Радиолокационный измеритель малых высот



Радиолокационный измеритель малых высот
Радиолокационный измеритель малых высот

 


Владельцы патента RU 2449310:

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Самарский государственный технический университет (RU)

Радиолокационный измеритель малых высот относится к ближней радиолокации и может использоваться в автономных бортовых радиосистемах управления посадкой летательных аппаратов. Особенность предлагаемого устройства заключается в том, что в нем измерение высоты полета летательного аппарата осуществляется изменением разрешающей способности по дальности сложного зондирующего радиолокационного сигнала. Радиолокационный измеритель малых высот содержит слабонаправленную приемопередающую антенну, циркулятор, генератор высокой частоты, модулятор, смеситель, узкополосный фильтр, индикатор высоты, частотный детектор, генератор тактовых импульсов, накопитель импульсов и логическое устройство И, соединенные определенным образом между собой. При этом первые входы генератора высокой частоты, генератора тактовых импульсов и индикатора высоты соединены с клеммой, на которую подается команда "Пуск". Достигаемый технический результат - возможность измерения малых высот на заключительном этапе посадки летательного аппарата на протяженную поверхность. 2 ил.

 

Предлагаемый радиолокационный измеритель малых высот относится к ближней радиолокации и может использоваться, главным образом, в автономных бортовых радиосистемах управления посадкой летательного аппарата предоставляя пилоту или бортовому управляющему комплексу информацию о значении текущей высоты вблизи распределенной поверхности, вплоть до полной посадки летательного аппарата. Подобные радиолокационные измерители малых высот могут быть использованы так же для решения многих других задач, связанных с измерениями высоты полета летательного аппарата до различных ориентиров, находящихся на малых расстояниях. В качестве ориентиров могут выступать, кроме земной поверхности, так же отдельные наземные объекты с известными координатами. Подобные радиолокационные измерители малых высот могут быть использованы и во многих других случаях [1, 2, 3].

Во всех известных дальномерных устройствах ближней радиолокации для измерения дальности используются, как правило, импульсные или частотные методы, которые обладают недостатками, одним из которых является невозможность однозначного измерения малых высот вблизи протяженной поверхности, какой является, например, земная или морская [1, 2].

При измерении высоты положения летательного аппарата известными радиодальномерными устройствами отраженный от протяженной поверхности сигнал формируется отдельными участками поверхности, т.н. "блестящими точками", которыми (из-за их сложных фазовых соотношений) формируется сигнал, ограничивающий измеряемую высоту [2, 3]. В этих случаях значение минимальной измеряемой высоты соизмеримо с разрешающей способностью сигнала по дальности. Такая высота (дальность) известна в радиолокации под названием "мертвая зона" [1, 3]. По этой причине во многих пилотируемых летательных аппаратах используются одновременно две системы радиовысотометрии: радиовысотомер "больших высот", производящий измерения высот, например, с 1500 метров от поверхности и выше, и радиовысотомер "малых высот", производящий измерения высот, например, ниже 1500 метров, но при этом наличие "мертвой зоны" приводит к ограничению нижней границы измеряемых высот до десятков-сотен метров [2, 3, 4].

Кроме того, импульсные и частотные радиовысотомеры из-за периодичности процесса модуляции обладают неоднозначностью отсчета высоты.

Таким образом, основным недостатком существующих радиолокационных измерителей высоты является ограничение измеряемой минимальной высоты, под которой мы понимаем высоту, соизмеримую с разрешающей способностью радиолокационного сигнала по дальности (высоте).

К радиовысотомерам, которые обладают свойством однозначного отсчета высоты, относятся радиолокаторы со сложной (шумовой) модуляцией непрерывного зондирующего сигнала, в которых обработка отраженного сигнала производится в приемнике корреляционным способом, а расстояние до измеряемой дальности задается задержкой сигнала в его гетеродинном тракте [5, 6].

Из известных радиодальномеров для измерения малых высот наиболее близким по технической сущности является радиоустройство, описанное в патенте РФ "Радиодальномер" №2325670. Патентообладатель ФГУП "НИИ "Экран" / Заявка 2006143897, зарегистр. 27.05.2008 г. (прототип) [7].

Это радиоустройство содержит передатчик, излучающий сложный (шумовой) сигнал типа «белый шум», приемопередающую антенну, циркулятор, смеситель, узкополосный фильтр, исполнительную схему.

Главным недостатком такого устройства является то, что им решается проблема измерения дальности до поверхности, имеющей только сосредоточенный характер отражения сигнала.

Предлагаемое изобретение радиолокационного измерителя малых высот лишено перечисленных недостатков и его применение может обеспечить измерения малых высот, соизмеримых с разрешающей способностью радиолокационного сигнала по дальности, вплоть до полной посадки летательного аппарата на поверхность.

В предлагаемом устройстве используется сложный (шумовой) зондирующий сигнал, которым формируется блок-сфера с однозначной характеристикой вида δ-функции [5], имеющая, в зависимости от n-й ширины спектра модулируемого шумового сигнала Δfn.мод.ш, переменную величину разрешения по дальности ΔRn=Var, определяемую по формуле

где С - скорость распространения радиоволны;

n - порядковый номер изменения ширины спектра модулируемого шумового сигнала n=1, 2, 3…

При минимальной ширине спектра зондирующего сигнала Δfn.мод.ш.min разрешающая способность сигнала по дальности будет самой низкой, в результате чего геометрический размер дальности блок-сферы будет максимальным ΔRmax, при котором обнаружение радиолокационным измерителем посадочной поверхности производится на максимальной высоте Hmax и, поборот, при максимальной ширине спектра зондирующего сигнала Δfn.мод.ш.max распределенная поверхность может быть обнаружена на минимальной высоте, равной высокой разрешающей способности сигнала по дальности, при которой геометрический размер дальности (высоты) блок-сферы будет минимальным Hmin=ΔRmin.

Таким образом, главной особенностью работы предлагаемого устройства является то, что измерение высоты полета летательного аппарата радиолокационным измерителем однозначно связано с разрешающей способностью по дальности зондирующего сложного радиолокационного сигнала.

Техническим результатом предлагаемого радиолокационного измерителя малых высот является возможность измерений предельно малых высот на заключительном этапе посадки летательного аппарата на протяженную поверхность, чем предоставляется пилоту или бортовому управляющему комплексу информация о значении текущей высоты, практически вплоть до полной посадки летательного аппарата.

Предлагаемый радиолокационный измеритель малых высот может обеспечивать посадку как непилотируемого, так и пилотируемого летательного аппарата на поверхность путем увеличения разрешающей способности зондирующего радиосигнала по дальности, тем самым снижать высоту "мертвой зоны".

Технический результат устройства достигается тем, что в устройство, содержащее слабонаправленную приемопередающую антенну, циркулятор, генератор высокой частоты, модулятор, смеситель, узкополосный фильтр и индикатор высоты, введены частотный детектор, генератор тактовых импульсов, накопитель импульсов и логическое устройство И таким образом, что первый выход генератора высоких частот соединен с входом циркулятора, первый выход которого соединен со слабонаправленной приемнопередающей антенной, второй выход генератора высокой частоты соединен с первым гетеродинным входом смесителя, второй вход которого соединен со вторым выходом циркулятора, выход смесителя соединен со входом узкополосного фильтра, выход которого соединен с входом частотного детектора, выход которого соединен с первым входом логического устройства И и вторым (разрешающим) входом генератора тактовых импульсов, выход логического устройства И соединен с третьим входом индикатора высоты, второй вход которого соединен со вторым выходом генератора тактовых импульсов, первый выход которого соединен со входом накопителя импульсов, выход которого соединен со вторым входом логического устройства И и входом модулятора, выход которого соединен со вторым входом генератора высокой частоты, а первые входы генератора высокой частоты, генератора тактовых импульсов и индикатора высоты соединены с клеммой, на которую подается команда "Пуск".

Предлагаемая структурная электрическая схема радиолокационного высотомера малых высот приведена на фиг.2, на которой обозначено:

1 - генератор высокой частоты

2 - управляемый модулятор

3 - циркулятор

4 - слабонаправленная антенна

5 - смеситель

6 - узкополосный фильтр

7 - частотный детектор

8 - генератор тактовых импульсов

9 - накопитель импульсов

10 - логическое устройство И

11 - индикатор высоты.

