ПРИМЕНЕНИЕ АВТОМАТИЗИРОВАННЫХ НАВИГАЦИОННЫХ КОМПЛЕКСОВ 2 глава

При коррекциях средняя точность оптимизированного результата не может превысить точность данных используемого корректирующего датчика, приближаясь к ней лишь при идеальном выполнении вычислительных операций. Это объясняется тем, что при таком способе оптимизации информация от менее точного (менее достоверного) датчика, будучи просто отброшенной, не учитывается в конечном результате и, следовательно, не используется для повышения его точности.

Устройства управления, индикации и сигнализации

Устройства управления, индикации и сигнализации (УУИС), несмотря на различия их индивидуальных функций, имеют в структуре АНК общее назначение — обеспечивать экипажу возможность активного управления процессом подготовки и выполнения полета на всех его этапах, как при использовании автоматического канала комплекса, так и при частичном или даже полном нарушении его работоспособности. В последнем случае навигация должна осуществляться неавтоматизированными способами на основе информации от отдельных датчиков комплекса или дополнительных («аварийных») навигационных приборов.

Устройства УУИС занимают в современной воздушной навигации особое место, являясь связующим звеном между человеком и автоматом, так как без специальных устройств человек не смог бы воспользоваться всей навигационной информацией, собираемой на борту самолета в результате работы многочисленных приборов.

К группе УУИС относятся:

§ пульты управления всеми входящими в АНК датчиками навигационной информации, центральным вычислителем и индикаторами;

§ индикаторные приборы, входящие как в состав отдельных ДНИ, так и общие для всего комплекса;

§ навигационные сигнализаторы, расположенные на пультах отдельных датчиков, пультах управления АНК и на специальном табло навигационной сигнализации (ТНС).

Пульты управления (ПУ) обеспечивают включение в работу всех составных частей АНК, их предварительную и предполетную проверку, ручной ввод исходных (или текущих) данных при программировании полета на земле и в воздухе, переключение режимов работы отдельных систем комплекса и всего комплекса в целом. В современных навигационных пультах преобладают органы управления дискретного типа — селекторные переключатели и кнопки ввода цифровых параметров (вместо рукояток и плавных шкал), упрощающие работу оператора.

Индикаторные приборы (навигационные индикаторы) являются источниками всей информации, поступающей в распоряжение экипажа в полете. Особенностью требований к индикатору в составе АНК является сосредоточение всей необходимой информации на возможно меньшем количестве объектов наблюдения (шкал, счетчиков, экранов) в кабине экипажа и обеспечение оперативного (немедленного) доступа к любому потребовавшемуся элементу информации. При этом должна достигаться предельная ясность индицируемого содержания, исключающая какое-либо перекодирование данных для их осмысливания и дальнейшего использования. Для сокращения общего числа наблюдаемых приборов индикаторы в АНК выполняются совмещенными и даже многофункциональными, т. е. на одни и те же указатели (шкалы, стрелки, цифровые и знаковые указатели) вызываются в зависимости от необходимости разные параметры. На одном указателе может последовательно индицироваться до 20 различных величин. Таким образом, в течение основного времени полета на индикаторах можно иметь только те параметры, по которым непосредственно контролируется полет (например, боковое отклонение от ЛЗП, оставшееся расстояние до ППМ), а параметры, используемые периодически, вызываются на короткое время, не отвлекая внимание экипажа на протяжении всего остального полета.

Известны несколько типов многофункциональных («интегральных») навигационных индикаторов:

§ стрелочно-шкальные совмещенные указатели нескольких параметров (например, плановые навигационные приборы ПНП), на которых одновременно индицируются курс, угол сноса, заданный путевой угол, курсовые углы двух радиомаяков (радиостанций), величина отклонения от ЛЗП и некоторые сигналы;

§ цифровые индикаторы, указывающие одновременно один или два параметра, но позволяющие последовательно вызывать до 10 и более параметров (пар параметров), например цифровые указатели φ и λ, z и S и т. д.;

§ картографические индикаторы с движущейся рулонной картой;

§ проекционные индикаторы навигационной обстановки (ПИНО), позволяющие непрерывно наблюдать положение текущего МС на фоне движущегося картографического изображения местности, некоторые элементы движения самолета (β, W) и внешней обстановки, а также, по вызову,— таблицы с различными справочными данными (схемами захода на посадку, радиоданными, инструкциями по проверке аппаратуры). Этот тип индикаторов, использующих оптический или электронный проекционный экран, в настоящее время все чаще рассматривается как основное средство контроля со стороны экипажа за автоматическим полетом самолета, особенно при отсутствии на борту штурмана.

