Файл: Маковецкий П.В. Радиотехнические методы измерения скорости учебное пособие.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 05.04.2024
Просмотров: 90
Скачиваний: 0
.луча 0А\ и 0А2, разнесенные на угол б в горизонтальной плоско сти и падающие на землю по обе стороны от путевой линии. По стоянство угла б поддерживается тем, что обе антенны укреплены на общей платформе. Платформа может поворачиваться вокруг вертикальной оси.
Если направление полета (вектор v) делит угол б на две рав ные части, то оба луча опираются на одну и ту же гиперболу F 0>t
и допплеровский сдвиг в обоих лучах одинаков
Р |
Р |
т—> |
л 2v |
5 |
F d , = |
F d 2 = |
F d 0 = |
/о — |
cos T cos - у - . |
Если биссектриса угла б отклонилась от путевой линии влево на угол б], то луч Лi--попадает на гиперболу FDl<FDa,
Fo = f o ^ - cosycos(-^ -+ |
8,) |
< f Do' |
(61) |
а луч Л2 — на гиперболу |
|
|
|
F d 2 ■=/о ЛГ cos Т cos (-£- - |
8,) |
> FDa. |
(62) |
Разность допплеровских сдвигов |
|
|
|
ДFd = PD, — FDt—/о -у- cos т sin -|- bin S,. |
(63) |
||
При отклонении вправо (8t < 0) мы получим FD > FD |
|
||
■ Величина разности допплеровских сдвигов | FDi— FDJ |
указы |
вает величину отклонения биссектрисы угла между лучами от пу
тевой линии, а знак этой разности — направление отклонения. Преобразуя эту разность допплеровских сдвигов в пропорциональ ное ей напряжение, мы можем использовать последнее в качестве сигнала ошибки для следящей системы, поворачивающей плат форму с антеннами до превращения сигнала ошибки в нуль. Так создается система автоматического сопровождения путевой ли нии. Угол сноса определяется как угол ВОС между продольными осями самолета и следящей платформы (рис. 32).
5 |
Зак. 3/715 |
6 5 |
На рис. 33, а представлен закон изменения допплеровской ча стоты как функция угла рассогласования FD = f ($ — <р) для одно лучевого метода (метода максимума) и на рис. 33, б — для двух лучевого (равнодопплеровского). Из рисунка видно, в частности,
что с увеличением |
угла разноса антенн |
б |
чувствительность |
си |
||||
стемы к углу сноса |
(крутизна кривых в точке сравнения) |
возра |
||||||
стает, однако при этом уменьшается величина |
|
определяющая |
||||||
|
масштаб |
|
скорости. |
Если |
||||
|
о —►0, |
то |
чувствительность |
|||||
|
убывает, |
|
и |
при |
6= 0 |
мы |
||
|
возвращаемся |
к однолучевому |
||||||
|
методу. |
|
|
|
|
|
|
|
|
Возможно построение двух |
|||||||
|
лучевой |
системы, |
способной |
|||||
|
вместо вектора |
путевой |
скоро |
дольную и поперечную компо ненты V[ и v2 (рис. 34). В этом случае не ведется автоматиче ского сопровождения путевой линии, антенны А х и А2 жестко связаны с корпусом летатель ного аппарата и ориентирова ны симметрично относительно его продольной оси под угла
|
|
ми |
|
Формулы |
для |
FD, И |
|
|
|
F n |
тождественны |
с |
форму |
||
|
|
д2 |
|||||
лами (61) и (62), |
если в них заменить 6i |
на |
ср. Вычитание (61) |
||||
из (62) дает |
|
|
|
|
|
|
|
Fr |
4/ 0 . . |
, |
cos |
. |
о |
|
(64) |
~ Fo,= -у - (V Sin <р) |
у Sin -у |
|
|||||
Аналогично при сложении мы получаем |
|
|
|
||||
|
4/о / |
, |
|
|
5 |
|
(65) |
FD. "Г FD, -- -у- ( 'B C . O S c p ) |
C O S |
у C O S -у . |
|
Выражения в круглых скобках есть искомые компоненты век тора скорости
ц, = v cos ф,
xi2 z = n s i n t p . |
( 6 6 ) ' |
С учетом этого формулы (64) и (65) можно переписать
Fd, - Fdx= |
г>2 |
. В |
|
|
4/о - f |
cos т sin -у , |
|
||
F |
ЕГ |
л X Ul |
О |
(67) |
f d, ^ |
4/о — cos у cos - у |
66
или
v \ — &i (FDo+ FDi), |
|
v, = k2(FD2- F D), |
(68) |
где ki и k2— масштабные коэффициенты.
Рассмотренные одно- и двухлучевые системы несовершенны. Однолучевая система дает плохую точность измерения угла сноса,
а также большие ■ошибки измерения |
путевой скорости при нали |
||||||
чии крена или тангажа. Двухлучевая |
(с обоими лучами вперед или |
||||||
назад) |
нечувствительна |
|
|||||
к крену, |
|
,но |
остается |
|
|||
чувствительной |
к |
- |
тан |
|
|||
гажу. |
|
|
|
|
|
|
|
Кроме того, эти систе |
|
||||||
мы неспособны полностью |
|
||||||
определить |
вектор скоро |
|
|||||
сти, если в нем есть, по |
|
||||||
мимо путевой, еще и вер |
|
||||||
тикальная |
компонента. |
|
|||||
Так |
как для определения |
|
|||||
трех |
неизвестных |
требу |
|
||||
ется система из трех неза |
|
||||||
висимых |
уравнений, |
то |
|
||||
для |
определения |
|
всех |
|
|||
трех |
компонент |
вектора |
|
||||
скорости требуются сведе |
|
||||||
ния о допплеровском сдви |
|
||||||
ге от трех точек земли, не |
|
||||||
лежащих на одной пря |
|
||||||
мой. Поэтому полная доп |
Рис. 35 |
||||||
плеровская |
система |
со |
|
стоит из трех (или четырех) лучей, два из которых направлены вперед (вправо и влево), а один (или два) назад. За такими систе мами закрепилось название янусовых *.
Основные свойства янусовой системы проще всего выявить на примере системы с двумя лучами, один из которых обращен точно вперед по путевой линии, а второй — назад. Углы падения обоих лучей одинаковы (рис. 35). Перечислим главные достоинства та кой системы.
1. В отличие от однолучевой системы, где допплеровскую .ча стоту можно выделить только путем биений между зондирую щим и отраженным сигналами, здесь ее можно выделить с по* мощью биений между двумя отраженными, причем это можно
* По имени древнеримского бога Януса, имеющего два лица: одно из них обращено вперед, другое — назад.
5* |
67 |
сделать даже в случае импульсной передачи, так как в силу равен ства путей ОАх= ОА<2. оба отраженных сигнала возвращаются в приемник одновременно. Иными словами, в такой системе можно применить принцип внешней когерентности. Дополнительным
преимуществом является |
понижение требований |
к стабильности |
несущей частоты: в обоих отраженных сигналах |
нестабильность |
|
сказывается одинаково, и |
в разностной частоте F |
— FD неста |
бильности взаимно уничтожаются. В случае однолучевой системы уход частоты передатчика за время распространения сигнала до земли и обратно должен быть мал по сравнению с измеряемым допплеровским сдвигом. '
2.Проекции вектора оп на оба луча равны по величине и про
тивоположны по направлению: от точки |
А% объект удаляется, |
|||
к точке |
А\ |
приближается. |
В результате |
допплеровские сдвиги |
в обоих лучах равны по величине и противоположны по знаку. |
||||
Частота биений между принимаемыми сигналами |
||||
f i —f i = |
(/о + I PDl I) (/о - I F d 2 I) = I F d , I + I F d 2\ = 2 F d (69) |
|||
равна удвоенной допплеровской частоте, |
что само по себе дает |
|||
удвоенную по сравнению с однолучевой системой точность. |
||||
3. |
Нестабильность положения антенн относительно вертикали |
|||
OD дает весьма малую погрешность в измерении скорости. Пусть |
||||
платформа наклонилась так, что радиолучи сместились вперед на |
||||
угол Др (рис. 35). Тогда, как это видно |
из семейства гипербол, |
|||
Д возрастет на AA0i, a FDi |
— уменьшится на AFD . При не очень |
|||
большом отклонении A т |
|
|
||
|
|
ДДд, ~ АДо,, |
|
|
и вызванные отклонением сдвиги частоты |
компенсируются. В ре |
|||
зультате |
разностная частота |
ft — f2 по-прежнему остается равной |
2Fd, и ошибка в измерении скорости из-за Ар ничтожно мала. На пример, при Ар =1° ит =70° погрешность Аоп достигает величины порядка 0,015%, в то время как однолучевая система дала бы по грешность в 5% [11].
4. Вертикальная составляющая скорости не вносит ошибки в определение путевой скорости. В самом деле, пусть полная ско рость самолета равна v (рис. 36). Разложим ее на путевую va и вертикальную vB и спроектируем каждую из них на оба луча. Допплеровский сдвиг в переднем луче будет положительным от радиальной компоненты игщ и отрицательным от vrBt
|
(70) |
Аналогично для заднего луча17 |
|
2/0 |
(71) |
(1®гп. + ® гЛ 1)- |
68
Поскольку |
в |
силу |
симметрии системы | v в | = | vrB | , то |
взя |
|||
тая в соответствии |
с формулой (69) |
сумма |
|
|
|||
/ r D.I + |
l / a l |
= |
‘¥ |
L ( ® n . . + ® r J |
4/о V. |
^--OnCOST |
(72) |
определяется только путевой скоростью и не зависит от вертикаль ной составляющей.
5. |
Система |
с внутренней когерентностью позволяет измерить |
||||||
вертикальную |
составляющую: |
|
|
|||||
составленная из |
формул |
(70) |
|
|
||||
и (71) |
разность |
|
|
|
|
|
|
|
|
1^1 “ 1^1= |
|
|
|
||||
= Ц г vrB = |
|
vBsin т |
(73) |
|
|
|||
определяется |
только верти |
|
|
|||||
кальной скоростью и не зави |
|
|
||||||
сит от путевой. |
|
двухлучевой |
|
|
||||
Недостатками |
|
|
||||||
янусовой |
системы |
являются |
|
|
||||
малая |
точность |
в |
измерении |
|
|
|||
угла сноса |
и чувствительность |
|
|
|||||
к крену (подобно |
тому |
как |
|
|
||||
.двухлучевая система с обоими |
|
|
||||||
лучами |
вперед |
чувствительна |
Рис. |
36 |
||||
к тангажу). |
|
|
система (три или |
четыре |
луча) сочетает |
|||
Полная |
янусова |
в себе достоинства обеих двухлучевых. Типичная геометрия лучей янусовых систем показана на рис. 37: трехлучевая (а) и четырех лучевая (б) для самолетов и трехлучевая для вертолетов (в) — летательных аппаратов, имеющих угол сноса от 0 до ±180°.
Рис. 37
Для определения всех трех компонент скорости достаточно трех лучей. Четвертый луч иногда добавляют для симметрии. Это поз воляет несколько упростить вычислительное устройство, опреде ляющее по данным FDi, FD2, FDs и FDi составляющие скорости.
Следует отметить, что все приведенные выше математические связи между отдельными компонентами скорости и допплеров скими сдвигами предполагают, что положение вертикали на
69