AIRCRAFT LANDING SYSTEM · 2017-03-27 · Дальность действия станции dme такая же, как и у станции vor - 70.. .240 км. Бортовая

ЦазККА Хабаршысы № 1 (100), 2017 ISSN 1609-1817 The Bulletin of KazATCВестник КазАТК № 1 (100), 2017 www.kazatk.kz 2017, Vol. 100, No. 1

The Bulletin of Kazakh Academy of Transport and Communications named after M.Tynyshpaev ISSN 1609-18172017, Vol. 100, No. 1, pp. 151-162

AIRCRAFT LANDING SYSTEMAskarova Aliya Sandybaevna, professor, Dr.Sci.(Phys.-Math.), Al-Farabi Kazakh National

University, Almaty, Kazakhstan, [email protected] Saltanat Alihanovna, head of department, Dr.Sci.(Phys.-Math.), professor, Al-

Farabi Kazakh National University, Almaty, Kazakhstan, [email protected] Symbat Alihanovna, dean deputy, PhD, Al-Farabi Kazakh National University,

Almaty, Kazakhstan, [email protected] Altai Alsherovich, Cand.Sci.(Eng.), docent, Al-Farabi Kazakh National University,

Almaty, Kazakhstan, [email protected] Zhanar Kairzhanovna, senior lecturer, Al-Farabi Kazakh National University,

Almaty, Kazakhstan, [email protected] Almas Kabylbekovich, master student, Al-Farabi Kazakh National University, Almaty,

Kazakhstan, [email protected]. The paper provides an analysis of proposals for improving the landing of aircraft

systems, including the system having the two closed circuits with different power frequency created around the runway, as well as the electronic circuitry that allows the implementation of an automatic landing using an onboard autopilot.

Keywords: radio receivers, antennas, normalizing, analog-to-digital and digital-to-analog converters, radio beacons, runway, distal and proximal navigation, autopilot.

УДК 621.382:681

А.С. Аскарова1, С.А. Болегенова1, А.А. Туякбаев1,Ж.К. Шортанбаева1, А.К. Киреев1

1Казахский национальный университет им. аль-Фараби, г. Алматы, Казахстан

СИСТЕМЫ ПОСАДКИ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

Аннотация. В работе приведен анализ предложений по совершенствованию систем посадки воздушных судов, среди которых система с созданными вокруг взлетнопосадочной полосы (ВПП) двумя замкнутыми контурами, имеющими различную частоту питания, а также описание радиоэлектронной схемы, позволяющей осуществление автоматической посадки с помощью бортового автопилота.

Ключевые слова: радиоприемники, антенны, нормирующие, аналого-цифровые и цифро-аналоговые преобразователи, радиомаяки, взлетно-посадочная полоса, дальняя и ближняя навигация, автопилот.

Введение. Всё возрастающая интенсивность авиационных перевозок в Казахстане предъявляет жёсткие требования к точности и надёжности систем навигации в районе взлётнопосадочной полосы. Для осуществления посадки воздушного судна в настоящее время используются в основном спутниковые радионавигационныесистемы, а также системы ближней навигации, из которых следует особо отметить доплеровские навигационные

системы, всенаправленные маяковые системы навигации, дальномерные радиомаяки. При этом доплеровская навигационная система (ДНС) является автономной навигационной системой, которая определяет местоположение самолета на основе измерений путевой скорости и азимутально-высотного курса. ДНС состоит из доплеровского радиолокационного приемопередатчика для измерения путевой скорости самолета и магнитного компаса для измерения

151

http://www.kazatk.kz

mailto:[email protected]







курса. Антенна передатчика доплеровской радиолокационной станции (РЛС) формирует несколько лучей в направлении земной поверхности. Радиолокационные сигналы отражаются от земной или водной поверхности и принимаются приемником доплеровской РЛС. Частота отраженных сигналов сдвигается на величину радиальной составляющей скорости самолета относительно поверхности земли. В этом случае доплеровская навигационная система определяет путевую скорость посредством измерения сдвига частоты и использования соответствующих масштабных коэффициентов и известного геометрического положения радиолокационных лучей относительно корпуса самолета. Магнитный компас, содержащийтрехфазные катушки, пронизывается магнитным полем Земли, каждая катушка которой воспринимает составляющую этого поля относительно своей оси. Величины этих составляющихиспользуются для определения магнитного курса самолета. Измеряемый курс обычно стабилизируется с помощью гироскопов.

Несколько слов следует сказать о всенаправленном радиомаяке VOR (англ. Very high frequency Omni directional radio Range), который излучает сигналы в диапазоне очень высоких частот (УКВ) и обеспечивает получение угломернойинформации относительно передающей станции. В США работает примерно 1000 станций VOR, сигналы которых в зависимости от полета самолета могут приниматься на расстоянии примерно от 70 до 240 км. Станции VOR работают в диапазоне частот 108-118 МГц, разделенном на 50-кГц каналы. Бортовой приемник следует настраивать на частоту требуемой станции. Каждая наземная станция VOR имеет две диаграммы направленности излучения, по которым бортовой приемник может измерить разность фаз, изменяющуюся в зависимости от магнитного азимута относительно наземной станции.

Навигация с помощью всенаправленных радиомаяков VOR основана

на использовании одной лишь угломерной информации. На их основе созданы авиатрассы, которые характеризуются постоянным азимутом (или радиальной линией положения) относительно станции VOR. Полет осуществляется здесь по радиальным линиям положения в направлении станций VOR и от них по цепочке этих станций между пунктами отправления и назначения. Станция VOR является компонентом системы ближней навигации Международной организации гражданской авиации (ICAO).

Дальномерный радиомаяк DME (англ. distance measuring equipment), используемый в системах ближней навигации служит для определения радиального расстояния от бортовой аппаратуры до наземной станции. DME является компонентом стандартной системы ближней навигации ICAO. Наземная станция DME, как правило, размещается совместно со станцией VOR. Дальность действия станции DME такая же, как и у станции VOR - 70.. .240 км.

Бортовая аппаратура передает импульсный сигнал запроса на какой-либо частоте в диапазоне 1025.1150 МГц. Наземная станция DME (приемоответчик) принимает эти импульсы и с постоянной задержкой 50 мкс и передает ответный импульс на другой частоте в диапазоне 962.1213 МГц. Бортовая аппаратура DME измеряет время между передачейзапросного и приходом ответного импульсов. Затем из него вычитается 50- мкс задержка приемоответчика, а результат приводится к определенному масштабу для получения дальности от наземной станции DME до самолета.

Следует отметить, чторадиотехническая система ближнейнавигации Российской Федерации (ранее СССР) типа РСБН-7с, которая до сих пор обслуживает воздушные линии СНГ, вместе с наземными радиомаяками типа РСБН-4с являются добросовестно скопированными и слегка модернизированными системами DME и VOR.

Глиссадный радиомаяк, входящий в состав системы ближней навигации,

152



представляет собой передатчик, устанавливаемый на линии взлетнопосадочной полосы. Основной лепесток диаграммы направленности антенны этого передатчика имеет наклон в 6о и подавлен так, что энергия излучается только в двух боковых лепестках. Воздушное судно, производящее снижение к ВПП, выбирает такой вертикальный наклон, при котором амплитуды боковых лепестков равны, чем обеспечивается требуемый угол снижения в 1,5о Одновременно с воздушного судна с помощью линейно-частотной модуляции передатчика определяется вертикальная высота.

В гражданской авиации есть правило 60/600, которое означает следующее: воздушное судно перед посадкой должно находиться в точке, расположенной в удалении от начала ВПП на 600 метров и на высоте 60 метров над уровнемповерхности. С этой точки воздушное судно переходит на ручное управление посадкой пилотом. Значит, системы ближней навигации должны обеспечить привод самолета в точку перехода автопилотного режима к ручному управлению 60/600.

К основным недостаткамрадиосистем ближней навигации можноотнести:

1. Большое разнообразиеаппаратурных комплексов, которым необходимо работать одновременно для решения одной задачи - подвести воздушное судно к зоне посадки.

2. Слишком большой диапазон занимаемых радиочастот.

3. Большие излучаемые мощности « 6МВт.

4. Создание радиопомех взначительном радиусе от аэропортов.

5. Отсутствие на борту самолета полной информации о своем местоположении.

6. Трудности автоматической посадки воздушного судна на взлетнопосадочную полосу.

В литературе предлагается система посадки воздушного судна, основанная на использовании системы четырех передатчиков, установленных (рисунок 1) по краям взлетно-посадочной полосы (ВПП) [1]. При этом геометрия ВПП и её ориентация по азимуту считаются известными. Радиус действия системы для высоколетящих воздушных судов равен 200 км. Передатчики мощностью 1,0 Вт излучают импульсные прямоугольные сигналы на частоте 1,2 ГГц, разрешаемой Регламентом связи для проведения исследований по радионавигации. При этом несущая частота импульсов модулируется линейно изменяющимся сигналом (ЛЧМ) в диапазоне 108-118 МГц. Длительность импульса равна т= 100 мкс. Начало излучения импульса первой антенны происходит при t0=0. Для того, чтобы импульс, излучаемый второй антенной, не совпал в приемном устройстве с предыдущим импульсом, его излучение осуществляется спустя 200 мкс от момента t0, то есть длительность импульса и перерыв в излучении следующим передатчиком одинаковы и равны 100 мкс. Импульсы третьей и четвертой антенн излучаются спустя 400 и 600 мкс от момента t0 соответственно. Затем для определения номера передатчика после излучения четвертого импульса делается пауза, равная 300 мкс, и излучается импульс первым передатчиком. Таким образом, каждый передатчик один раз в 1 мс излучает импульсы длительностью в 100 мкс. Порядок расположения и нумерация антенн передающей системы во всех аэропортах должна быть одинаковой. Очередной цикл повторного излучения первой антенны начинается спустя 1,0 мс. Свободный от излучения интервал времени между излучениями четвертой и первой антенн длительностью в 300 мкс используется для опознавания номеров излучающих антенн.

153



Рис. 1 - Схема размещения передатчиков на взлетно-посадочной полосе: 1, 2, 3, 4 - передатчики сигналов, b-ширина взлетно-посадочной полосы, rb - расстояние между самолетом и передатчиком 1, r3- расстояние

между самолетом и передатчиком 3, h-высота самолета над взлетно-посадочной полосой Fig. 1 - Arrangement of transmitters on the runway: 1, 2, 3, 4 - signal transmitters, b-width of the runway, r1, - distance between aircraft and transmitter 1, r3 - distance between aircraft and transmitter 3, h-height o f aircraft

above runway

Начало каждого цикла излучения t0 синхронизуют сигналом отвысокостабильного генератора, имеющего частотную стабильность не хуже 10" и определяющего эксплуатационнуюточность работы всей системы. Длительность цикла излучений (Global Reporting Initiative - GRI) Т0 всеми передатчиками составляет 1,0миллисекунду. Для синхронизации передатчиков и приемников предлагается использовать импульсы кадровойразвертки телевизионного сигнала местной телевизионной системы или сигнала, переизлучаемого геостационарнымспутником. Время излучения импульсов каждой из антенн определяется временем прихода синхроимпульсов и,следовательно, зависит от длины подводящих кабельных линий.Эффективные изменения длины кабелей контролируют в диспетчерском центре и автоматически компенсируют временемгенерации синхроимпульсов.

Следует отметить, что приведенная система посадки имеет существенный недостаток, состоящий в том, что обновление информации в ней происходит через определенные промежутки времени, равные примерно 1мс. При этом воздушное судно за 1мс может пролететь

несколько метров, в следствие которого усложняется процесс определения и уточнения высоты летящего самолета.

Наиболее точными системами определения координат воздушного судна считаются спутниковые радионавигационные системы (СРНС). Принцип работы спутниковой системы навигации достаточно прост. С помощью ракеты- носителя на заданную орбиту вокруг Земли запускается необходимое количество искусственных спутников, на борту которых размещается передающее оборудование, играющее рольнавигационной точки. Антенная система создает на поверхности Земли рабочую зону, радиус которой определяется излучаемой мощностью, диаграммой направленности передающей антенны и удалением навигационных искусственных спутников Земли (НИСЗ) от подспутниковой точки на поверхности Земли.

Орбитальные группировки НИСЗ должны обеспечить в любой точке обслуживаемой зоны получение навигационных сигналов с четырёх или более передатчиков. Кроме навигационных сигналов передатчик передаёт свой отличительный код и информацию освоём местонахождении и точное мировое время.

154



Спутниковая навигационная система состоит из трёх сегментов: космического, наземного и потребительского сегментов.

При разработке СРНС необходимо решить ряд вопросов в следующей последовательности: 1) задание области обслуживания; 2) выбор параметров орбиты; 3) выбор частотного диапазона; 4) выбор способа идентификациинавигационных искусственных спутников Земли (НИСЗ); 5) выбор числа орбит и количества спутников на каждой орбите.

Основными геометрическимипараметрами орбиты искусственных спутников Земли (ИСЗ) являются высота, наклонение, направление, временным - период обращения вокруг Земли.

Выбор высоты орбиты определен существованием радиационных поясов в магнитосфере Земли. Радиационные пояса - это области повышенной концентрации корпускулярной радиации. Низкоорбитальные ИСЗ желательно располагать под внутренним радиационным поясом с высотой полета ниже 1000 км,среднеорбитальные ИСЗ - междувнутренним и внешним поясами с высотой орбиты 5...20 тыс. км ивысокоорбитальные ИСЗ - выше внешнего радиационного пояса, то есть выше 30 тыс.

км. В космических навигационныхсистемах применяют спутники, которые могут находиться в любом из трех указанных высотных диапазонах.

По периодичности прохождения космического аппарата (КА) над точками земной поверхности различают следующие типы орбит:

- Синхронные. Они, в свою очередь,подразделяются на синхронныеизомаршрутные и синхронныеквазиизомаршрутные. Изомаршрутные орбиты характеризуются тем, что проекции орбиты КА на земную поверхность совпадают ежесуточно. В квазиизомаршрутных орбитах проекции орбиты КА на земную поверхность совпадают один раз в течение нескольких суток.

- Несинхронные. Характеризуются тем, что трассы, соответствующие любым двум оборотам КА вокруг Земли, не совпадают.

Под наклонением орбиты понимается угол между плоскостями экватора Земли и орбиты КА (рисунок 2). Наклонение отсчитывается от плоскости экватора до плоскости орбиты против часовой стрелки и оно может изменяться от 0 до 180°.

Рис. 2 - Параметры и характеристики орбит космических аппаратов: 1- экваториальная плоскость, 2 - круговая орбита описывает окружность, в центре которой расположена Земля, 3 - эллиптическая орбита

описывает эллипс, в одном из фокусов которого находится Земля, 4-параболическая орбита, 5 - гиперболическая орбита - траектория выхода космического аппарата из области земного притяжения

Fig. 2 - Parameters and characteristics of spacecraft orbits: 1-equatorial plane, 2-circular orbit describes a circle in the center of which the Earth is located, 3-elliptical orbit describes an ellipse, in one of the focal points of which is

Earth, 4-parabolic orbit, 5 hyperbolic Orbit - the path of the spacecraft exit from the region o f gravity

155


ДазККА Хабаршысы № 1 (100), 2017 ISSN 1609-1817 The Bulletin of KazATCВестник КазАТК № 1 (100), 2017 www.kazatk.kz 2017, Vol. 100, No. 1

По наклонению различают следующие типы орбит:

- прямые (наклонение орбиты i < 90° в направлении вращения Земли);

- обратные (наклонение орбиты i > 90° в направлении обратном вращению Земли);

- полярные (наклонение орбиты i =90°);

- экваториальные (наклонение орбитыравно i = 0 или i = 180°). При i = 0 КА движется по направлению вращения Земли с запада на восток, при i = 180° КА движется против направления вращения Земли с востока на запад. Углу наклонения i = 0 соответствуют геостационарные(круговые экваториальные) орбиты (рисунок 2).

Угол наклонения i орбиты определяет и максимальную широту поднятия ИСЗ, точнее максимальная географическая широта, которую достигает спутник, равна углу наклонения орбиты. Максимальная широта орбиты спутника находится (без учёта вращения Земли) на долготе, превосходящей восходящий угол или меньше его (в зависимости от того прямая или обратная орбита) на 90о

Если высокоорбитальный спутник имеет период обращения вокруг Земли, равный периоду обращения планеты вокруг своей оси, и угол наклонения i, неравный нулю, такой спутник называется геосинхронным. В отличие от геостационарного спутника геосинхронный всегда расположен на одной и той же долготе, курсирует из одного полушария в другое за 24 часа, широтный диапазон

такого курсирования равен углу наклона орбиты ± i.

По форме различают следующие типы орбит:

- Круговые - трудно реализуемые на практике и требующие частой коррекции с помощью бортовых корректирующих двигателей КА;

- Близкие к круговым. Это наиболее распространенный тип орбит в системах спутниковой навигации и связи. На таких орбитах высоты апогея и перигея различаются всего на несколько десятков километров;

- Эллиптические. Высоты ha (апогея) и hn (перигея) могут значительно различаться (например, ha= 38000 - 40000 км, hn= 400 - 500 км). Данные орбиты также широко применяются в системах спутниковой радиосвязи.

Если считать, что Земля представляет собой однородный шар, находящийся в пустоте, то в соответствии с законами небесной механики движение спутника должно происходить в одной плоскости по орбите в виде эллипса (по стационарной эллиптической орбите), один из фокусов которого совпадает с центром земного шара.

Навигационные ИСЗ обращаются вокруг Земли на высотах от 600 до 36 тыс. км. Если считать, что Земля представляет собой однородный шар, находящийся в свободном пространстве, то в соответствии с законами небесной механики движение спутника в общем виде должно происходить по стационарной эллиптической орбите, один из фокусов которой совпадает с

Fig. 3 - The motion o f the satellite on a stationary elliptical orbit

156



Плоскость орбиты медленно вращается в инерциальном пространстве. Линия пересечения плоскости орбиты спутника с плоскостью экватора Земли называется линией узлов, а образуемый ими угол - наклонением орбиты. Восходящий узел представляет собой точку, в которой ИСЗ пересекает плоскость экватора, переходя из Южного в Северное полушарие. Форма и размеры стационарной эллиптической орбиты определяются двумя параметрами, в качестве которых обычно используются большая полуось а и эксцентриситет. Обычно орбиты навигационных спутников имеют небольшие значенияэксцентриситета:

е ~ 0,002^- 0,02.В настоящее время для СРНС

используются три разновидности орбит НИСЗ. Низкие орбиты НИСЗ, имеющие высоту h0 = 600 ^ 3000 км с периодом обращения Т= 1,5^2,5 ч. Для средних орбит НИСЗ h0 = 13 000^20 000 км и Т=8^12 ч. И наиболее высокие орбиты h0 =36000 км - это геосинхронные спутники, движущиеся с периодом Т =24 ч.

При существующем уровне знаний характеристик гравитационного поля Земли, оказывающего наибольшее влияние на параметры движения спутника, орбита с высотой от 200 до 1000 км может быть рассчитана на 12 ч вперёд так, что координаты ИСЗ будут определены с максимальной ошибкой, равной 0,2^0,4 км. При прогнозировании на сутки ошибка возрастает до 0,7 ^1,0 км.

При высоте орбиты 1100 км её элементы могут быть рассчитаны на 1 год вперёд с максимальной ошибкой, равной 180 м, но время прибытия спутника в расчётную точку не может быть указано с ошибкой менее 100 секунд за месяц.

Несферичность Земли инеравномерность распределения ее массы приводят к изменению (прецессии) плоскости орбиты КА, что влечет за собой прецессию линии апсид (т. е. линии, соединяющей апогей и перигей) орбиты. При этом скорость названных прецессий

зависит от формы орбиты, высоты апогея и перигея, а также от наклонения.

Величина прецессии плоскости орбиты КА зависит от напряженности гравитационного поля Земли. Увеличение напряженности приводит к «спрямлению» орбиты вблизи экватора за счет увеличения скорости движения КА в направлении экватора. При этом ИСЗ, движущийся по прямой орбите, начинает отклоняться влево по ходу движения, а КА, движущийся по обратной орбите, — наоборот, вправо по ходу движения.

Таким образом, в первом случае плоскость орбиты прецессирует в западном направлении, а во втором - в восточном. Плоскости полярных орбит (имеющих наклонение i=90°) не прецессируют.

Следует упомянуть и о других причинах, приводящих к отклонению спутника от первоначальной орбиты. Земной шар неоднороден по своему строению, особенно в верхних слоях мантии. К таким неоднородностям относятся горные образования, водные поверхности, впадины, залежи полезных ископаемых. Если на прямой линии, соединяющей центры ИСЗ и земного шара, встречаются горные вершины, то спутник под действием силы тяжести приблизится к земной поверхности. Снижения для низколетящих спутников может достигать единиц километров. При этом спутник окажется в более плотных слоях атмосферы, увеличится тормозной эффект, уменьшится его скорость и спутник начнет ещё более снижаться.

Если на прямой линии, соединяющей центры ИСЗ и земного шара, встречаются земные слои с пониженной плотностью, сила притяжения уменьшается и спутник «подпрыгнет» вверх. Затем он вернётся на свою прежнюю орбиту.

Такие вариации высоты спутника над земной поверхностью могут быть использованы для поиска полезных ископаемых, имеющих плотность, отличающуюся от средней плотности поверхностного слоя Земли.

157



Ещё одной причиной, вызывающей незапланированное изменение орбиты ИСЗ, являются солнечные вспышки, сопровождаемые изменением температуры атмосферы и её плотности. Чаще всего такие события приводят к резкому снижению ИСЗ, которое не всегда удается исправить бортовыми двигателями. Такое событие впервые было обнаружено с американским ИСЗ Skaylab, когда весь мир в напряжении ожидал неуправляемого и нерасчетного падения спутника.

В состав космического сегмента спутниковой радионавигационной системы входит несколько спутников, которые образуют космическую группировку. Спутники, как правило, размещаются равномерно на определённых орбитах.

В состав любого НИСЗ входят следующие основные элементы:

- Центральный процессор- Радиоэлектронное оборудование

БРТК, приёмники, передатчики- Антенные системы- Система ориентации и

стабилизации- Двигательная установка- Система электропитания

(аккумуляторы и солнечные батареи).К каждому НИСЗ предъявляются

вполне определенные требования по жесткости, расходованию электроэнергии, ориентации, стабилизации и т.д.

При оценке точности РНУ и РНС различают погрешности измерениянавигационного параметра, которые по существу определяются погрешностями измерения информативного параметра радионавигационного сигнала, ипогрешности определения соответствующих навигационных элементов, среди которых важнейшим являетсяместоположение объекта. Погрешности РНУ и РНС зависят, прежде всего, от метода, положенного в основу построения радионавигационного средства, от особенностей технической реализации РНУ или РНС, от условий ихэксплуатации. В зависимости от причин,порождающих погрешности, их можно разделить на четыре группы.

К первой группе относят методические погрешности. Они обусловлены неточностью исходных математических моделей, описывающих сигналы и измеряемые процессы, и несовершенством метода измерений и алгоритмов, являющихся основойпостроения РНС или РНУ. Например, в ряде случаев при разработке алгоритмов обработки принимаемыхрадионавигационных сигналов не учитываются динамика подвижногообъекта в процессе измерения, изменение условий распространения радиоволн и т. д.

Во вторую группу включают инструментальные погрешности, вызванные несовершенством радионавигационной аппаратуры, и, в частности, тем, что принятые алгоритмы не могут быть точно реализованы. Причинами инструментальных погрешностей являются:

• схемные и конструктивные недостатки устройств,

• недостаточная чувствительность индикаторов,

• погрешности регулировок и калибровок, а также градуировок шкал приборов,

• зависимость показаний отнепостоянства напряжений источниковпитания и т. п.