Для успешного автоматизированного управления самолетом экипаж, кроме основной навигационной информации, нуждается также в индикации ряда признаков работы самого АНК: работоспособности его датчиков и вычислителя, фактически осуществляемого этапа программы, режима работы комплекса и другой вспомогательной информации. Это связано, прежде всего, с тем, что внимание экипажа, освобожденное от непрерывного наблюдения за множеством отдельных приборов, должно своевременно привлекаться к тому из них, в работе которого возникли какие-либо ненормальности или показания которого приближаются к некоторым контрольным (или нежелательным) значениям. Кроме того, автоматика АНК в ряде случаев может решать не только чисто вычислительные задачи, связанные с измерением, оптимизацией и индикацией различных навигационных величин и команд, но и логические задачи, связанные с переходом к очередному этапу программы или с оптимальной самоорганизацией комплекса. В результате этого АНК «самостоятельно» разворачивает самолет или изменяет режим своей работы, заменяет датчики исходной информации, выдает экстренные команды на автопилот. Чтобы своевременно обратить внимание экипажа на все изменения в состоянии датчиков и вычислителя АНК и на автоматические изменения режима управления самолетом, применяются визуальные сигнализаторы, выполненные, как правило, в виде светящихся ламп с определенным текстом: «Память», «Отказ НВ», «Отказ азимута», «Проверь коорд РСБН», «Смена ЛЗП» и т. д. Основная часть сигнализаторов объединена в табло навигационных сигналов (ТНС), расположенное на видном месте в кабине. Для целей сигнализации может использоваться также экран знаковой электроннолучевой трубки, на котором появляется соответствующий информационный текст.

ХАРАКТЕРИСТИКА ТИПОВОГО АВТОМАТИЗИРОВАННОГО НАВИГАЦИОННОГО КОМПЛЕКСА С АНАЛОГОВЫМ ВЫЧИСЛИТЕЛЕМ

Автоматизированные навигационные комплексы с аналоговыми вычислителями созданы на базе автоматических вычислителей координат с доплеровскими датчиками скорости и имеют более широкие возможности программирования полета.

Состав комплекса

В АНК с помощью вычислителя объединяются несколько датчиков навигационной информации (рис. 3): точная курсовая система (ТКС), доплеровский измеритель скорости и угла сноса (ДИСС), система воздушных сигналов (СВС), бортовая радиолокационная станция типа МНРЛС, бортовая аппаратура угломерно-дальномерной системы ближней навигации и посадки (РСБН).

В состав центрального устройства комплекса — навигационного вычислителя (НВ) — входят следующие основные блоки:

1) электронные и электромеханические блоки, предназначенные для счисления, преобразований и коррекции координат, вычисления параметров ветра и решения других частных задач;

2) пульты управления вычислителем: пульт режимов работы НВ (рис. 4); задатчики-индикаторы ортодромических координат (рис. 5) самолета 1 и 2, ППМ 3 и наземных средств коррекции 4; задатчики-индикаторы заданных ортодромических путевых углов участков маршрута 5; задатчик путевых углов ЛЗП («ИЗПУ») относительно меридиана радиомаяка 6, используемого для коррекции координат; задатчик-индикатор параметров ветра (рис. 6); механизм управления перекрестием (МУП) на экране БРЛС (рис. 7, г);

3) индикаторы номеров ППМ и ТПМ (точек посадочного маневра) и индикаторы корректирующих поправок ΔZ и ΔS (рис. 7, б, а).

Рис. 3. Обобщенная блок-схема АНК с аналоговым вычислителем:

1—управление режимами НВ и АНК; 2 —обмен программными и текущими данными; 3 — данные наблюдения за экраном БРЛС (МНРЛС)

Рис. 4. Пульт управления навигационным вычислителем (пульт режимов работы)

Кроме того, для индикации режимов и признаков работы всего АНК имеется блок световых табло, управляемых также от НВ (рис. 7, в).

На общей блок-схеме АНК (см. рис. 3) показаны главные информационные связи датчиков, вычислителя, индикаторов и САУ, осуществляемые в различных вариантах в зависимости от конкретной, выполняемой в данный момент (период времени), функции НВ и конкретного режима управления самолетом.