Устройство радиолокационного измерителя малых высот содержит генератор высокой частоты 1, управляемый модулятор 2, циркулятор 3, слабонаправленную антенну 4, смеситель 5, узкополосный фильтр 6, частотный детектор 7, генератор тактовых импульсов 8, накопитель импульсов 9, логическое устройство И 10, индикатор высоты 11 таким образом, что первый выход генератора высоких частот 1 соединен с входом циркулятора 3, первый выход которого соединен со слабонаправленной приемопередающей антенной 4, второй выход генератора высокой частоты 1 соединен с первым гетеродинным входом смесителя 5, второй вход которого соединен со вторым выходом циркулятора 3, выход смесителя соединен со входом узкополосного фильтра 6, выход которого соединен со входом частотного детектора 7, выход которого соединен с первым входом логического устройства И 10 и вторым входом генератора тактовых импульсов 8, выход логического устройства И 10 соединен с третьим входом индикатора высоты 11, второй вход которого соединен со вторым выходом генератора тактовых импульсов 8, первый выход которого соединен с входом накопителя импульсов 9, выход которого соединен со вторым входом логического устройства И 10 и входом модулятора 2, выход которого соединен со вторым входом генератора высокой частоты 1, а первые входы генератора высокой частоты 1, генератора тактовых импульсов 8 и индикатора высоты 11 соединены с клеммой, на которую подается команда "Пуск".

Работа предлагаемого устройства заключается в следующем.

В начальный (исходный) момент времени, например (t1), посадки летательного аппарата на протяженную поверхность, когда он находится на некоторой высоте H1(t1) (фиг.1), по команде включения, на клемму «Пуск» (фиг.2) подается одиночный нулевой импульс, запускающий работу генератора высокой частоты, генератора тактовых импульсов, и приводит индикатор высоты в исходное нулевое положение.

Генератор высокой частоты начинает генерировать модулированный модулятором узкополосный сложный (шумовой) сигнал, который излучается в пространство в сторону протяженной поверхности через циркулятор и слабонаправленную антенну, формируя тем самым, первую блок-сферу с начальной разрешающей способностью по дальности (по высоте), равной ΔR1 (фиг.1). В этот начальный момент времени (t1) высота положения летательного аппарата над протяженной поверхностью превосходит заранее установленное значение величины первой блок-сферы ΔR1, так что H1(t1)>ΔR1 (фиг.1), поэтому на данной высоте протяженная поверхность не облучается зондирующим сигналом, в результате чего от нее нет отраженного сигнала не только на входе антенны, но и во всем приемном тракте устройства. В это время показание индикатора высоты установлено командой "Пуск" в исходное (нулевое) состояние.

В дальнейшем, например, в момент времени (t2), при снижении высоты положения летательного аппарата над распределенной поверхностью, когда значение высоты его положения достигает величины дальности первого элемента разрешения H(t2)=ΔR1, тогда от протяженной поверхности, облученной сигналом первой блок-сферы ΔR1, отраженный от нее сигнал поступит на антенну, с выхода которой сигнал через второй выход циркулятора поступает на сигнальный вход смесителя, на первый (гетеродинный) вход которого сигнал постоянно поступает со второго выхода генератора высокой частоты.

С выхода смесителя составляющая рабочего сигнала доплеровской частоты, через узкополосный фильтр и частотный детектор поступает как на первый вход логического устройства И, так и на второй вход генератора тактовых импульсов, генерирующий тактовые импульсы с частотой следования, прямопропорциональной частоте доплеровского сигнала. Сигналы с первого выхода генератора тактовых импульсов поступают на вход накопителя импульсов, а со второго выхода генератора тактовых импульсов они поступают на второй вход индикатора высоты.

После поступления в накопитель заданного числа импульсов на его выходе появляется сигнал первого уровня, поступающий на вход модулятора и которым в модуляторе расширяется спектр выходного сигнала. С выхода накопителя сигнал импульсов поступает так же на второй вход логического устройства И, в результате чего на оба входа логического устройства И поступают два сигнала, в результате чего на его выходе появляется сигнал, поступающий на третий (сигнальный) вход индикатора высоты.

Постоянное поступление импульсных сигналов от генератора тактовых импульсов на накопитель импульсов приводит к росту на его выходе уровня сигнала, поступающего затем на вход модулятора, на выходе которого спектр сигнала расширяется, приводя к уменьшению размеров блок-сферы за счет повышения разрешающей способности сигнала по дальности (высоте) ΔR. Индикатором высоты с момента времени (t2) постоянно регистрируется число импульсов, последовательно поступающих с частотой Доплера со второго выхода генератора тактовых импульсов на второй вход индикатора высоты. Так как высота первой блок-сферы ΔR1 заранее известна и определена выбранным узкополосным спектром зондирующего сигнала, поэтому первое (исходное) численное показание индикатора высоты устанавливается этой величиной. При дальнейшем снижении высоты полета летательного аппарата работа индикатора высоты сводится к синхронному (с доплеровской частотой) вычитанию поступивших на его второй вход импульсов, одновременно с которыми поступают импульсы на вход накопителя импульсов, на выходе которого пропорционально числу поступивших импульсов увеличивается уровень выходного сигнала, поступающего затем на вход модулятора. В результате этого происходит дальнейшее повышение разрешающей способности сигнала по дальности (высоте), т.е. уменьшение размеров по высоте текущей блок-сферы.

Предельно высокое разрешение сигнала ΔRmin обеспечивается максимально широкой полосой модулированного сложного (шумового) сигнала Δfn.мод.ш.max, которой определяется предельно малая высота положения летательного аппарата над распределенной поверхностью Hmin, так как в этом случае Hmin=ΔRmin, чем и обеспечивается возможность измерения малых высот.

Итак, в начальный (исходный) момент времени (t1) посадки летательного аппарата на протяженную поверхность, когда он находится на некоторой высоте H1(t1) (фиг.1), по команде включения, на клемму «Пуск» (фиг.2) подается одиночный нулевой импульс, запускающий работу генератора высокой частоты 1, генератора тактовых импульсов 8 и приводит индикатор высоты 11 в исходное нулевое положение. Генератор высокой частоты 1 начинает генерировать модулированный модулятором 2 узкополосный сложный (шумовой) сигнал, который излучается через циркулятор 3 и слабонаправленную антенну 4, формируя первую блок-сферу с начальной разрешающей способностью по дальности (высоте), равной ΔR1 (фиг.1). С этого момента времени (t1) высота положения летательного аппарата над протяженной поверхностью уменьшается, но она еще превосходит заранее установленное значение дальности первой блок-сферы, образованной разрешающей способностью сигнала по дальности Н1(t1)>ΔR1 (фиг.1), и поэтому на данной высоте протяженная поверхность не облучается зондирующим сигналом, в результате чего от нее не будет отраженного сигнала не только на входе антенны 4, но и во всем приемном тракте устройства. В это же время, показание индикатора высоты 11 установлено командой "Пуск" в исходное (нулевое) состояние. При дальнейшем снижении высоты положения летательного аппарата над распределенной поверхностью, например, в момент времени (t2), когда значение высоты его положения становится равной величине разрешения по дальности первого элемента блок-сферы H(t2)=ΔR1, тогда протяженная поверхность облучается сигналом первой блок-сферы, а отраженный от нее сигнал поступает на слабонаправленную антенну 4, с выхода которой сигнал через циркулятор 3 поступает на второй (сигнальный) вход смесителя 5, на первый (гетеродинный) вход которого сигнал поступает постоянно со второго выхода генератора высокой частоты 1.

С выхода смесителя 5 составляющая рабочего сигнала доплеровской частоты, через узкополосный фильтр 6 и частотный детектор 7 поступает как на первый разрешающий вход логического устройства И 10, так и на второй вход генератора тактовых импульсов 8, генерирующий тактовые импульсы с периодом доплеровской частоты и поступающие с его первого выхода на накопитель импульсов 9, а со второго выхода поступающие на второй вход индикатора высоты 11. После первого поступления в накопитель 9 определенного числа импульсных сигналов (например, 5-8 импульсов [1]) на его выходе появляется сигнал порогового уровня (достаточного для управления модулятором), поступающий затем на вход модулятора 2, тем самым расширяя спектр его выходного сигнала. Сигнал с выхода накопителя импульсов 9 поступает так же на второй вход логического устройства И 10, в результате чего на оба входа логического устройства И 10 поступают два сигнала, которыми обеспечивается появление на его выходе сигнала, поступающего на третий (сигнальный) вход индикатора высоты 11. Постоянное поступление импульсных сигналов от генератора тактовых импульсов 8 на накопитель импульсов 9 приводит к постоянному росту на его выходе уровня сигнала, поступающего затем на вход модулятора 2, на выходе которого спектр сигнала снова расширяется, приводя к уменьшению размеров блок-сферы за счет повышения разрешающей способности сигнала по дальности (высоте) (см. формулу 1). С момента времени (t2) индикатором высоты 11 постоянно регистрируется число импульсов, последовательно поступающих со второго выхода генератора тактовых импульсов 8 на второй вход индикатора высоты. Так как высота первой блок-сферы ΔR1 заранее известна и определяется установленным узкополосным спектром зондирующего сигнала, поэтому первое (исходное) численное показание индикатора высоты устанавливается этой величиной. При дальнейшем снижении высоты летательного аппарата работа индикатора высоты 11 сводится к синхронному, с доплеровской частотой вычитанию поступивших на его второй вход импульсов со второго выхода генератора тактовых импульсов 8 совместно с этими поступившими импульсами на вход накопителя импульсов 9, на выходе которого пропорционально увеличивается уровень сигнала, поступающий затем на вход модулятора 2. В результате этого происходит дальнейшее повышение разрешающей способности сигнала по дальности (высоте) с уменьшением размеров по высоте текущей блок-сферы. Предельно высокое разрешение сигнала ΔRn=ΔRmin (фиг.1) обеспечивается максимально широкой полосой модулированного сложного (шумового) сигнала Δfn.мод.ш.max, которой определяется предельно малая высота измерения положения летательного аппарата над распределенной поверхностью Hmin, так как в этом случае Hmin=ΔRmin, чем обеспечивается возможность измерения малых высот вплоть до полной посадки летательного аппарата на протяженную поверхность.

Использованием сложного (шумового сигнала) обеспечивается не только возможность формирования блок-сферы для измерения высоты положения летательного аппарата, но и, что весьма важно, обеспечивается высокая помехоустойчивость ко многим активным помехам, которые являются некоррелированными с излучаемым сигналом [5].

Использование слабонаправленной антенны позволяет, во-первых, снижать влияние изменений углов посадки летательного аппарата относительно распределенной поверхности, т.к. радиус блок-сферы в пределах этих углов изменяется незначительно, и, во-вторых, использование такой антенны упрощает ее конструкцию.

Практическая реализация всех составляющих элементов схемы не вызывает принципиальных затруднений, т.к. в ней могут быть использованы стандартные и широко используемые в радиолокационных устройствах отдельные элементы и микросхемы [8, 9]. Изготовленный и испытанный как в лабораторных, так и в натурных полигонных условиях макет предлагаемого радиолокационного измерителя малых высот применительно к самолету типа Ту-154 показал его полную работоспособность в различных условиях, в т.ч. в условиях (преднамеренных или случайных) активных помех. В испытательном макете радиолокационного измерителя малых высот в качестве генератора высоких частот (в 3-х см. диапазоне волн) использовалась стандартная отечественная СВЧ-лампа обратной волны типа "ОВС-1", со средней выходной мощностью 0,25 Вт (см. Техническое описание ЦЩ3.323.001.ТО).

Спектр зондирующего сигнала с шумовой модуляцией регулировался в пределах от Δfn.мод.ш.min=0,3 МГц до Δfn.мод.ш.max=500 МГц, чем обеспечивалось измерение высоты положения самолета при его посадке в пределах от Hmax=500 м вплоть до Hmin=0,3 м, при этом расчетная (теоретическая) ошибка измерения минимальной высоты не превышает 10 см.

Введением предлагаемых новых элементов и связей между ними принципиально по-новому решается проблема создания радиолокационного измерителя малых высот, вплоть до полной посадки летательного аппарата на поверхность. Таким образом, предлагаемый радиолокационный измеритель малых высот отличается от известного возможностью расширения диапазона измерения малых высот, в частности при посадке воздушных транспортных средств, чем существенно повышается безопасность их полета, в том числе в сложных метеоусловиях.

Литература

1. Коган И.М. Ближняя радиолокация (теоретические основы). М.: Сов. радио. 1973. 272 с.

2. Жуковский А.П., Оноприенко Е.И., Чижов В.И. Теоретические основы радиовысотометрии / Под ред. А.П.Жуковского. - М.: Сов. радио, 1979. 320 с.

3. П.С.Давыдов, В.П.Жаворонков, Г.В.Кащеев, В.В.Криницын, В.С.Уваров, И.Н.Хресин. Радиолокационные системы летательных аппаратов. Под редакцией П.С.Давыдова. М.: Транспорт. 1977. 352 с.

4. Козарук В.В. Комплекс бортового оборудования самолета Ту-154 и его эксплуатация. Учебное пособие для вузов МГА. М.: Машиностроение. 1975. 339 с.

5. Варакин Л.Е. Теория сложных сигналов. И-во Сов. радио. 1970.

6. Патент США №3614782, НКИ 343-7РГ, 102-70.2 г за 1971.

7. Патент РФ "Радиодальномер" №2325670. Патентообладатель ФГУП "НИИ "Экран" / Заявка 2006143897, зарегистр. 27.05.2008 г. (прототип) [6].

8. Интегральные микросхемы: Микросхемы для аналого-цифрового преобразования и средств мультимедиа. Выпуск 1 - М.: ДОДЭКА, 1996 г., 384 с.

9. Шагурин И., Белецкий В. Микроконтроллеры, интегрированные процессоры и гибридные DSP компании Freescale Semiconductor (SPS-Motorola) // Электронные компоненты, №7, 2004.

Радиолокационный измеритель малых высот, содержащий слабонаправленную приемопередающую антенну, циркулятор, генератор высокой частоты, модулятор, смеситель, узкополосный фильтр и индикатор высоты, отличающийся тем, что в него введены частотный детектор, генератор тактовых импульсов, накопитель импульсов и логическое устройство "И" таким образом, что первый выход генератора высоких частот соединен с входом циркулятора, первый выход которого соединен со слабонаправленной приемопередающей антенной, второй выход генератора высокой частоты соединен с первым гетеродинным входом смесителя, второй вход которого соединен со вторым выходом циркулятора, выход смесителя соединен с входом узкополосного фильтра, выход которого соединен с входом частотного детектора, выход которого соединен с первым входом логического устройства "И" и вторым входом генератора тактовых импульсов, выход логического устройства "И" соединен с третьим входом индикатора высоты, второй вход которого соединен со вторым выходом генератора тактовых импульсов, первый выход которого соединен с входом накопителя импульсов, выход которого соединен со вторым входом логического устройства "И" и входом модулятора, выход которого соединен со вторым входом генератора высокой частоты, а первые входы генератора высокой частоты, генератора тактовых импульсов и индикатора высоты соединены с клеммой, на которую подается команда "Пуск".



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиастроения и может быть использовано при создании вертолетов с соосным расположением винтов. .

Изобретение относится к радиолокационной технике и может быть использовано для обеспечения безопасности полета вертолетов на малых высотах, а именно для предупреждения пилотов вертолетов об опасности столкновений с высоковольтными линиями электропередачи (ЛЭП).

Изобретение относится к локационным системам обеспечения безопасности автомобиля при движении. .

Изобретение относится к локационным системам обеспечения безопасности автомобиля при движении. .

Изобретение относится к радиолокационной технике и может использоваться для обеспечения безопасности полетов летательных аппаратов, для контроля за сближением и стыковкой космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к радиолокационной технике для определения местоположения объектов с использованием радиолокационных систем и может быть использовано для предупреждения столкновений летательного аппарата (ЛА) с воздушными препятствиями, находящимися в интервале высот выделенного в соответствии с нормами эшелонирования.

Изобретение относится к радиолокационной технике и может использоваться для обеспечения безопасных полетов вертолетов, а именно для предупреждения их столкновений с высоковольтными линиями электропередач.

Изобретение относится к радиолокационной технике и может использоваться для предупреждения столкновений вертолетов с высоковольтными линиями передач. .

Изобретение относится к радиолокационной технике и может использоваться для предупреждения столкновений вертолетов с высоковольтными линиями передач. .

Изобретение относится к области радиолокации и может использоваться в обнаружителях радиолокационных станций

Высотомер // 2501036
Изобретение относится к радиолокационной технике и может быть использовано в летательных аппаратах, определяющих высоту до водной или земной поверхности. Достигаемый технический результат - увеличение точности определения высоты. Указанный результат достигается благодаря введению блока последовательных линий задержек, блока параллельных элементов совпадения, постоянного запоминающего устройства блока параллельных линий задержек и сумматора, при этом выход преобразователя дальности соединен с входом блока последовательных линий задержек, имеющего группу выходов, соединенную с группой входов блока параллельных элементов совпадения, вход которого соединен с выходом приемника, а группа выходов соединена через постоянное запоминающее устройство, с первой группой входов сумматора, имеющего вторую группу входов, соединенную через блок параллельных линий задержек с группой выходов преобразователя дальности и группу выходов, соединяющую с группой входов индикатора. 3 ил.

Изобретение может быть использовано для предупреждения столкновений ЛА с воздушными препятствиями, находящимися в интервале высот выделенного в соответствии с нормами эшелонирования. Достигаемый технический результат - повышение безопасности полета путем обеспечения автономного автоматического контроля полета и предупреждения столкновений с объектами в вертикальной плоскости в выделенном интервале высот полета между эшелонами. Указанный результат достигается за счет того, что по измеренному значению дальности и заданному значению высотного интервала между эшелонами определяют значение зоны перекрытия диаграммы направленности антенны в вертикальной плоскости, рассчитывают углы наклона антенны в пределах которых обеспечивается зона перекрытия. При сканировании антенны в вертикальной плоскости относительно стабилизированного положения в пространстве в пределах рассчитанных углов наклона определяют положение объекта в вертикальной плоскости относительно заданного высотного интервала между эшелонами в зоне перекрытия. При нахождении опасного объекта в зоне перекрытия и при достижении предварительно установленного значения дальности опасного сближения формируют сигнал изменения траектории полета, который подают на автопилот. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение предназначено для определения расстояния между воздушными судами в полете. Достигаемый технический результат - упрощение устройства. Указанный результат достигается тем, что устройство для определения расстояния между воздушными судами содержит два измерителя азимутов, два измерителя наклонных дальностей, три сумматора, четыре блока умножения, блок вычисления косинуса, блок вычисления корня квадратного и индикатор, соединенные между собой определенным образом. 2 ил.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к области навигационных измерений, и может быть использовано в наземном комплексе управления орбитальной группировкой навигационных космических аппаратов (НКА). Технический результат заключается в расширении функциональных возможностей и повышении помехоустойчивости, надежности дуплексной радиосвязи между наземным пунктом контроля и спутником навигационной системы ГЛОНАСС и точности измерения радиальной скорости и местоположения указанного спутника. Для этого наземный пункт контроля содержит задающий генератор 1, регистр 2 сдвига, фазовый манипулятор 3, гетеродины 4, 11 и 33, смесители 5, 12, 17, 34, 43 и 44, усилитель 6 первой промежуточной частоты, усилители 7, 10, 41 и 42 мощности, дуплексер 8, приёмопередающую антенну 9, усилители 13, 35, 45 и 46 третьей промежуточной частоты, удвоитель 14 фазы, делитель 15 фазы на два, узкополосные фильтры 16 и 18, измеритель 19 частоты Доплера, корреляторы 20, 36, 47 и 48, перемножители 21, 49 и 50, фильтры 22, 51 и 52 нижних частот, экстремальные регуляторы 23, 53 и 54, блоки 24, 55 и 56 регулируемой задержки, индикатор 26 дальности, ключ 38, приемные антенны 39 и 40, а спутник содержит приемопередающую антенну 26, дуплексер 27, усилители 28 и 32 мощности, гетеродины 29 и 59, смесители 30 и 60, усилитель 31 второй промежуточной частоты, усилитель 61 третьей промежуточной частоты, коррелятор 62, пороговый блок 63 и ключ 64. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.
Группа изобретений относится к области информационных систем общего пользования и интеллектуальным транспортным системам (ИТС). Интеллектуальную транспортную систему устанавливают в комплексе на автотранспортном средстве, полностью адаптируют к его электрической системе, используют непрерывно в автоматическом и ручном режиме, совместно со средствами сотовой связи, Интернетом и навигационными спутниковыми системами, и осуществляют видео-наблюдение и контроль над автотранспортным средством на расстоянии с помощью сотового аппарата, поддерживающего технологию 3-G. Интеллектуальная транспортная система состоит из следующих основных, взаимосвязанных между собой конструктивных элементов: системы видео-наблюдения, видео-регистратора, сенсорного дисплея, процессорной платы с SIM-модулем, приемопередатчика, аварийного блока, с модулем противоугонной системы, бесперебойного источника питания, мультимедийного устройства, измерителя расстояния, превентивной системы безопасности. Достигается обеспечение комплексной защиты автотранспортного средства, водителя, пассажиров, пешеходов и создания благоприятных условий дорожного движения в целом. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к радионавигации и может использоваться в системах посадки летательных аппаратов по приборам. Достигаемый технический результат изобретения заключается в исключении постоянного накапливания с течением времени ошибки измерения. Предлагаемые способ и устройство используют радиолокационные средства навигации. Поляризационно-модуляционный способ радиолокационного измерения угла крена летательного аппарата и устройство для его реализации заключаются в том, что в точке с известными координатами располагают пассивный поляризационно-анизотропный радиолокационный отражатель электромагнитных волн с горизонтальной линейной собственной поляризацией. С борта летательного аппарата облучают радиолокационный отражатель линейно поляризованной электромагнитной волной, плоскость поляризации которой вращается с некоторой частотой. Принимают на борту летательного аппарата отраженную электромагнитную волну, поляризация которой совпадает с поляризацией излученной электромагнитной волны. По измеренной на выходе приемника фазе спектральной составляющей на удвоенной частоте вращения плоскости поляризации принимаемых сигналов определяют угол крена летательного аппарата. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к радионавигационным системам и может быть использовано в системах обеспечения посадки летательных аппаратов, в том числе беспилотных, а также в системах обеспечения судовождения. Достигаемый технический результат - улучшение массогабаритных характеристик системы. Указанный результат достигается снижением габаритов используемых антенн, что обеспечивает значительное уменьшение массы и габаритов систем обеспечения посадки, по сравнению с известными курсоглиссадными системами. 4 ил.

Изобретения относятся к области авиации и могут быть использованы для обеспечения посадки летательного аппарата (ЛА). Достигаемый технический результат - повышение безопасности посадки. Указанный результат достигается тем, что способ захода на посадку ЛА включает измерение курсовых углов ультракоротковолновых радиостанций (КУР), измерение высоты полета, снижение к взлетно-посадочной полосе с расчетной вертикальной скоростью, при этом на борту ЛА формируют глиссаду снижения по дальности, получаемой от комплекта системы предупреждения столкновений (СПС), код индивидуального опознавания которого опознается на борту ЛА как предназначенный для посадки, и по высоте, получаемой от бортовых высотомеров, и индицируют ее на высотомерах в виде метки заданной высоты, причем экипаж выдерживает заданную глиссаду снижения, устраняя рассогласование между заданной и текущей высотой полета посредством метки заданной высоты, и (или) формируют глиссаду снижения по сигналу рассогласования между заданным и текущим углами наклона глиссады, при этом указанный сигнал рассогласования поступает в бортовую систему автоматического управления (САУ); на рабочем месте диспетчера, по данным о дальности и высоте полета, получаемым от наземного комплекта СПС, формируют глиссаду снижения в виде заданной высоты и в виде разницы между заданной и текущей высотой ЛА (и индицируют ее на индикаторе), по которой диспетчер определяет вертикальное отклонение от глиссады, а по данным о КУР и дальности, получаемым от наземного комплекта СПС, и по данным о КУР, получаемым от наземного УКВ-радиопеленгатора и индицируемым на индикаторе, диспетчер определяет боковое уклонение, дает команды управления голосом по радио, определяя по индикатору рассогласование между заданной и текущей траекторией полета. Система посадки летательного аппарата с применением системы предупреждения столкновений (СПС) включает в себя установленные перед торцом ВПП УКВ-радиостанции, УКВ-радиопеленгатор, антенну командной УКВ-радиостанции, комплект системы предупреждения столкновений (СПС), код индивидуального опознавания которого опознается на борту ЛА как предназначенный для посадки, вычислитель заданной высоты и отклонения от заданной высоты, индикатор, связанный своими входами с выходами наземного комплекта СПС по каналам высоты, азимута, дальности, с выходами вычислителя заданной высоты и отклонения от заданной высоты, а также с выходом УКВ-радиопеленгатора, кроме того, указанный вычислитель связан своими входами с выходами наземного комплекта СПС по каналам дальности и измеренной высоты до ЛА, с выходами задатчиков температуры и давления воздуха у земли, при этом на борту ЛА установлены бортовая УКВ-радиостанция, высотомеры, в комплект СПС, установленный на ЛА, радиотехнически связанный с аппаратурой наземного комплекта СПС, дополнительно включены дешифратор (блок опознавания кода посадки), блок задатчика кода посадки, два вычислителя заданной высоты и отклонения от заданной глиссады снижения, высотомер, датчик температуры воздуха у земли. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх