Погрешности радиовысотомеров больших и малых высот.

Первую группу погрешностей образуют методические, связанные со случайным характером принятого сигнала, изменением рассеивающих свойств земной поверхности в процессе полета, влиянием крена и тангажа ЛА, флуктуациями сигнала из-за процесса рассеяния ЭМ волн, шумами внешнего и внутреннего происхождения. Все эти погрешности можно разбить на две составляющие:

-ошибки из-за смещения средней оценки измерения высоты

Вторая группа связана с динамическими ошибками. В радиовысотомерах они возникают из-за маневров ЛА: измерение высоты сильнопересеченного рельефа, использования РВ в системах управления самолета и других случаях. Так как измерительные устройства РВ имеют динамические характеристики соответствующего порядка, то при наличии вышеуказанных причин имеет место отставание в измерении высоты и возникает динамическая ошибка.

Третью группу составляют инструментальные (аппаратурные) погрешности, связанные с прохождением сигналов через антенно- фидерные, приемно-передающие и измерительные тракты РВ, а также ошибки из-за схемных конструктивных и технологических решений конкретных блоков РВ.

Для радиовысотомеров малых высот периодичность закона модуляции и способ измерения частоты ограничивают минимальную рабочую высоту. При периодическом законе модуляции частоты фаза преобразованного сигнала, соответствующего отражению от одиночной цели, периодически меняется с частотой модуляции излучаемых колебаний. Спектр преобразованного сигнала содержит только те составляющие, частоты которых кратны частоте модуляции F_M. Если в РВ использован измеритель частоты типа счетчика числа переходов сигнала через нуль, то при изменении высоты частота следования импульсов на входе счетчика меняется дискретно, оставаясь кратной F _M. Минимальное значение этой частоты

Это явление приводит к ограничению минимальной высоты той величиной Н_min, которая соответствует F_pmin. При симметричных законах ЧМ

где девиация частоты D f _Д берется в мегагерцах. При D f _Дравной, например, 50 МГц, Н_min = 0,75 м. Для уменьшения Н_min необходимо увеличивать девиацию частоты D f _Д. Получение больших D f _Дтем проще, чем выше несущая частота излучаемых колебаний.

Непрерывный характер излучения в частотном РВ приводит к появлению на входе приемника прямого (просочившегося) сигнала, обусловленного электромагнитной связью передающего и приемного трактов. Прямой сигнал состоит из двух составляющих, каждая из которых промодулирована по амплитуде и фазе по случайным законам. Первая из этих составляющих представляет собой просочившийся сигнал передатчика, а вторая-тот же сигнал, не попадающий на вход приемника из-за отражений от элементов конструкции самолета. Параметры случайной модуляции сигнала передатчика определяются характеристиками генератора высокой частоты, в то время как параметры модуляции отраженного сигнала зависят от изменения взаимного расположения антенн РВ и отражающих элементов конструкции, вызываемого вибрациями ЛА.

Наибольшее влияние оказывают амплитудно-модулированные составляющие прямого сигнала. Они вызывают появление на выходе балансного смесителя шумового напряжения, основная доля энергии спектра которого приходится на низкочастотную часть, т. е. на тот участок, где располагаются частоты Fp_min – Fp_max, соответствующие измеряемым высотам полета.

Мощность шумов на выходе балансного смесителя, вызываемых прямым сигналом, не зависит от высоты полета, в то время как мощность полезного сигнала убывает с ростом высоты. Поэтому на некоторой высоте эти мощности становятся соизмеримыми, что вызывает ухудшение точности РВ и приводит к ограничению максимальной высоты H_m_ах (или высотности РВ). Подобное ограничение H_max имеет место и в доплеровских измерителях скорости при излучении непрерывных колебаний.

Входящий в выражение для H_m_ах средний коэффициент шума приемника

где DШ_прм — коэффициент шума при отсутствии прямого сигнала; DШ_ПРД=DШ_ПРД+DШ_ВИБ —прирост коэффициента шума за счет просачивания сигнала передатчика (DШ_ПРД) и промодулированной виброшумами составляющей (DШ_ВИБ).

Если оговорена максимально допустимая величина

то требуется определенное ослабление прямого сигнала по сравнению с излучаемым, т. е. определенная развязка передающего и приемного трактов b_р.т:

b_р.т £ 4.10^-21mШ_ПРМ (Р _ш._ген+ 0,25 m_п ² P₀)^- ¹(18.14)

где Р ₀ — мощность передатчика; Р _ш.ген — мощность собственных шумов передатчика (зависит от типа генератора); m_п- коэффициент паразитной амплитудной модуляции виброшумами.

Если принять m =0,1; Ш_ПРМ =100; Р₀ = 0,5¸1 Вт; Р _ш._ген =10^-12- 10^-14; m_n = 10^-6 ¸10^-7, то требуемая развязка b_р.т составляет 10^-6 -10^-8или 60-80 дБ.

Радикальным средством борьбы с шумами, вносимыми прямым сигналом, является улучшение шумовых характеристик генератора и увеличение развязки, т. е. уменьшение b_р.т. Реализация последней рекомендации требует рационального размещения антенн РВ.

В качестве дополнительного средства уменьшения шумов применяют фильтры, вырезающие низкочастотный участок спектра преобразованного сигнала, где сосредоточена основная часть энергии мешающих шумов.

Методические ошибки радиовысотомеров больших высот возникают вследствие непостоянства скорости распространения радиоволн при изменении условий распространения v появляющемся при этом отличии скорости распространения радиоволн е реальных условиях от скорости распространения, принятой в качестве расчетной (299762*1000 м/сек).

Инструментальные погрешности. Одной из причин возникновения инструментальной ошибки является неудовлетворительная настройка и регулировка радиовысотомера. К ошибкам в отсчете высоты могут привести: искажение формы развертки и эксцентричность окружностей развертки по отношению к масштабной шкале, неточная установка зондирующего импульса на нуль шкалы высот, определяемая в значительной мере формой и амплитудой зондирующего импульса, а также нестабильная работа синхронизатора. Вследствие этого зондирующий и отраженный импульсы, просматриваемые на экране индикатора, будут перемещаться ("дрожать").

Ошибки при изменении высоты могут возникнуть при расстройке синхронизатора, вследствие которой нарушается связь масштабной шкалы с длительностью развертки, определяемой периодом синусоидальных колебании синхронизатора.

Точность отсчета высоты определяется точностью задания масштабной шалы и ценой ее деления.

В радиовысотомере масштабная шкала (рис.18.9) при диаметре d=51мм имеет 75 делений. Следовательно, по окружности в каждом делении шкалы содержится 2,14 мм. Цена деления на грубом масштабе (М х 10) составляет

Таким образом, при измерении высоты с предельной точностью до половины деления шкалы отсчет может быть произведен с точностью до 10 или 100 м в соответствии с масштабами измерений.

Отсчет высоты производится в следующей последовательности. На грубом масштабе (М х 10) производится отсчет высоты и округляется до ближайшей меньшей величины, кратной 1500 м (рис.18.11) Затем на точном масштабе (М х 1) определяется высота, не учтенная при первом измерении. Сумма значений высот, полученных на обоих масштабах, будет представлять собой истинную высоту полета.

Ошибки обстановки или условий измерений возникают при продольных или поперечных кренах самолета ввиду значительной остроты характеристик направленности антенн радиовысотомера, так как измеряется не высота полета, а наклонная дальность до отражающей поверхности (рис.18.10).

Субъективные ошибки возникают при отсчете высоты и зависят от опытности оператора, производящего отсчет высоты по индикатору радиовысотомера.

Рис. 18.10. Ошибки в измерении высоты при эволюциях самолета

Точность РВ можно оценить суммарной погрешностью

где n- разностная частота или период модуляции в зависимости от типа РВ; s _Н, s _n- средние квадратические погрешности определения высоты и измерения параметра; s_M-среднее квадратическое значение нестабильности масштабного коэффициента М.

Нестабильность масштабного коэффициентаприводит к погрешности

Существенного уменьшения данной погрешности добиваются, применяя специальное устройство для поддержания М = const (т. е. для сохранения постоянства T_M/D f _Дили F_p₁/D f _Д).

Величина Мдля уменьшения суммарной погрешности должна быть по возможности малой, что достигается, главным образом, увеличением девиации частоты излучаемых ЧМ колебаний.