Рис. 5. Задатчики-индикаторы типового навигационного вычислителя:

1 и 2 — задатчики-индикаторы (счетчики) текущих (счисленных или преобразованных) координат самолета; 3 — задатчики координат ППМ; 4 — задатчики координат наземных средств коррекции; 5 — задатчики-индикаторы ОЗПУ; 6 — задатчик НЭПУ ЛЗП относительно меридиана радиомаяка

Рис. 6. Задатчик-индикатор параметров ветра

Рис. 7. Индикатор корректирующих поправок (а), табло номеров ППМ и ТМП (б), табло навигационной сигнализации (в), МУП (г)

Точная курсовая система (ТКС) постоянно выдает в НВ текущий условный курс γ_у самолета, отсчитанный от выбранного условного меридиана, и при необходимости магнитный или астрономический курс. В то же время в ТКС из НВ поступают заданный путевой угол, индицируемый на подвижном треугольном индексе указателя УШ-3, и широта МС, которая автоматически вводится в механизм азимутальной коррекции гироагрегатов.

Система воздушных сигналов (СВС) непрерывно выдает в НВ истинную воздушную скорость V для вычисления параметров δ и U ветра, счисления координат при отсутствии доплеровской информации, выработки расчетных угла сноса и путевой скорости, а также барометрическую высоту полета для выработки необходимых параметров в режимах коррекции и вертикального маневра.

Доплеровский измеритель скорости и угла сноса (ДИСС) выдает в НВ: в режиме «Импульсное счисление» — две доплеровские частоты f_д1 и f_д2, в режиме «Аналоговое счисление» — угол сноса а и путевую скорость W. В режиме «Память» («Счисление по СВС») в ДИСС из НВ поступают значения α и W, используемые для индикации при отсутствии доплеровской информации.

Угломерно - дальномерная система ближней навигации и посадки (РСБН) выдает в НВ азимут А_С и наклонную дальность D_H самолета относительно наземного радиомаяка, которые используются для определения точных (радиотехнических) координат в основной системе АНК, необходимых для коррекции счисленных координат.

Самолетная бортовая радиолокационная станция (например, МНРЛС типа «Гроза») обеспечивает измерение курсового угла и наклонной дальности до опознанного радиолокационного ориентира, по которым рассчитываются мгновенные координаты самолета в ЧО-системе, используемые далее для коррекции счисленных координат. Кроме того, БРЛС в сочетании с НВ позволяет определять ЧО-координаты наблюдаемого на экране неизвестного радиолокационного объекта, т. е. обеспечивает его «расшифровку».

Центральная гировертикаль (ЦГВ) связана непосредственно с некоторыми датчиками навигационной информации (ТКС, ДИСС, антенная система МНРЛС), обеспечивая их сигналами отклонения «самолетной вертикали» от вертикали истинной.

Система автоматического управления самолетом (САУ) служит для преобразования выходной навигационной информации, вырабатываемой НВ, в сигналы управления самолетом по крену и тангажу. В САУ из НВ поступают сигналы перехода на определенные режимы управления, информационные сигналы работоспособности схем НВ, боковое уклонение Z самолета от ЛЗП (по счислению) и его производная Ž по времени, заданный путевой угол для выхода в очередную запрограммированную точку, угол θ наклона траектории при выполнении вертикального маневра. Примерами систем автоматического управления первого поколения являются АБСУ-134А, КА-142, Путь-4, СТУ-154

Вопросы студентам:

1. Какие способы оптимизации навигационной информации Вы знате?

2. Какие устройства входят в УУИС?

3. Что такое интегральный навигационный индикатор?

4. Что входит в АНК с аналоговым вычислителем? Где применяются такие АНК?

5. Для чего в АНК применяется задатчик – индикатор НВ?

6. Для чего в АНК используются ТКС, СВС, ДИСС, РСБН, МНРЛС, ЦГВ, САУ? В каких системах счисления они работтают7 Что и как корректируют или коректируются?

Лекции 6, 7, 8

Автоматическая бортовая система управления АБСУ-134А

Система предназначена для установки на пассажирские самолеты Ту-134А для автоматизации управления самолетом на всех этапах полета: начиная с высоты 200 м на взлете и завершая заходом на посадку в автоматическом или директорном режимах до высоты 30 м и уходом на второй круг в автоматическом или директорном режиме.

АБСУ-134А обеспечивает автоматическое выполнение следующих функций:

§ стабилизация углов крена, тангажа, курса и заданной барометрической высоты;

§ управление по крену и тангажу от рукояток управления;

§ управление заданным курсом при ручной выставке;

§ автоматическое и директорное управление самолетом при заходе на посадку и уходе на второй круг в соответствии с нормами метеоминимума II категории;

§ управление самолетом и боковой плоскости при полете по радиомаякам VOR;

§ выполнение предпосадочного маневра (выполнение четвертого разворота по команде летчика и захват глиссады);

§ стабилизация и управление приборной скоростью полета с помощью автомата тяги:

§ стабилизация линии заданного пути по сигналам доплеровской навигационной системы;

§ триммирование и индикация усилий в системе управления рулем высоты при полете с включенным каналом тангажа автопилота;

§ индикация основных пилотажно-навигационных параметров и предупредительно-командная сигнализация;

§ предполетный и полетный контроль с указанием отказавшего режима, подканала, а также переключение на резервный режим работы.

АБСУ-134А сертифицирована в соответствии с нормами ЕНЛГС в составе самолета Ту-134А.

Комплекс автоматов КА-142

Комплекс КА-142 предназначен для обеспечения необходимых характеристик устойчивости и управляемости полета самолетов типа Ту-95 и Ту-142 в диапазоне высот до 15000 м и диапазоне скоростей до 960 км/час.

Комплекс повышает собственное демпфирование колебаний объекта, улучшает управляемость при ручном управлении, а также компенсирует момент при отказе одного из крайних двигателей на излете при положении указателя положения рычагов тяги (УПРТ) от 85 до 108 градусов.

Демпфирование короткопериодических колебаний самолета с помощью КА-142 основано на измерении угловых скоростей самолета относительно осей ОХ, ОУ, OZ и преобразовании измеренных величин в пропорциональное отклонение элеронов, руля направления и руля высоты.

Улучшение управляемости при ручном управлении осуществляется за счет введения в КА-142 сигналов отклонения штурвала и колонки.

Компенсация момента при отказе одного из крайних двигателей на взлете осуществляется электромеханизмом МП-АФ по сигналу соответствующего автофлюгера.

Комплекс КА-142 имеет шесть автономных каналов: каналы направления I и II; каналы крена I и II; каналы тангажа I и II.

Для повышения надежности каналы крена-тангажа дублированы и обеспечивают по каждому каналу половину передаточного числа.

Состав комплекса (рис. 8):

§ датчик угловой скорости (ДУС) канала направления - для получения электрических сигналов, пропорциональных угловой скорости самолета относительно вертикальной оси.

§ датчики угловой скорости (ДУС) каналов тангажа (2 шт.) - для получения электрических сигналов, пропорциональных угловой скорости самолета относительно вертикальной оси.

§ датчики угловой скорости (ДУС) канала крена (2 шт.) - для получения электрических сигналов, пропорциональных угловой скорости самолета относительно вертикальной оси.

§ блоки добавочного сопротивления БДС-2,5М (5 шт.) - для включения в цепь якоря электродвигателя рулевого агрегата РАУ-107А с целью ограничения тока при повышенных нагрузках на штоке РАУ-107А.

§ датчик положения строенный ДПС-1 - измеряет перемещения штока механизма триммирования и преобразует эти перемещения в электрические сигналы.

§ датчик положения строенный ДПС-2 - измеряет перемещения штоков пружинного загружателя рычагов управления и преобразует их и электрические сигналы.

§ усилители сервопривода канала тангажа УС-20-4 (2 шт.) - суммируют управляющие сигналы по угловой скорости, отклонения колонки и штурвала и жесткой обратной связи на входе магнитного усилителя, а также усиления по мощности.

§ усилители сервопривода канала крена УС-20-5 (2 шт.) - суммируют управляющие сигналы по угловой скорости, отклонения колонки и штурвала и жесткой обратной связи на входе магнитного усилителя, а также усиления по мощности.

§ усилитель сервопривода канала направления УС-20-6 - суммирует управляющие сигналы по угловой скорости, отклонения колонки и штурвала и жесткой обратной связи на входе магнитного усилителя, а также усиления по мощности.

§ блок выпрямителей фазочувствительных БВФ-19 - для получения сигналов напряжения постоянного тока, полярность которого зависит от фазы входных сигналов.

§ блок управления МП БУМП-12 - управляет электромеханизмом МП-АФ по сигналу автофлюгера левого или правого крайнего двигателя самолета и возвращает шток МП-АФ в исходное положение по сигналу от кнопки.

§ пульт передаточных чисел ППЧ-41 - изменяет передаточные числа по сигналам угловых скоростей, сигналам отклонения колонки и штурвала самолета.

§ датчики обратной связи ДОС (2 шт.) - для получения электрических сигналов, пропорциональных углу поворота штурвала.

§ фильтры помех ФП (6 шт.) - снижают по цепи питания уровень помех радиоприему.

§ электромеханизм МП-АФ - для быстрого автоматического отклонения через необратимый гидроусилитель руля направления.

§ рулевые агрегаты управления РАУ-107А (5 шт.) - силовые исполнительные механизмы для управления золотником гидравлического усилителя самолета.

§ индикаторы нулевые ИН-3 (2 шт.) - индицируют положения штоков исполнительных механизмов относительно нейтрального положения.

§ кронштейн установочный КУ - для установки и закрепления усилителей сервоприводов каналов тангажа, крена и направления.

Рис. 8. Функциональная схема комплекса автоматов КА-142

Командная пилотажно-навигационная система ПУТЬ-4

Командная пилотажно-навигационная система Путь-4 с помощью вычислительного устройства В-4С обеспечивают логическую и математическую обработку сигналов навигационных датчиков и формирование результирующего командного сигнала, выдаваемого на показывающий прибор ПП-1ПМ.

Пилотажно-навигационная система Путь-4 выполняет следующие функции:

§ полет по маршруту;

§ привод к аэродрому;

§ полет на заданной высоте и по заданному курсу;

§ пробивание облачности;

§ заход на посадку;

§ построение коробочки;

§ выдачу информации о неисправности системы и датчиков сигналов;

§ индикацию следующих параметров положения и движения ЛА:

- крена γ;

- команды по крену δ_Э;

- тангажа ν;

- команды по тангажу δ_B;

- отклонения от глиссады ξ;

- курса ψ;

- заданного курса ψ_З;

- курсового угла радиостанции φ_КУР;

- отклонения от заданной линии пути ε;

- отклонения от заданного курса Δψ_З;

- пеленга радиостанции φ_МП;

- скольжения β и др.

В систему входят (рис. 9):

§ вычислитель - В-4С;

§ навигационно-курсовой прибор - НКП-4;

§ радиосистема ближней навигации и посадки - РСБН-2;

§ автоматический радиокомпас - АРК-11;

§ центральная гировертикаль - ЦГВ-4;

§ пилотажный прибор - ПП-1ПМ;

§ курсовая система - КС-6;

§ система посадки - СП-50;

§ бортовое оборудование системы посадки - Курс-МП;

§ усилитель - У-20Н;

§ блок коммутации - БК-5;

§ блок реле - БР-37;

§ тумблер развода стрелок – ТРС.

Рис. 9. Структурная схема пилотажно-навигационной системы Путь-4

При подготовках к полету у пилотажно-навигационной системы проверяется правильность индикации гироскопического, магнитного (истинного) и ортодромического курсов, работоспособность дистанционной передачи крена и тангажа, работоспособность командных стрелок продольного и бокового отклонений во всех режимах работы, работоспособность корректора высоты.

При периодических видах обслуживания с помощью проверочных пультов у пилотажно-навигационной системы проверяется скорость отработки и погрешность дистанционных передач курса, курсового угла радиостанции, угла сноса, крена, тангажа, заданного путевого угла, а также параметры, характеризующие работоспособность бокового и продольного каналов во всех режимах работы.

Система траекторного управления СТУ-154

Система СТУ-154 предназначена для работы в составе автоматической бортовой системы управления АБСУ-154 самолетов Ту-154А и Ту-154Б.

Система служит для индикации основных пилотажно-навигационных параметров во всех режимах полета, а также для формирования и индикации команд директорного и автоматического управления и режиме захода на посадку по II категории IСАО.

Индикация пилотажно-навигационных параметров и команд управления осуществляется на показывающих навигационно-плановом приборе ПНП-1 и командно-пилотажном приборе ПКП-1. Показывающие приборы продублированы и располагаются в центральной части приборных досок левого и правого летчиков.

Формирование сигналов управления самолетом осуществляется вычислительным устройством, вырабатывающим командные сигналы для управления в боковой и продольной плоскостях.

Характерной особенностью каждого из каналов является наличие:

§ трехкратного резервирования вычислительной части,

§ непрерывного встроенного контроля работоспособности и сигнализации об исправности резервного канала,

§ тест-контроля контролирующей части канала и схемы формирования сигналов управления,

§ транзитной обработки навигационных сигналов с последующим выводом их на показывающие приборы и в систему автоматического управления (для командных сигналов).

Текущие навигационные параметры, а также сигналы управления и разовые команды для индикации и формирования законов управления поступают от точной курсовой системы ТКС-П2, малогабаритной гировертикали МГВ-1СК, доплеровского измерителя скорости и угла сноса ДИСС-ЗП, навигационно-вычислительного устройства НВУ-БЗ, автоматической бортовой системы управления АБСУ-154-2, радиотехнической системы посадки КУРС-МП-2 и автомата тяги АТ-6-2.

Параметры, индицируемые показывающими приборами системы СТУ-154:

§ крен текущий, тангаж текущий, курс текущий, заданный путевой угол, угол сноса, курс заданный (с использованием следящих систем);

§ отклонение от курсовой зоны посадочного маяка, отклонение от глиссадной зоны посадочного маяка (стрелочные указатели);

§ отклонение от заданной скорости, команда управления по тангажу, команда управления по крену (стрелочные указатели);

§ угол скольжения (указатель скольжения типа физического уровня);

§ сигнализация о связи СТУ-154 с системой посадки, радиомаяком VOR, навигационным вычислителем, системой ближней навигации (световая индикация включения режима);

§ дальность до маяка радиотехнической системы ближней навигации (цифровой указатель);

§ сигнализация о работе датчика текущего курса, глиссадного радиоприемника, курсового радиоприемника, исправность датчиков крена и тангажа, исправность бокового канала, исправность продольного канала (бленкеры отказа систем: отсутствие индикаторов в поле зрения летчика свидетельствует об исправности подсистем);

§ встроенный тест-контроль работоспособности указателя крена (контроль по показанию текущего крена после нажатия кнопки "Тест").

Структурная схема системы приведена на рис. 10.

Для оценки технического состояния системы выпускается штатная контрольно-проверочная аппаратура СТУ КПАП-1, позволяющая проводить проверки и регламенты, как в полевых, так и стационарных условиях авиационно-технической базы.

Для проверки входящих в систему блоков в условиях ремонтных предприятий и авиационно-технических баз выпускаются пульты-вставки ПВ-1 - ПВ-5, работающие в составе унифицированных стендов СИ-5.

В настоящее время проводится модернизация самолетов ТУ-154, на которые вместо устаревшей системы СТУ-154 устанавливается современный навигационный комплекс "Жасмин", приведенный ниже.

Рис. 10. Структурная схема траекторного управления СТУ-154

Счисление и преобразование координат

В качестве основной системы координат АНК применяется упрощенная ортодромическая (плоская прямоугольная) система. При этом ось Оу этой системы (рис. 2) может совпадать или с ортодромией каждого прямолинейного участка (этапа) ЛЗП — частно-ортодромическая система, — или с ортодромией, соединяющей начало и конец всей ломаной ЛЗП — главно-ортодромическая система. Для выбора одной из систем на щитке управления НВ имеется переключатель «ГО-ЧО» (рис. 4).

Непрерывное счисление координат выполняется или непосредственным суммированием (интегрированием) линейных перемещений ΔS_i самолета, получаемых подсчетом количества принятых периодов N_Д доплеровской частоты за время движения («Импульсное счисление»), или интегрированием путевой скорости по времени («Аналоговое счисление»).

Первый способ обеспечивает более высокую точность, так как применение импульсных счетчиков сокращает аппаратурные преобразования информации и связанные с ними погрешности (например, исключается вычисление путевой скорости). Поясним сущность импульсного счисления на очень упрощенном примере.

Предположим, что при работе ДИСС используется один луч, имеющий постоянный угол μ наклона к горизонту и расположенный в вертикальной плоскости, проходящей через вектор (т. е. если антенная система развернута на угол сноса). При этом частотомер измеряет величину доплеровского сдвига частоты

где μ и λ — постоянные для данной установки ДИСС величины. Соответствующий период доплеровской частоты

Путь, проходимый самолетом за время Т_Д ,

т. е. не зависит от величины путевой скорости.

При движении самолета в течение времени Δt будет принято N_д = Δt/T_Д полных периодов и, следовательно, путь, пройденный за это время самолетом

Число N_д подсчитывается после преобразования непрерывных колебаний с частотой f_д в последовательность коротких импульсов с периодом повторения Т_д. Изменения W в полете вызывают изменение промежутков времени Т_д между соседними импульсами, т. е. за то же время Δt будет принято новое количество периодов (импульсов) N_д'.

Рис. 11. Образование радиальных скоростей самолета W_p