСС В ПОЛЕТЕ. На блоке БС-4, на УШ-3, УСВПк и НПП индицируются соответствующие значения W = 675÷715 км/ч и a = 0 ±1,5 0 . После проверки переключатель СЧИСЛЕНИЕ НВ необходимо вернуть в положение ПО ДИСС. При нормальной работе системы не рекомендуется пользоваться режимом контроля в полете, так как при этом система не выдает сведения о реальной скорости и угле сноса.
На земле система контролируется с помощью двух контрольных задач.
Контрольная задача 1 отрабатывается через 2,5 - 3 минуты после включения режимов КОНТРОЛЬ ДИСС В ПОЛЕТЕ или НАЗЕМНЫЙ КОНТРОЛЬ ДИСС.
Контрольная задача 2 отрабатывается в режиме ПО ДИСС при установке переключателя на блоке НЧ в положение ЗАДАЧА 2.
При работе с системой ДИСC-013 в лаборатории следует соблюдать следующие обязательные требования по безопасности:
Антенна блока ВЧ должна быть закрыта поглощающим экраном;
Все блоки системы и применяемые для проверки измерительные приборы должны быть заземлены шинами сечением не менее 4 кв.мм и закрыты кожухами.
ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ БЛОКОВ ДИСС-013
БЛОК ВЧ:
мощность передатчика……………………………………………….> 0,26 Вт
средняя частота излучаемых колебаний……………………………...8800 МГц
чувствительность приемника по захвату сигнала…………………. > 109 дБ
напряжение выходного сигнала в режиме АРУ………………… 0,7 - 1,2 В
БЛОК НЧ :
Амплитуда входного сигнала (U c +U ш)
при соотношении Р с /Р ш =3 дБ ………………………………………….. 0,7 В
Погрешность выдачи частоты выходных импульсов
на частоте 5 кГц ………………………………………………………2s <0,7%
Амплитуда выходных отрицательных импульсов F Д1 , F Д2 и F Д3 ………> 4 B
Длительность выходных отрицательных импульсов F Д1 , F Д2 и F Д3 … < 10 мкс
Амплитуда импульсов, выдаваемых в модулятор ……………………. ……… ….> 7 B
Период повторения импульсов, выдаваемых в модулятор …………..536 мс
Амплитуда импульсов, управляющих СВЧ переключателями………. > 4 B
Длительность импульсов, управляющих СВЧ переключателями……1072 мс
Частоты контрольных сигналов………………………………..4080 и 6850 Мгц
Коэффициент усиления АФС по лучу не менее 50 дБ
Ширина диаграммы направленности по уровню 0,5
в осевой плоскости 4,5 0
по конической поверхности 10,0 0
Углы лучей:
Блок БС-4:
Максимальная погрешность индикации угла сноса ± 1 0
Максимальная погрешность индикации путевой скорости ±(2,3 км/ч ±0,4%W)
Максимальная погрешность индикации путевой скорости
при работе в режиме МОРЕ ±(3,8 км/ч ±0,9%W)
Глава 8. РАДИОВЫСОТОМЕРЫ
На самолетах в качестве приборов, измеряющих высоту полета, сигнализаторов опасной и заданной высот применяются радиовысотомеры.
Радиовысотомеры служат для измерения истинной высоты полета. В зависимости от разрешающей способности они подразделяются на высотомеры малых высот и высотомеры больших высот.
Радиовысотомеры малых высот используются в основном при посадке и устанавливаются на всех типах самолетов.
Радиовысотомеры больших высот применяются при аэрофотосъемке и полетах на больших высотах, вне эшелона.
Принцип действия всех высотомеров основан на измерении времени запаздывания в приходе отраженного от земной поверхности сигнала относительно момента излучения прямого (зондирующего) сигнала.
Радиовысотомер малых высот
радиовысотомер малых высот работает в режиме непрерывного излучения модулированных по частоте электромагнитных колебаний. Генератор СВЧ генерирует незатухающие колебания, частота которых f пр изменяется по пилообразному закону (рис.30).
Эти колебания излучаются через передающую антенну по направлению к земле. Отразившись от ее поверхности, колебания f
отр поступают в приемное устройство, на балансный детектор. На другой вход этого детектора поступает зондирующий (прямой) сигнал. За время 
, необходимое для приема отраженного сигнала, частота генератора прямого сигнала, изменяющаяся по пилообразному закону, изменит свое значение, в балансном детекторе будет выделена разностная частота Df
= f
пр - f
отр, пропорциональная запаздыванию отраженного сигнала Dt
. После усиления эта разностная частота поступает на счетчик частоты, который создает на выходе постоянное напряжение, пропорциональное истинной высоте полета.
Радиовысотомер РВ-5
Радиовысотомер РВ-5 является частотным высотомером малых высот. Радиовысотомер выдает экипажу и в САУ, а при необходимости и в другие бортовые системы, следующие данные:
О текущей высоте в виде постоянного напряжения положительной полярности, значение которого пропорционально высоте полета;
О пролете летательным аппаратом заранее заданной опасной высоте;
О полете ниже опасной высоты;
Об исправной работе РВ-5 и его отказе.
Поскольку в частотных высотомерах мерой частоты является разностная частота, получаемая на выходе балансного детектора в результате алгебраического сложения прямого и отраженного сигналов (Df = f пр - f отр) , то и точность измерения высоты зависит от параметров сигнала этой частоты.
Рис. 30. График изменения частот радиовысотомера РВ-5
Чтобы установить взаимосвязь разностной частоты с высотой полета, рассмотрим приведенные на рис. 30 подобные треуголь-ники АВС и DEC. Из их подобия следует, что 
. Из рисунка видно, что
СЕ = Df ; DE = Dt ; BC = F дев; АВ = = ,
где Df – разностная частота РВ; F дев - девиация частоты РВ;
Т - период частоты модуляции; F m - частота модуляции.
Подставив эти выражения в пропорцию подобия, получим:
.
Выражения для разностной частоты будет иметь вид:
Но так как , окончательно получим:
,
где Н – высота в метрах, c – скорость света (3×10 8 м/c).
Таким образом, разностная частота имеет прямо пропорциональную зависимость от высоты полета.
Сомножитель называют обычно постоянной высотомера А ;
Постоянная высотомера показывает, на сколько герц изменится разностная частота при изменении высоты на один метр.
Для высотомера РВ-5 постоянная А равна 200 Гц/м. Разностная частота при измерении максимальной высоты 750 м будет равна 150 кГц.
Данное равенство является приближенным, оно будет точным только при таких высотах, при которых - целое число. При этом шаг устойчиво измеряемых высот равен .
Для высотомера РВ-5 при А = 200 Гц/м и =150 Гц получим шаг устойчиво измеряемых высот м.
Следовательно, устойчиво измеряемые высоты чередуются для высотомера РВ-5 через 0,75 м. Внутри этого интервала показания высоты будут неустойчивыми. При плавном изменении частоты значения высоты могут несколько раз измениться на величину ±DН . Это явление характеризует постоянную ошибку радиовысотомера, которая особенно опасна на последнем участке посадки, так как соизмерима с измеряемой высотой. Минимальная устойчиво измеряемая высота .
Для этого в радиовысотомерах последних разработок (РВ-5М, РВ-21 и др.) применен метод одновременной модуляции по частоте двумя модуляционными частотами и , причем в несколько раз (3 – 6) выше, чем .
При модуляции двумя частотами в спектре разностной часто-ты будут существовать гармоники этих частот. Если при измере-нии высоты показания РВ будут неустойчивы по частоте , то устойчивость будет обеспечиваться гармониками частоты . Интервал между гармониками будет во столько раз меньше, во сколько раз частота меньше . Соотношение частот модуля-ции показывает, во сколько раз уменьшается ошибка измерения высоты при использовании двойной модуляции по сравнению с использованием одночастотной модуляции.
Для высотомера РВ-5М = 150 Гц, =25 Гц. Если в выражение вставить значение =25 Гц, получим 0,125 м, а = 0,375 м.
К значительным ошибкам в измерении высоты может привести нестабильность значений девиации частоты и частоты модуляции, что обычно приводит к значительным отклонениям постоянной высотомера А от расчетной. В радиовысотомере РВ-5 имеется специальное встроенное устройство, осуществляющее непрерывный контроль за величиной постоянной А, автоматичес-кую ее подстройку и поддержание в заданных пределах с помощью регулировки полосы частотной модуляции.
Кроме этого, в высотомере имеется устройство встроенного тест-контроля, позволяющего проверить его калибровку и общую работоспособность в воздухе и на земле путем подачи сигнала в линию задержки с эквивалентной высотой 15 м.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ВЫСОТОМЕРА РВ-5
| Диапазон измеряемых высот | 0 – 750 м |
| Погрешность измерения высоты: | |
| По выходу в САУ на высотах | |
| от 0 до 10 м | ± 0,6 м |
| от 10 до 750 м | ± 6 % Н |
| По указателю высоты на высотах | |
| от 0 до 10 м | ± 0,8 м |
| от 10 до 750 м | ± 8 % Н |
| Постоянная времени (запаздывание) | |
| По автоматическому выходу | 0,1 с |
| По указателю высоты | 0,5 с |
| Погрешность сигнализации опасной высоты (относительно показаний указателя) на высотах | |
| от 0 до 10 м | ± 0,5 м |
| от 10 до 750 м | ± 5 % Н |
| Чувствительность | 90 дБ |
| Диапазон частот передатчика | 4200 – 4400 МГц |
| Частота основной модуляции | 150 Гц |
| Частота дополнительной модуляции | 25 Гц |
| Полоса модуляции | 100 МГц |
| Выходная мощность передатчика | 0,4 Вт |
| Потребляемая мощность по сети 115 В 400 Гц | 100 ВА |
| Потребляемая мощность по сети +27 В | 10 Вт |
| Масса приемопередатчика с указателем высоты | 10 кг |
Радиовысотомер больших высот
С целью повышения относительной точности в радиовысотомерах больших высот используется импульсный метод измерения истинной высоты полета.
Рассмотрим высотомер больших высот РВ-18, позволяющий измерять высоты полета в пределах от 500 до 30 000 м с погрешностью ± 25 м ± 0,15% от фактической высоты полета. Структурная схема представлена на рис. 31.
Генератор запуска, синхронизирующий работу высотомера, вырабатывает прямоугольные импульсы с периодом (рис.32,а ), которые запускают передатчик и генератор «быстрой» пилы. Генерируемые передатчиком высокочастотные колебания излучаются передающей антенной в направлении подстилающей поверхности Земли. Отраженные сигналы принимаются приемным устройством и после обработки поступают в блок электронного сопровождения.
Рис.31. Структурная схема радиовысотомера РВ-18
Рис.32. Временные диаграммы напряжений в высотомере РВ-18
В режиме поиска отраженного сигнала импульсы, вырабатываемые генератором «быстрой» пилы, поступают в схему сравнения. Туда же поступает линейно возрастающее напряжение из генератора «медленной» пилы (рис.32,б ). В момент, когда величина этих сигналов совпадает, происходит срабатывание схемы сравнения и ее выходной сигнал запускает генератор селекторных импульсов. Селекторный импульс (рис. 32,в ) оказы-вается задержанным относительно импульса передатчика (генератора запуска) на время, пропорциональное напряжению «медленной» пилы в данный момент. Поскольку напряжение «медленной» пилы плавно возрастает, задержка селекторного импульса от периода к периоду также плавно возрастает и селекторный импульс перемещается в диапазоне времени, соответствующем высотам от 450 до 30 000 м. Если в диапазоне поиска отсутствует отраженный сигнал, поиск начинается сначала.
В тот момент времени, когда в схеме совпадения селекторный импульс совпадает с отраженным от земли импульсом (рис. 32,г ), наступает режим ИЗМЕРЕНИЕ. Импульс совпадения (поисковый импульс) (рис. 32,д ) поступает со схемы совпадения на схему «И», на которую также подаются высокостабильные счетные импульсы от кварцевого генератора. Поисковый импульс останавливает прохождение счетных импульсов через схему совпадения, и счетчик фиксирует их количество n и, соответствую-щее измеренной высоте Н ист (рис. 32, е ).
Наличие на выходе высотомера в виде двоичного кода позволяет использовать его для работы в пилотажно-навигаци-онном комплексе самолета.
Система встроенного контроля позволяет проверить исправность и работоспособность радиовысотомера путем подачи в режиме КОНТРОЛЬ на вход приемника задержанного на фиксированную величину ослабленного сигнала передатчика.
Глава 9. САМОЛЕТНЫЕ РАДИОЛОКАЦИОННЫЕ ОТВЕТЧИКИ
Самолетные радиолокационные ответчики (СО) служат для автоматической передачи в радиолокационные центры управления воздушным движением (РЦ УВД) информации о присвоенном самолету номере, высоте полета, остатке топлива на борту и др.
Радиолокационный самолетный ответчик СО-69
Радиолокационный ответчик СО-69 предназначен для работы в активном режиме
Радиолокационных систем посадки (режим РСП);
Радиолокационных систем управления воздушным движением (режим УВД);
Обзорных РЛС (режим П-35).
Вторичная радиолокационная система (ВРС) включает в себя бортовое (ответчики) и наземное (вторичные радиолокаторы и аппаратура отображения информации) оборудование.
Вторичный радиолокатор осуществляет запрос ответчиков самолетов, находящихся в зоне его действия. Для запроса используются двухимпульсные интервальные коды.
Бортовые ответчики излучают ответные кодовые сигналы. Структура кода зависит от режима работы ответчика. Для ответа используются двух- и трехинтервальные коды. Эти сигналы используются в ВРС для определения радиолокационных координат самолета, в связи с чем их называют координатными кодами .
Ответчик в режиме УВД излучает кроме координатных также информационные коды , содержащие различную информацию (номер, высота и пр.). Ответные коды принимаются вторичным радиолокатором и транслируются на командно-диспетчерский пункт (КДП).
Аппаратура КДП обеспечивает возможность определения радиолокационных координат самолетов (азимут, дальность) и получение дополнительной информации (номер, высота и пр.) непосредственно на рабочих пультах диспетчеров УВД.
Работа с диспетчерскими РЛС
Диспетчерские РЛС предназначены для управления воздушным движением в зоне аэродрома. В режимах РСП и УВД ответчик работает с диспетчерскими радиолокаторами систем ВРЛ, которые имеют следующие технические характеристики:
Несушие частоты запроса:
a) с горизонтальной поляризацией излучения.…..835÷849 МГц
b) с вертикальной поляризацией излучения….……….1030 МГц
Коды запроса …………………….……..двухимпульсные,9,4 и 11 мкс
Координатные коды ответа ……..………………………….11 и 14 мкс
Дальность действия, в зависимости от высоты полета...200÷400 км
Работа с посадочными РЛС
Посадочные РЛС предназначены для контроля выдерживания курса и глиссады при посадке самолетов. В режимах РСП и УВД ответчик работает с диспетчерскими радиолокаторами систем ВРЛ, которые имеют следующие технические характеристики :
Несущая частота запроса …………………………9370 ± 100 МГц
Коды запроса ………………………двухимпульсные, 3 и 5,4 мкс
Ответный код…………………………………………………….9 мкс
Дальность действия………………………………………..до 60 км
Особенности работы наземных радиолокационных станций
Подавление боковых лепестков диаграммы направленности диспетчерских ВРЛ осуществляется использованием трехимпульс-ной системы.
К двум импульсам запросного кода Р 1 и Р 3 (рис.33), излучаемым направленной антенной радиолокатора, добавляется третий Р 2 (импульс подавления), излучаемый отдельной всенаправленной антенной (антенной подавления).
Импульс подавления по времени отстает на 2 мкс от первого импульса запросного кода. Энергетический уровень излучения антенны подавления подбирается таким образом, чтобы в местах приема уровень сигнала подавления был заведомо больше уровня сигналов, излучаемых боковыми лепестками, и меньше уровня сигналов, излучаемых главным лепестком.
Р2
9 дБ Ответ
Подавление
Р1 2 мкс Р2 Р3
Рис. 27. Подавление запроса от боковых лепестков по трехимпульсной системе
В ответчике производится сравнение амплитуд импульсов кода Р 1, Р 3 и импульса подавления Р 2 при приеме запросного кода в направлении бокового лепестка; когда уровень сигнала подавления равен или превышает уровень сигнала запросного кода, ответ не производится. Ответ производится только тогда, когда уровень Р 1 и Р 3 больше уровня Р 2 более чем на 9 дБ.
Подавление запроса от боковых лепестков диаграммы направленности посадочных РЛС производится в блоке БПС бортового ответчика, в котором реализован способ подавления с плавающим порогом.
Этот способ заключается в том, что в блоке БПС с помощью инерционной следящей системы запоминается в виде напряжения уровень сигналов, принятых от основного лепестка диаграммы направленности. Часть этого напряжения, соответствующая задан-ному уровню, превышающему уровень сигналов боковых лепест-ков, устанавливается в качестве порога на выходе усилителя, и в следующее облучение ответ производится только при превышении принятыми сигналами этого порога. Это напряжение корректи-руется в последующие облучения (рис.34).
Рис.34. Получение пакета ответных сигналов при работе системы подавления
с плавающим порогом
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ОТВЕТЧИКА СО-69
Режим РСП
Работа с диспетчерскими РЛС
приемный канал I:
Частоты приемника ……………………………….….. 835÷840 МГц
Ширина полосы пропускания …………………………………. 6 МГц
Чувствительность приемника ……………………………. 84±4 дБ
Динамический диапазон ……………………………………….30 дБ
Подавление сигналов
приемный канал II:
Чувствительность приемника …………………………….104±4 дБ
Динамический диапазон …………………………………. 50 дБ
Подавление сигналов
от боковых лепестков………………………………..трехимпульсное
Работа с посадочными РЛС
Частота принимаемых сигналов ……………………….I диапазон
Чувствительность приемника …………………………….. 65±3 дБ
Подавление сигналов
Запросные коды по курсу и глиссаде …………………одинаковые
Режим УВД
Работа с диспетчерскими РЛС
приемный канал I:
Частоты приемника …………………………………….835÷840 МГц
Ширина полосы пропускания ………………………………….6 МГц
Чувствительность приемника …………………………… 84±4 дБ
Подавление сигналов
от боковых лепестков………………………………трехимпульсное
приемный канал II:
Частота приемника ………………………………………….1030 МГц
Ширина полосы пропускания ………………………………… 6 МГц
Чувствительность приемника ………………………….…104±4 дБ
Динамический диапазон ………………………………………50 дБ
Подавление сигналов
от боковых лепестков……………………………….трехимпульсное
Объем передаваемой информации
Бортовой номер………………………………………100 000 номеров
Высота (с градацией 10 м)…………………………. .до 30 000 м
Остаток топлива…………………………………………15 сообщений
Работа с посадочными РЛС
Частота принимаемых сигналов………………………….I диапазон
Чувствительность приемника ……………………………..65±3 дБ
Динамический диапазон ………………………………………30 дБ
Подавление сигналов
от боковых лепестков………….по методу с плавающим порогом
Запросные коды по курсу и глиссаде………………….раздельные
Режим П-35
Частоты приемника ……………………………………….II диапазон
(обзорные РЛС)
Чувствительность приемника ……………………………… 65±3 дБ
Динамический диапазон ………………………………………..30 дБ
Запросный сигнал……………………………..одиночные импульсы
Подавление сигналов
от боковых лепестков………………………………не производится
Параметры передающего канала в режимах РСП, УВД, П-35
Частоты передатчика
Волна 1…………………………………………………….730 МГц
Волна 2 ……………………………………………………740 МГц
Неоперативная перестройка………………………….1090 МГц
Мощность передатчика …………………………………….. 250 Вт
Длительность импульса передатчика…………………...0,6÷1 мкс
Режим 020М
Запуск передатчика…………. производится от бортовой системы
Параметры запускающих импульсов:
Полярность……………………………………….положительная
Амплитуда…………………………………………………….8 В
Длительность……………………………………………0,5÷2 мкс
Режим 5У15К
Производится выдача первого, второго и третьего слова информации в бортовую систему 5У15К по сигналам вызова информации от этой системы. Запуск передатчика ответчика не производится.
СТРУКТУРА ОТВЕТНОГО СИГНАЛА
Ответный сигнал, содержащий какое-либо слово информации, состоит из координатного кода, кода ключа и информационного кода.
Код ключа – трехимпульсный, его структура различна для каждого слова информации.
Код информации содержит 40 импульсов, составляющих 20 разрядов двоичного
ДОПЛЕРОВСКИЙ ИЗМЕРИТЕЛЬ ПУТЕВОЙ СКОРОСТИ И УГЛА СНОСА ДИСС-7
Общие сведения
Доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса ДИСС-7 («Поиск») обеспечивает непрерывное автоматическое измерение составляющих вектора путевой скорости W самолета. Предназначен для работы только в составе навигационного комплекса и прицельно-навигационной системы (ПНС) или со специальным вычислителем В-144.
В состав ДИСС входят: передающее устройство, приемное устройство, частотомер и синхронизатор (рис. 13.3), Принцип работы состоит в следующем. Передающее устройство генерирует немодулированные СВЧ колебания, которые излучаются направленно к наземной поверхности (рис, 13.4, а). Передающая антенна, как и приемная, имеет остронаправленную (игольчатую) четырехлучевую диаграмму направленности. Лучи антенны 1, 2, 3 развернуты в горизонтальной плоскости на угол β от продольной оси самолета и наклонены в вертикальной плоскости на угол γ.
Рис. 13.3. Структурная схема ДИСС-7
Рис. 13.4. Положение лучей антенны ДИСС-7: а - вид в пространстве; б - вид сверху
относительно продольной оси самолета показано на рис. 13.4, б ).
Излучение (и прием) энергии по лучам 1, 2, 3, 4 происходит поочередно. Очередность излучения (и приема) задается синхронизатором.
Отраженные от земной поверхности сигналы принимаются приемной антенной и из-за проявления эффекта Доплера имеют сдвиг по частоте. В приемнике происходит усиление принятых сигналов и выделение доплеровской частоты F Д. Доплеровская частота поступает в частотомер. В частотомере осуществляется обнаружение доплеровской частоты и формирование импульсов напряжения, частота повторения которых равна доплеровской частоте по лучам 1, 2, 3.
Рис. 13.5. Вектор полной путевой скорости и его составляющие
Величины доплеровских частот F Д (рис. 13.5) по лучам 1, 2, 3 составят:
F Д1 = (W X cosβcosγ- W Z sinβcosγ-W Y sinγ)
F Д2 = (W X cosβcosγ+ W Z sinβcosγ+W Y sinγ)
F Д3 = (W X cosβcosγ- W Z sinβcosγ+W Y sinγ),
где W X , W Y , W Z - проекция полного вектора путевой скорости на оси самолетной системы координат.
Величины W X cosβcosγ, W Z sinβcosγ, W Y sinγ представляют собой проекции составляющих полной путевой скорости на направления излучения (рис. 13.6).
Доплеровские частоты F Д1, F Д2 , F Д3 из частотомера поступают в вычислительное устройство для измерения путевой скорости и угла сноса самолета. В вычислительном устройстве осуществляется решение системы уравнений относительно W X , W Y , W Z при этом следует иметь в виду, что доплеровские сдвиги частот F Д2 и F Д3 отрицательны, так как лучи 2 и 3 направлены назад, и в расчетах используются их модули.
Величину продольной составляющей полного вектора путевой скорости W Х найдем, вычитая из первого уравнения системы второе:
W Х = 
.
Величину вертикальной составляющей полного вектора путевой скорости W Y найдем, складывая первое уравнение с третьим уравнением системы:
Величину поперечной составляющей полного вектора путевой скорости Wz найдем, вычитая из третьего уравнения системы второе:
Wz= 
С учетом того, что в ДИСС-7 угол β=45°, угол γ= 66°, получим:
W X =0,83(F Д1 -|F Д3 |)λ 0 ;
W Y =0,28(|F Д3 |-|F Д1 |)λ 0 ;
W Z =0,83(|F Д3 |-|F Д2 |)λ 0
Полученные выражения представляют основные рабочие формулы, на основании которых в бортовой ЦВМ или в специализированном вычислителе В-144 определяется вектор путевой скорости.
Составляющие вектора полной путевой скорости W x , W Y , W z позволяют вычислить горизонтальную составляющую путевой скорости W и угол сноса самолета а по следующим формулам:
; tgα=
Измеренные составляющие вектора полной путевой скорости W x , W Y , W z , а также W и αиспользуются для решения навигационных и боевых задач. Величины W и α могут быть сняты со специального индикатора или с индикатора вычислителя В-144.
Следует отметить, что рабочие формулы являются приближенными, так как в них не учтены отклонения реальных углов лучей, реальной частоты излучаемых колебаний от номинальных значений, не учтено смещение доплеровских частот, определяемое характером отражающей поверхности.
Все блоки измерителя размещены на общем основании, устанавливаемом в нижней части фюзеляжа самолета.
В комплект блоков ДИСС-7 входят следующие блоки: питания передатчика ПК7, коммутации ПК8, приемник ПК3, электронный ПК-5 (2 шт.), питания низковольтный ПК4, передатчик ПК2 (2 шт.), антенное устройство ПК1.
Измеритель ДИСС-7, работающий совместно с вычислителем В-144, имеет следующие тактико-технические данные:
Диапазон измеряемых путевых скоростей -250-3200 км/ч.
Диапазон измеряемых углов сноса - ±15°
Точность измерений путевой скорости - ± (5,5+0,006W )км/ч
Точность измерения угла сноса - ±54".
Диапазон рабочих высот - до 25000 м.
Диапазон волн - сантиметровый.
Вид излучения - непрерывный.
Мощность передатчика -2Вт.
Чувствительность приемника - 106 дБ.
Число лучей антенны - 4.
Частота коммутации лучей антенны -2,5Гц.
Время непрерывной работы - 12 ч.