Radio Altimeter systems are installed in the majority of today's modern aircraft. At first glance, it may appear to be a complicated way of determining an aircraft's altitude above the terrain compared with the simple radar principle of measuring the time taken for a signal to strike the ground and return. However, radar systems operate on a pulse principle, at GHz levels, and a pulse with a width of only 1 µs would be 982ft wide; hardly appropriate for defining aircraft altitude within an accuracy of a few feet!

Radar Altimeters, use low powered pulses of electromagnetic radiation transmitted downwards from the aircraft, usually at X-band frequencies; and like other radar devices measures its altitude (h) by using the time difference (t) between sending and receiving the pulses, in the equation:

where 'c' is the speed of light. It usually has a greater range than Radio Altimeters and is normally used up to 5,000ft, but can go as high as 30,000 ft.

The majority of modern aircraft are equipped with Radio Altimeters and Radar Altimeter systems are mainly used in military aircraft, helicopters or where a greater altitude readout than 2,500ft is required. Radar altimeters are also used onboard satellites that are used to map the earth's surface.

A Radar Altimeter system has a very similar structure to the Radio Altimeter, but only uses one antenna and usually has the following components:

Most aircraft that operate to CAT 11 autopilot limits have a single system. However, if the aircraft operates to CAT III limits, then a minimum of two systems is required. Figure 32 shows a block diagram of how these components interconnect in a typical aircraft system.

The transmitter and receiver are usually contained in one Line Replaceable Unit (LRU), that also contains all the electronics required to process the transmitted and received data. It also contains circuits to provide self- monitoring and to check on the validity of the received signal.

The transmitter section has the necessary circuitry to generate and transmit a series of pulses, usually in the X-band frequency range from 10-16 GHz.

The receiver section has the electronics required to receive any reflected returns, calculate the delay between transmitted and received signal and to output this result to a suitable indicator. It also has monitoring circuits to ensure the validity and reliability of the processed altitude information sent to the indicator.

In addition to the output to the radar altimeter most systems also supply altitude data to:

Radar Altimeter systems use indicators that are very similar to those in Radio Altimeter systems, but they are usually standalone instruments, similar to those shown in figure 25 in the Radio Altimeter section.

As with any pulse radar system, only one antenna is required for both transmitter and receiver, always located on the underside of the fuselage so there are no obstructions for the transmitted and received signals.

The system has no operating controls, except for flight crew selection of the decision height (DH), it will automatically start displaying Radio Altitude once the aircraft descends below its maximum range.

Radar or Radio altitude, as opposed to barometric altitude, measures the distance of the aircraft above the terrain as illustrated in figure 22. If the terrain was perfectly smooth and horizontal, ie parallel to the level flying aircraft, any returned signal would come from the closest terrain to the aircraft and would be an accurate measure of its altitude, as shown in graph (1) in figure 33 below.

However, much of the earth's surface is not smooth and in reality energy is scattered back to the aircraft from all parts of the terrain and looks more like the pattern in figure 33(2). Although this is equally true of Radio altimeters, as these systems are continually transmitting and receiving a signal, it is easier to filter out unwanted returns.

However, these signal returns are the theoretic ideal, and in reality, as the aircraft is continuously moving over the terrain, the return power is the mean of many pulses returned from the nearest point perpendicular to the aircraft and scattered returns from the entire illuminated area, figure 33(3).

As already stated, the system has no operating controls, except for selection of the desired decision height (DH) and the transmitter continually outputs a series of pulses at a fixed PRF; while the receiver, as the transmitter rests, continually looks for reflections from the terrain below.

Obviously, for the Radar Altimeter to measure distance to the ground accurately, it must be able to distinguish between the signal returns from near the vertical, ie under the aircraft, and those from more distant points. The easiest way to achieve this is by using a directional antenna. However, Radar, and indeed Radio, altimeters can rarely have highly directional antennas, as they must be able to transmit and receive signals regardless of the aircraft's attitude and so cannot discriminate normal returns from those that are off the vertical. As the aircraft is also moving, the antenna beam width has to be large, in order to detect all the returned signals and so the antenna's gain is small.

As already mentioned, when using a Radar Altimeter, the pulse width of the transmitted signal must be small in order to achieve the required resolution and is typically less than 0.25 µs. This short pulse allows measurements, even at low altitudes, of the time delay between the transmitted and returned pulse. To ensure accuracy the measurement is taken as the time delay between the leading edge of the transmitted pulse and that of the mean returned pulse from the terrain under the aircraft.

Most Radar Altimeters use a tracking gate system and as shown in figure 32. The generated pulse is fed to the transmitter and the variable delay gate generator. Figure 32 shows a single gate system but in most modern transmitter/receivers, multiple gates are used to provide better measurement, ie greater accuracy in the presence of noise and fading signals.

With multiple gate systems, one gate is kept near the leading edge by a servo system that adjusts the position of the gate to the optimum delay point as illustrated in figure 33(3). As shown in figure 33(3) the returned signal is actually a combination, ie average or mean, of all the detected returns from the terrain. The received signal is processed and used to move the position of the gate pulse via the synchronisation, or coincidence and delay, circuits. The delay circuits then measure the delay between the transmitted and received signals and calculates the aircraft's altitude. This is then fed to a suitable indicator and is usually also fed to the aircraft's Flight Control System (FCS), FDR, GPWS and other systems as required.

As with all radar systems, the reflected power level is dictated by the 'inverse square law\ In order to ensure that the receiver only processes first-time returns, ie ignores double-bounces that can cause interference between the various scattered returns and result in fading, the received pulses are averaged over a number of returns to get an accurate indication.

As with Radio Altimeter systems, DH is a pilot selectable altitude, that when reached, is annunciated by a light on the system indicator. Most systems can also drive additional external annunciators, usually mounted within the flight crews' view on each main instrument panel. In addition, many systems also provide an audio output that sounds a 1000 Hz tone for one second when the DH is reached. This aural output can also drive some message units, eg on the Collins FPA 80, that will call out 'Minimum' three times over the audio system when DH is reached.

Some system transmitter/receivers also have additional internal trip settings that can be customised for each aircraft type during initial certification. These are used as additional signal outputs for other aircraft systems, eg autopilot; and can also be used to initiate cabin signs, eg 'FASTEN SEAT BELTS'.

Some helicopter autopilot systems use the Radar altitude output as a reference value for a ⁱhover-hold^, mode. As the Radar Altimeter transmits many times a second, it can have an accuracy within ± 5ft, or even less on sophisticated systems. However, when used over moving water, eg the sea, it may follow the altitude so accurately as to cause a type of seasickness for those onboard the aircraft.

All systems have a self-test feature, which is usually initiated by a switch on the indicator, or a specific test switch on a convenient instrument panel. The test function will depend on the system fitted, but when activated, usually also tests the DH function.

This is very similar to the Radio Altimeter. Of course, always refer to the AMM, and use fault finding manuals such as the FIM and any computer aids available.

Подробно рассматривается в [4] рекомендуемой литературы.

The radio altimeter (RA) system measures the vertical distance from the airplane to the ground. The radio altitude shows in the flight compartment on the display units (DU). The radio altitude is computed with the receiver transmitter unit by comparing the transmitted signal to the received signal. The R/T unit transmits a radio signal then receives the reflected RF signal back from the ground to determine the altitude of the aircraft. The R/T sends computed altitude data out on two ARINC 429 data buses to user systems on the aircraft.

The flight crew and other airplane systems use the altitude data during low altitude flight, approach, and landing.

An adjustable radio minimums alert operates with the radio altitude system and is independently selectable from 0 to 999 feet on the captains and first officers EFIS control panels. The radio minimums altitude selection is compared and processed in the display electronics units (DEUs) with the existing radio altitude value output from the radio altitude R/T. When the airplane descends to the selected radio minimums altitude a flashing radio minimums alert is displayed on the applicable DU.

ЧТО ПРОИСХОДИТ ВО ВЗРОСЛОЙ ЖИЗНИ? Если вы все еще «неправильно» связаны с матерью, вы избегаете отделения и независимого взрослого существования...

ЧТО И КАК ПИСАЛИ О МОДЕ В ЖУРНАЛАХ НАЧАЛА XX ВЕКА Первый номер журнала «Аполлон» за 1909 г. начинался, по сути, с программного заявления редакции журнала...

Что делать, если нет взаимности? А теперь спустимся с небес на землю. Приземлились? Продолжаем разговор...

Система охраняемых территорий в США Изучение особо охраняемых природных территорий(ООПТ) США представляет особый интерес по многим причинам...

Не нашли то, что искали? Воспользуйтесь поиском гугл на сайте: