Измерители скорости Примеры расчета (Радиолокационные измерители скорости. Примеры расчета), страница 6

Рис. 3.3

Структурная схема выбранного варианта ДИС показана на рис.3.3, где приняты следующие условные обозначения: A-I и А-2 - передаю­щая и приемная антенны ; K0-I...КО-3-каналы обработки принимаемых сигналов; БС - балансный смеситель ; УПЧ - усилитель промежуточ­ной частоты ; СД - синхронный детектор ; ФДЧ - фильтр доплеровских частот ; ИЧ - измеритель частоты ; ФБП - фильтр, выделяющий боко­вую полосу модулированного сигнала ; ГОЧ - генератор опорной (промежуточной) частоты; БМ - балансный модулятор ; ДМ - делитель мощности; ГРЧ генератор радиочастоты ; УПС - сигналы, характеризующие угловые положения самолета (курс, крен, тангаж) ; ВУ - вычис­лительное устройство ; МП - место самолета.

Следует иметь в виду, что ДИС с непрерывным немодулированным зондирующим сигналом требует высокой степени подавления просачиваю­щегося в приемный тракт сигнала передатчика (более чем в 10⁷ раз). Поэтому, если расчетный коэффициент развязки оказывается меньше -80 дБ, необходимо либо уменьшить мощность ГРЧ, либо использовать ДИС с частотно-модулированным зондирующим сигналом.

В любом типе ДИС для измерения доплеровского сдвига частоты применяют следящие измерители, например, подобные показанному на рис. 1.4 данного пособия.

3.2.Параметры полета и отражающей поверхности

Параметры полета

Необходимые для дальнейших расчетов параметры полета сведены в таблицу, основанием для составления которой являются исходные дан­ные к заданию на проектирование и рис. 3.1 данного пособия:

Режим	,м/с	,м/с	, м/с	, м/с	, град
1	250	27,8	277,8	222,2	6,34
2	200	27,8	227,8	172,2	7,91
3	200	13,9	213,9	186	3,97
4	77,8	13,9	91,7	63,9	10,12

В этой таблице нумерация режимов полета произведена в соот­ветствии с таблицей, содержащейся в исходных данных. Здесь и в дальнейшем рекомендуется присваивать расчетным параметрам индекс «j», соответствующий тому режиму, для которого данный параметр вычислялся ( j = I, 2, 3 или 4).

Параметры отражающей поверхности

В этом разделе определяются удельная ЭПР поверхности S_у.п и коэффициент К _см , характеризующий изменение S_у.п в пределах ширины ДНА. Оба параметра можно найти с помощью рис. 3.4 при В₀- заданном значении установочного угла луча в вертикальной плоскости.

1) Удельная ЭПР Sу.п = - 32 дБ. Находится по графику функции Sу.п (Во), соответствующему уровню волнения моря l_m = 1 балл при заданном установочном угле луча в вертикальной плос­кости Во = 70° .

2) Производная . Вычисляется как угол наклона касательной к графику S_у.п(B_О) в точке B_О = 70°.

3) Коэффициент KСM = 11,9 (3.8).

Рис. 3.4

3.3.Параметры антенной системы

В проектируемом ДИС целесообразно использовать широко приме­няемое X -образное расположение лучей антенной системы (АС). Все лучи как передающей, так и приемной антенны имеют одинаковый уста­новочный угол BО, Установочные углы лучей в горизонтальной плоскости показаны на рис. 3.5.

Рис. 3.5

Обе антенны представляют собой одина­ковые по размерам волноводно-щелевые фазированные антенные решет­ки с прямоугольной апертурой, размером _x × l_z.

Рассчитываемые ниже угловые параметры АС показаны на рис. 3.6 на примере луча 1 (см.рис. 3.5).

Рис. 3.6

Предполагается, что самолет нахо­дится в точке 0, а O_X и O_Z - оси связанной с летательным ап­паратом координатной системы. Проекция плоскости XOZ на зем­ную поверхность обозначена через X'О'Z' , а отражающая площадка ОП условно показана в виде прямоугольника. Точка М этой площадки соответствует центру ДНА.

1. Установочные углы луча ДНА: Г_о = 25° (3.4) ; =71,9° (3.5) и о = 81,7° (3.5).

2. Ширина ДНА в плоскости параллельной плоскости Х00¹, определяется из (3.7) по заданному значению (3.35) и полученному выше коэффициенту К_см. Расчет дает = 2,54°.

3. Размеры ФАР _x = 0,4 м (3.9), ₂ = 0,2 м (3.3).

4. Ширина ДНА в плоскости, параллельной плоскости Z00' ,
   = 5,08° (3.10).

5. Ширина ДНА в плоскостях углов и определяются
   с помощью (3.II) и составляют =2,675° и = 5,14°.

6. Коэффициент усиления ФАР G_A =2356 (3.12).

7. Активная площадь антенны (3.I3).

3.4.Параметры преобразованного сигнала

I) Экстремальные значения доплеровского сдвига несущей часто­ты отраженного сигнала [соотношение (3.14) при V_ц =0 и V_г =

= Vrмin или Vr = Vrmax]

2)Ширина спектра доплеровского сигнала F , F и F_д [соотношения (3.15) - (3.17) при F = F_zy = 0].

Результаты расчетов приведены в таблице, где все параметры выражены в килогерцах. Прочерки в таблице даны на месте парамет­ров, несущественных для последующих расчетов.Режим	F д	F	F	F д
I	8,62	0,872	0,1745	0,889
2	-	0,715	0,1745	0,736
3	-	0,671	0,087	0,677
4	2,41	-	-	-

M_x = 0,0228 ; М_z = 0,0489.

3) Масштабные коэффициенты

Рассчитываются по формулам табл. 3.2 работы[1] .

Эквивалентная спектральная плотность флуктуаций на выхо­де
частотного дискриминатора в крейсерском режиме полета
= 0,8 (м/с)2/Гц [(3.20) при Fн = О,1Гц] .

Функция F ( q2) = 1,73 [(3.22) при F фл= F д1 = 0,889 Гц]

Отношение мощностей сигнала и шума на входе частотного
дискриминатора в крейсерском режиме полета q2=31 [(3.23) и
рис. 1.5 работы [I]].

Отношение мощностей сигнала и шума на входе частотного
дискриминатора в максимальном режиме и режиме МВП определяется

с помощью (3.24). Затем находятся функции F ( qj ) для соответ­ствующих режимов полета и эквивалентные спектральные плотности флуктуаций. При этом используются соотношения (3.23) и (3.22).

Результаты расчета шумовых параметров ДИС сведены в таблицу,где значения G_эx и G_эz даны в (м/с) /Гц. В режиме МВП значение >>80 и следует применить для расчета функции F( )соотношение, приведенное на стр. Error: Reference source not found данного пособия.

Режим	q		Gэz	F
I	15,5	-	-	-
2	31	0,8	3,68	1,73
3	~5*109	0,46	2,126	~1

3.5.Параметры фильтров

Частота настройки УПЧ fпч = 10 МГц.

Полоса пропускания.УПЧ fупч= 19 кГц (3.25).

1. Полота пропускания фильтра доплеровских частот
   Fфдч = 8 кГц.

Частота настройки узкополосного фильтра измерителя час­тоты fупф = 500 кГц.

Полоса пропускания узкополосного фильтра
Fупф = 890 Гц (3.21).

3.6.Погрешности ДИС и ССП

Погрешности ДИС

Погрешности ДИС рассчитываются только для крейсерского (2-го) режима и режима маловысотного полета (3-й).

Флуктуационная погрешность, вызываемая шумом приемного
тракта((3.33) при Fн = 0,1 Гц].

1. Флуктуационная методическая погрешность бмт [(3.34)
   при Fн = 0,1 Гц].

Погрешность смещения VCM [(3.35) и (3.36) при

V_У = 0 и б_y = 0].

4) Полная (суммарная) погрешность [(3.29) и (3.28)].

Результаты расчета составляющих погрешностей по координат­ным осям X и Z сведены в таблицу, где все погрешности даны в м/с.

Режим	Ось к.
2	X	0,4	0,28	1,02	1,131	1,64
	Z	0,86	0,59	0,57	1,189
3	X	0,3	0,27	1,02	1,097	1,425
	Z	0,65	0,57	0,28	0,909

Погрешность системы счисления пути

Погрешности ССП рассчитываются для наихудшего случая полета при встречном ветре, когда скорость полета минимальна. Считается, что j-м режиме полета скорость полета и погрешность по скорос­ти ( и ) являются постоянными.