Третью группу составляют погрешности, вызванные условиями, в которых проводятся измерения. Источниками этих погрешностей являются: внешние помехи, условия распространения радиоволн, тряска и вибрации, турбулентность атмосферы и т. д.

В четвертую группу входят субъективные погрешности, зависящие от натренированности оператора, совершенства его органов чувств и степени профессиональной подготовки.

По характеру проявленияпогрешности навигации делятся на систематические и случайные.

Систематические погрешностиявляются постоянными или меняющимися по определенному закону. Они вызываются причинами, которые действуют вполне определенным образом.

158



Такие погрешности независимо от числа измерений имеют одно и то же значение и один и тот же знак. Их влияние в ряде случаев может быть установлено и заранее учтено. Примерами являются погрешности градуировки; погрешности за счет изменений условий распространения радиоволн днем и ночью для разностно- дальномерных систем.

Случайные погрешности вызываются большим числом причин, действующих при каждом отдельном измерении различным образом. Такие погрешности при измерениях полностью устранить не удается, но, используя соответствующие методы приема и обработки радиосигналов, их можно существенно снизить.

Количество причин, влияющих на погрешности измерения навигационных параметров, велико и степень воздействия их обычно примерно одинакова, поэтому во многих случаях считают, что погрешности радионавигационныхизмерений в соответствии с центральной предельной теоремой имеют гауссовский закон распределения. При этом основной мерой точности являетсясреднеквадратическое значение а погрешности измерения навигационного параметра. Вероятность того, что погрешности измерений не превысят величины а равна 0,683. На практике точность навигационных средств часто характеризуют максимальной погрешностью, равной 2а, а в ряде случаев, например, применительно к системам посадки, - предельной погрешностью, которая равна а . При гауссовском законе распределения погрешностей 95% всех измерений имеют погрешности меньше максимальной и 99,7% - меньшепредельной.

В конце 70-х годов в США и СССР развернулись работы по созданию среднеорбитальных спутниковыхнавигационных систем. Поистине навигация становится глобальной, что и нашло отражение в названиях этих систем ГЛОНАСС (СССР) и GPS (США). Передатчики излучают сигналы в

диапазоне единиц ГГц, что позволяет проектировать миниатюрные, а, следовательно, недорогие приборы, обеспечивающие точность обсервации в единицы метров.

Мало того, на спутниках этих систем размещаются высокостабильные атомные стандарты частоты и времени, которые корректируются с Земли по сигналам государственного эталона частоты и времени. Таким образом, передача сигналов точного времени также стала глобальной и доступной большому кругу потребителей, укрепив тем самым, неразрывность понятий навигации и времени.

Разработка и внедрение спутниковых радионавигационных систем (СРНС) представляют собой одно из перспективных направленийсовершенствования навигационныхсредств. В СРНС роль опорных радионавигационных выполняют ИСЗнавигационной передающей аппаратурой. Навигационные ИСЗ (НИСЗ) являются аналогом наземных станций традиционных РНС.

точек (РНТ) оснащенные

СРНС предназначены для определения потребителем координат и других навигационных характеристик в пределах зоны действия входящих в систему НИСЗ. Идея навигационных измерений с помощью СРНС состоит в следующем. Если известны эфемериды нескольких НИСЗ относительно земной сферы, то, определяя их удаление от объекта, можно определить его местоположение и скорость перемещения относительно поверхности земли. СРНС способны обеспечивать решение задач навигации с высокой точностью практически в любой точке земного шара, в любое время года и суток.

Отличие СРНС от наземных радионавигационных систем дальнего действия в том, что в них используется диапазон сверхвысоких частот,характеризующийся большой пропускной способностью радиоканалов и высокой

159



точностью радиоизмерений независимо от места и времени.

Различают пассивные и активные СРНС. В пассивных системах в приёмнике потребителя отсутствуют излучающие устройства, и на нём же осуществляется вся обработка принятых сигналов. Число пользователей таких СРНС не ограничено.

В активных системах принятые потребителем сигналы от НИСЗподвергаются первичной обработке. Затем они передаются через спутник наназемный вычислительный центр, в котором осуществляется окончательноеопределение координат потребителя.Результаты определения координат ретранслируются обратно потребителю по соответствующему каналу связи. Такая структура СРНС упрощает построение бортовой аппаратуры, но усложняет состав и функционирование наземногооборудования, а также ограничиваетпропускную способность системы.

В состав СРНС входят: командноизмерительный комплекс (КИК), группа НИСЗ, центр управления (ЦУ) и оборудование потребителя. КИК служит для управления полётом НИСЗ и работой их бортовых систем, а также для обеспечения НИСЗ информацией, которая требуется для проведения навигационных сеансов. Основные задачи КИК: этопроведение траекторных измерений для определения орбит всех НИСЗ, выполнение временных измерений для определения расхождений бортовых шкал времени всех НИСЗ с системным временем, а также обеспечение объектов сведениями о текущих координатах НИСЗ, информацией о состоянии их бортовых шкал времени и рядом поправок. На НИСЗ как на космическом аппарате размещаются разнообразная аппаратура, средства пространственной стабилизации,аппаратура траекторных измерений, телеметрическая система, аппаратура командного и программного управления, система бортового эталона времени. Управление всеми компонентами НИСЗ осуществляется процессором. Он координирует функционирование всех

элементов СРНС Центр Управления, который связан радиолиниями с КИК. Навигационные ИСЗ передают данные о своей орбите в момент измерений и навигационные сигналы для определения местоположения потребителя, а также принимают и производят запись прогнозируемых КИК параметров орбит. Пользовательская аппаратура производит определение навигационных параметров и вычисление своих координат по принимаемой от НИСЗ информации. В качестве навигационных параметров в СРНС обычно используются расстояние, разность расстояний, угловое положение, радиальная скорость потребителя и др.

Возможно одновременное или последовательное определениенавигационных параметров по нескольким НИСЗ, в зоне действия которых находится потребитель. Положение объекта находится по пересечению трех поверхностей положения, соответствующих полученным значениям навигационных параметров. Здесь следует учитывать поправку к псевдодальности, которая учитывает влияние ионосферы. Она зависит от концентрации электронов вдоль трассы распространения сигнала и в результате получаются фазовые отклонения, зависящие от того, какой сигнал используется: с несущей частотой или в виде кодовой последовательности. Концентрация электронов на пути следования радиоволн в ионосфере сильно зависит от солнечной активности, от времени года и суток, от географического положения станции. Значение поправки в направлении зенита может колебаться от 1 до 20 м, а при низких углах наклона радиолуча - достигать 100 м. Это, конечно, очень большие величины, которые надо обязательно каким-то образом учитывать. Кроме этого, есть ошибки спутниковых часов, которые, как правило, изменяются медленно и имеют длительный временной интервал.

Таким образом, несмотря на то, что в литературе имеется информация о высокой точности спутниковых навигационных систем, нужно отметить, что поскольку она

160



зависит от точности спутниковых часов и других факторов, то это приводит нас к мысли о том, что здесь появляется такое понятие, которое мы называем «риск». А «риск» в авиации нужно уменьшать до минимума.

На наш взгляд, есть возможность построить систему посадки воздушного судна, отличающуюся высокой точностью, путем использования замкнутых (внешнего вплоть до последнего радиомаяка и малого внутреннего) электропроводящих контуров с источниками переменного тока различной частоты, а также путем установки на крыльях самолета на равном удалении от центральной оси фюзеляжа антенн, выводы которых подводятся к сумматору-усилителю, на выходе которого появляется сигнал, в случае отклонения самолета от средней линии взлетнопосадочной полосы, не равный нулю, который усиливается и с помощью бортовых аналогового или цифрового автопилотов выравнивает движение воздушного судна по ВПП [2,3].

Выводы:1. Современные системы посадки

воздушных судов имеют значительные погрешности и низкую точность, особенно у взлетно-посадочной полосы, в связи с чем они не могут удовлетворять все ужесточающимся требованиям ИКАО (Международной организации гражданской авиации) по точности.

2. Предлагаемая система посадки воздушного судна, основанная на использовании замкнутых электропроводящих контуров с источниками переменного тока различной частоты, а также электронной системы с установленными на крыльях самолета на равном удалении от центральной оси фюзеляжа антенн, выводы которых подводятся к сумматору-усилителю, на выходе которого появляется сигнал, в случае отклонения самолета от средней линии взлетно-посадочной полосы, не равный нулю, который усиливается и с помощью бортовых аналогового или цифрового автопилотов, позволит в автоматическом режиме осуществлять посадку воздушного судна на ВПП.

ЛИТЕРАТУРА[1] Козин И.Д., Краев С.С. Сверхточная навигационная система посадки летательного

аппарата // Материалы научно-практической конференции «Сотрудничество с Европейскими странами и его роль в развитии гражданской авиации Республики Казахстан» по проблемам технических и экономических наук (Алматы, 23-25 ноября 2010). - C. 22-25.

[2] Аскарова А.С., Болегенова С.А., Туякбаев А.А., Шортанбаева Ж.К., Киреев А.К. Система посадки воздушного судна. Положительное решение по заявке № 2016/0187.2 от 29.03.2016.

[3] Аскарова А.С., Болегенова С.А., Туякбаев А.А., Шортанбаева Ж.К., Киреев А.К. Устройство для системы посадки воздушного судна. Положительное решение по заявке № 2016/0511.2 от 16.09.2016.

REFERENCES[1] Kozin I.D., Kraev S.S. Sverhtochnaja navigacionnaja sistema posadki letatel'nogo apparata [in

Russian: Precision navigation of the aircraft landing system] // Materialy nauchno-prakticheskoj konferencii «Sotrudnichestvo s Evropejskimi stranami i ego rol' v razvitii grazhdanskoj aviacii Respubliki Kazahstan» po problemam tehnicheskih i jekonomicheskih nauk [Materials o f scientific-practical conference on "Cooperation with European countries and the role of the Republic of Kazakhstan in the development o f civil aviation" on technical and economic sciences] (Almaty, 23-25 nojabrja 2010). - pp. 22-25.

[2] Askarova A.S., Bolegenova S.A., Tujakbaev A.A., Shortanbaeva Zh.K., Kireev A.K. Sistema posadki vozdushnogo sudna. Polozhitel'noe reshenie po zajavke [in Russian: Aircraft landing system. A positive decision on the application] № 2016/0187.2 ot 29.03.2016.

[3] Askarova A.S., Bolegenova S.A., Tujakbaev A.A., Shortanbaeva Zh.K., Kireev A.K. Ustrojstvo dlja sistemy posadki vozdushnogo sudna. Polozhitel’noe reshenie po zajavke [Device for aircraft landing systems. A positive decision on the application] № 2016/0511.2 ot 16.09.2016.

161


КазККА Хабаршысы № 1 (100), 2017 ISSN 1609-1817 The Bulletin of KazATCВестник КазАТК № 1 (100), 2017 www.kazatk.kz 2017, Vol. 100, No. 1

СИСТЕМЫ ПОСАДКИ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ Алия Сандыбаевна Аскарова, профессор, д.ф.-м.н., Казахский национальный

университет им. аль-Фараби, г. Алматы, Казахстан, [email protected]Салтанат Алихановна Болегенова, зав. кафедрой, д.ф.-м.н., профессор, Казахский

национальный университет им. аль-Фараби, г. Алматы, Казахстан, [email protected]Сымбат Алихановна Болегенова, заместитель декана, PhD, Казахский национальный

университет им. аль-Фараби, г. Алматы, Казахстан, [email protected]Альтай Альшерович Туякбаев, к.т.н., доцент, Казахский национальный университет

им. аль-Фараби, г. Алматы, Казахстан, [email protected]Жанар Каиржановна Шортанбаева, старший преподаватель, Казахский национальный

университет им. аль-Фараби, г. Алматы, Казахстан, [email protected]Алмас Кабылбекович Киреев, магистрант, Казахский национальный университет

им. аль-Фараби, г. Алматы, Казахстан, [email protected]

ЭУЕ КЕМЕЛЕР1НЩ ЖЕРГЕ КОНУ ЖУЙЕЛЕР1 Алия Сандыбаевна Аскарова, профессор, ф.-м.г.д., Эл-Фараби атындагы Казак Улттык

Университет!, Алматы к.. Казакстан. [email protected]Салтанат Алихановна Болегенова, кафедра мецгеруппсц ф.-м.г.д., профессор, Эл-

Фараби атындагы Казак; Улттык; Университет!, Алматы к;., Казахстан, [email protected] Сымбат Алихановна Болегенова, декан орынбасары, PhD, Эл-Фараби атындагы Казак

Улттьщ Университет!, Алматы к., Казакстан, [email protected]Альтай Альшерович Туякбаев, т.г.к., доцент, Эл-Фараби атындагы Казак Улттык

Университет!, Алматы к., Казакстан, [email protected]Жанар Каиржановна Шортанбаева, ага окытушы, Эл-Фараби атындагы Казак Улттык

Университет!, Алматы к., Казакстан, [email protected]Алмас Кабылбекович Киреев, магистрант, Эл-Фараби атындагы Казак Улттык

Университет!, Алматы к., Казакстан, [email protected]Ацдатпа. Макалада эуе кемелердщ жерге кону жуйелерш жаксарту усыныстарына талдау

журпзшген, олардыц шшде эр турл1 куат беру жишктер1 бар, ушып-кону жолагы айналасындагы ею туйык контурл1 жуйе, сондай-ак борттык автоушкыштыц кемег1мен автоматандырылган конудыц жузеге асуына мумюндш беретш радиоэлектронды сулбасыныц сипаттамасы керсетшген.

Кшт создер: радиокабылдагыштар, антенналар, нормаландырушы, аналогты-сандык жэне сайды-аналогтык турленд1рг1штер, радиомаяктар, ушып-кону жолагы, жакын жэне кашык навигация, автоушкыш.

Статья поступила в редакцию 26.01.17. Актуализирована 07.02.17. Принята к публикации 20.02.17

162














Documents

AIRCRAFT LANDING SYSTEM · 2017-03-27 · Дальность действия станции dme такая же, как и у станции vor - 70.. .240 км. Бортовая