CC BY
14
Характерным для КВ радиоканала является замирание сигнала. В ионосферном канале составляющие сигнала распространяются по нескольким путям. Во-первых, в пункте приема обнаруживаются лучи, которые распространяются путем однократного или многократного отражения. Во-вторых, сигнал излучается передающей антенной в пределах ширины диаграммы направленности, следовательно, можно считать, что на ионосферу падает не один луч, а пучок лучей, которые достигают приемной антенны с различными амплитудами и фазами. В-третьих, к многолучевой интерференции излучения приводит среда распространения с крупномасштабной и мелкомасштабной неоднородными структурами.
Многолучевость при высоких скоростях работы и обычных видах манипуляции ограничивает возможности повышения надежности связи путем увеличения мощности передатчика. Если разность хода лучей сравнима с длительностью отдельно взятого элемента, то прием информации осуществляется по лучу, который имеет в данный момент наибольший уровень, а при переходе с одного луча на другой происходит рассинхронизация по циклам, что приводит к потере отдельных знаков сообщения. Многолучевость с большой разностью хода лучей приводит к интерференции элементов сообщения, приходящих в точку приема разными лучами, и сигналы в лучах с меньшим уровнем в этом случае играют роль аддитивных помех.
Различают быстрые и медленные замирания. Основной причиной быстрых замираний сигнала является многолучевое распространение радиоволн, которое приводит к интерференционным замираниям. Вариации фаз приводят к вариациям амплитуды принимаемого сигнала. Для изменения фазы волны на 180° достаточно, чтобы длина пути изменилась на 5...50 м [2]. Такие незначительные изменения длины пути распространяющейся волны могут происходить непрерывно, следовательно, колебания напряженности электрического поля в диапазоне коротких волн могут быть частыми и глубокими. Причиной медленных замираний является изменение поглощения радиоволн в ионосфере.
Кроме интерференционных замираний сигнала в КВ-диапазоне волн имеют место поляризационные замирания [3]. Причиной поляризационных замираний является поворот плоскости поляризации волны при распространении её в анизотропной нестационарной среде в направлении силовых линий магнитного поля Земли. Поляризационные замирания наблюдаются реже интерференционных в 10...15 %
всех случаев, однако их учет при организации связи имеет явно выраженную практическую направленность.
Анализ спектральной структуры загрузки КВ-диапазона свидетельствует о преобладающем воздействии узкополосных помех. Следует отметить, что в коротковолновом диапазоне волн насыщенном сосредоточенными по спектру помехами практически всегда имеются частотные каналы шириной 3...10 Кгц с минимальным или приемлемым относительно некоторого порога уровнем мощности активных помех. Поиск такого рода частотных каналов в условиях нестационарных по мощности и частоте радиотехнических помех может быть обеспечен путем частотной адаптации, предусматривающей непрерывный анализ загрузки заданного диапазона оптимальных рабочих частот (ОРЧ), выбор каналов с минимальным или приемлемым относительно некоторого порога уровнем мощности активных помех.
С другой стороны увеличение отношения сигнал/шум возможно, если использовать фокусирующие свойства ионосферы. Зона формирования отраженного сигнала в ионосфере имеет одновременно и линзовую и мелкомасштабную неоднородную структуру. Использование эффекта фокусирования радиоволн на границе мертвой зоны позволяет увеличить амплитуду сигнала наклонного зондирования на 5...7 дБ при отражении от Е области и порядка 4 дБ при отражении от Е слоя. На трассе распространения 3000 км фокусирование на горизонте дает увеличение амплитуды в 8 дБ при угле излучения 9^0° и не превышает 5 дБ при 8-10°. Увеличение амплитуды радиоволн в зоне фокуса составляет 10...15 дБ, а при неоднородной структуре ионосферы достигает порядка 4...9 дБ [4].
При некогерентном приеме сообщений вероятность ошибки зависит от отношения сигнал/шум на входе демодулятора. Увеличение отношения сигнал/шум может быть достигнуто за счет:
повышения мощности радиопередающего устройства (что не всегда целесообразно);
выбора канала с минимальным уровнем помех;
использования фокусирующих свойств среды распространения .
Из сказанного следует, что комплексный учет особенностей распространения радиоволн в нестационарной анизотропной среде и их использование при разработке способов и алгоритмов адаптации к изменяющимся условиям позволит существенно повысить качество передачи дискретных сообщений по ионосферному каналу.
ЛИТЕРАТУРА
1. Исследование неоднородной структуры ионосферы методом наклонного зондирования/ В. А. Алимов, Л. М. Ерухимов, В. С. Караванов и др. // ЦИОНТ ПИК ВИНИТИ. №17. С. 102-110.
2. Долуханов М. П. Распространение радиоволн. М. : Связь, 1972. 335 с.
3. Грудинская Г. П. Распространение радиоволн. М. : Высш. шк., 1975. 279 с.
4. Сомов В. Г., Тяпкин В. Н., Леусенко В. А., Шайдуров Г. Я. О влиянии нелинейных и фокусирующих свойств ионосферы на качественные показатели радиолокации в декаметровом диапазоне радиоволн// Радиотехника и электроника. 2003. Т. 48. №8. С. 1-10.
УДК 618.2
Лапшин Э.В., Наумова И.Ю., Коршунов Д.В., Васильев А.С.
ФГБОУ ВО «Пензенский Государственный университет», Пенза, Россия
БОКОВОЕ ДВИЖЕНИЕ СЛОЖНОЙ ЧЕЛОВЕКО-МАШИННОЙ СИСТЕМЫ
Летательный аппарат в полете подвергается различным возмущениям, наиболее важными из которых является течение воздушных масс (нисходящие и восходящие потоки в атмосфере, порывы ветра и т. д.), нарушение центровки самолета вследствие выработки топлива из баков, сбрасывание бомб и торпед, стрельба и др. Все эти возмущения различаются по длительности и характеру действия, природе и причинам их возникновения.
При произвольной выработке топлива из баков самолета на систему накладываются возмущения, являющиеся медленно изменяющимися функциями времени. Эти возмущения обычно сводятся к нарушению центровки самолета и к изменению его динамических параметров вследствие изменения (уменьшения) веса. Указанные типы возмущений являются
определенными функциями времени, и их воздействие на самолет можно учесть заранее.
Общее движение самолета можно разделить на продольное и боковое. Проекция движения самолета на направление, перпендикулярное плоскости симметрии самолета, называется боковым движением.
Продольное движение самолета можно рассматривать независимо от бокового при любых по величине возмущениях, тогда как боковое движение можно рассматривать независимо от продольного только при малых возмущениях. В дальнейшем боковое движение самолета будет рассматриваться в предположении малых отклонений.
Для описания поведения самолета в пространстве введем связанную систему координат ХУZ, направив ось Х по продольной оси самолета вперед, ось У по вертикальной оси вверх и ось 2 —
по поперечной оси вправо. Введем также неподвижную по отношению, к центру масс самолета координатную систему X0Y0Z0 Обе системы координат имеют начало в центре масс самолета (рис.1).
Положение центра масс самолета по отношению к земным координатам будем определять высотой полета Н, боковым отклонением от заданной траектории z и дальностью L. Связь между угловыми скоростями wK, wy, wz и у определяется соотношениями
qk = у + ф sin и Qy = ф cos и cos y + ú sin ф (1) Qz = ú cos ф - фcos и sin y Скорость полета V можно выразить через ее проекции VK, Vy, Vz на связанные оси посредством соотношений
VK = Vcosa cosp;
Vy = -Vsina cosp; (2)
Vz = Vsinp , где a и p - углы атаки и скольжения (рис. 2)
Рисуннок 1 - Параметры бокового движения самолёта
ние, перпендикулярное траектории, связать с боковой составляющей вектора скорости центра масс самолета:
dz1/dt = Уэ^(ф - Р) + иг , (4)
где Zl— боковое отклонение от заданной траектории полета;
Uz
составляющая скорости ветра по оси z.
Полученные выше уравнения (3) и (4) бокового движения являются нелинейными, поэтому непосредственное использование их для анализа процессов в системах автоматического управления затруднительно. Для упрощения задачи проведем линеаризацию этих уравнений, предположив, что боковая сила 2 и моменты крена Мх и рысканья Му зависят от параметров режима полета. Опыт показывает, что боковая сила 2 зависит только от боковой составляющей скорости полета У^, зависимостью силы 2 от величин и ак, иу, 5э и 5п можно пренебречь. Моменты Мх и Му зависят от величин Vz, ик, ау, 5э и 5п. Следует заметить, что момент крена Мх мало зависит от угла отклонения руля поворота 5п.
Путем несложных преобразований получаем дифференциальные уравнения бокового движения самолёта как управляемого процесса, которые устанавливают связь между регулируемыми величинами у, Р, (О х, (0 у и регулирующими факторами 5э и 5п:
(p+Лll)p + Пl2W,к+ПlзW,y+Пl4Y=fl;
П21 р+( р+ Л22)м' к+ ' у= -П2э5э+ ¿2 ; (5)
Пз1 р + П32^1 ' к+(р+П33)"№' у=-П3э-П3п5п+ ¿3', П4 2W ' к+П43^ ' y+PY=0, 1 1 т г г г
где w к = тwк; w,y = IWy; т = —; ¿1, ¿2, 13 -
возмущения, действующие на самолёт.
Коэффициенты и±к зависят от размаха крыльев, коэффициента боковой силы Cz, момента крена тк, момента рысканья шу, а также коэффициентов
Шх
j_ dmx
j_ dmy
mv = -
характеризующие попе-
ар ар
речную статическую устойчивость самолёта и устойчивость пути или флюгерную устойчивость самолёта и путевую устойчивость.
Если Uz — боковой порыв ветра, ДР — разность тяг двигателей, расположенных по разные стороны от оси самолета, ДО — изменение веса самолета, вызывающее крен, то для возмущений Л, ¿2, fз можно написать выражения
fi=pvz+ -
АР
pSV2
+ f'i; f2=
AG 12
psv 2 l
+ f'2;
(6)
Рисунок 2 - К выводу выражений для составляющих вектора скорости
Для малых углов скольжения р (практически для всех случаев полета) уравнения упрощаются. Будем рассматривать самолет как твердое тело. При таком рассмотрении уравнения движения самолета относительно связанных осей, являющиеся частным случаем уравнений Эйлера, описывают и продольное, и боковое движение самолёта.
Уравнения бокового движения самолёта по отношению к центру масс:
т (dУZ/dt+QкУy-QyУк)=Z+Gsinycos и
ЗкД aк/dt = Мк , (3)
^ Иу/dt = Му где т — масса самолета;
Jy, Jz — моменты инерции самолета относительно соответствующих осей;
X, У, 2 — проекции действующих сил на самолет (без силы веса);
М„ Му, Mz — моменты аэродинамических сил по соответствующим осям.
Для получения уравнений бокового движения центра масс по отношению к земным координатам необходимо составляющие вектора скорости V самолета и вектора скорости и ветра на направле-
¿3=^3 +
где 12 — плечо момента крена;
13 — расстояние между двигателями, имеющими разные тяги;
Г'1, Г'2, ¿'3 — возмущения, вызванные стрельбой из бортового оружия, или возмущения от ударных волн, создаваемых взрывами снарядов или пролетающими соседними самолетами;
vz = Uz/V — относительная боковая составляющая ветра.
Если полет самолета горизонтальный (и = 0), то в безразмерной форме
и' к = PY ; и'у = рф, (7)
следовательно, система примет следующий вид: (р+пи)р+(п12р+п14^+п13рф=£1;
П21р+(р+П22) PY+n23 рф=-П2э5э+Г2; (8)
П31P + П32PY+(P+П33) рф=-П3э5э-П3п5п+Г3;
Можно выделить частные случаи бокового движения самолета:
1) Простейшим боковым движением самолета является движение чистого рысканья без крена, когда в силу большой инерции самолета можно пренебречь движением центра масс под действием боковых сил.
2) Плоское движение (движение рысканья) при неизменном угле крена.
Нейтральность самолета по отношению к углу рысканья (или, что все равно, к курсовому углу) означает, что устойчивость самолета не изменяется при полете по любому курсу.
3) Движение крена без изменения курса (ф=0).
4) Боковое движение без скольжения (р = 0). Расчеты показывают, что коэффициент -П23П14/П13 отрицателен, поэтому такое движение неустойчиво не только по отношению к углу рысканья ф, но и по отношению к углу крена у. При этом движении самолет имеет тенденцию перейти в штопор.
Самолет в боковом движении можно рассматривать как динамическую систему, входными координатами которой являются отклонения руля поворота 5п и элеронов 5Э, а выходными координатами — углы скольжения р, крена у и угловая скорость рысканья Юу.
Р=П1Р (р)5з+П2Р (р)5п ; О ,y=Пlw(p)5э+П2w(p)5п; (9)
у=П1у(р)5э+П2у (р)5п, где П1р (р), Шр(р), ... - передаточные функции самолёта, полностью определяемые коэффициентами П±к
Динамические свойства самолёта оцениваются передаточной матрицей вида П1р П2р
Пlw П1у
П2w П2у
(10)
Движение самолета в зависимости от его характеристик и режима полета может быть как устойчивым, так и неустойчивым. Для суждения об устойчивости бокового движения самолета следует рассмотреть характеристическое уравнение системы, которое можно получить, если приравнять нулю определитель матрицы коэффициентов дифференциальных уравнений:
Р4+С1Р3+С2Р2+С3Р+С4=0. (11)
Устойчивость самолета по отношению к парамет-
(11) . Для оценки устойчивости движения без нахождения корней уравнения можно воспользоваться критериями устойчивости, например критерием Гурвица-Раусса.
Приведем в качестве примера характеристическое уравнение с численными коэффициентами для бокового движения реактивного самолета.
Характеристическое уравнение с численными коэффициентами для бокового движения самолета:
р4 + 4р3+4,0 8р2 + 10,7 2р-1,4 4 = 0. (12)
Заметим, что для рассматриваемого режима полета последний член уравнения (12) является отрицательным, что указывает на неустойчивость самолета.
Следовательно, характеристическое уравнение бокового движения имеет два вещественных и два комплексных сопряженных корня.
Движение самолета, соответствующее большому отрицательному корню, называется движением крена. Оно быстро затухает и не оказывает большого влияния на боковое движение самолета.
Движение, соответствующее малому вещественному корню, который в рассматриваемых примерах положителен, называется спиральным движением. При положительном малом корне движение самолета апериодически неустойчиво и самолет имеет тенденцию перейти в спираль.
Движение самолета, соответствующее паре комплексных корней, является колебательным. При этом движении самолет совершает рысканья по курсу с кренами вправо и влево. Движение этого типа иногда называют «голландским шагом». Период колебаний для разных самолетов и на разных режимах может составить от 2 до 10 сек.
рам у, р, ю ,
определяется корнями уравнения
Ю
у
УДК 618.1
Лапшин Э.В., Коршунов Д.В., Васильев А.С.
ФГБОУ ВО «Пензенский Государственный университет», Пенза, Россия
НАДЁЖНОСТЬ СЛОЖНЫХ ТЕХНИЧЕСКИХ СИСТЕМ
Рассматриваются вопросы обеспечения надёжности сложных человеко-машинных систем при их проектировании. Эффект резервирования достижим при использовании развитых встроенных средств автоматического контроля работоспособности сложной системы и технического обслуживания. Анализ надёжности сложных систем может потребовать применения многоуровневых моделей работоспособности и развитых методов расчета надёжностных показателей. Количество программных продуктов для расчетов надёжности и методов, реализованных в них, подтверждает применимость их при выполнения проектной оценки надёжности сложных технических систем.
Исследование сложных технических систем, т.е. совокупность функционально связанных устройств, которые выполняют решение сложных задач. Она состоит из многих составных частей. Например, летательный аппарат. Это сложная человеко-машинная система.
Человеко-машинная система должна характеризоваться безотказностью, долговечностью и ремонтопригодностью.
В основе успешного применения моделей технического обслуживания человеко-машинных систем на практике лежит объективная и оперативная информация об их надёжности, эксплуатационной технологичности и ремонтопригодности. Часть системы, которая восстанавливается в процессе эксплуатации только путём замены, будем называть элементом системы.
Эксплуатация - это совокупность взаимосвязанных по месту, времени и содержанию работ, обеспечивающих эксплуатацию объекта. Эксплуатация объекта помимо работ по техническому обслуживанию предусматривает учёт различных режимов работы, перестройку структуры системы при возникновении нарушений, организацию ремонта, модернизацию и продление ресурса объекта (системы).
Коэффициент оперативной готовности р (к, Ь) это вероятность застать элемент или систему в
исправном состоянии в произвольный момент времени Ь и проработать безотказно с момента времени Ь заданное оперативное время к.
Стационарное значение коэффициента оперативной готовности
р (х)=11шр (к, Ь). от
Совершенствуя программы эксплуатации человеко-машинных систем сталкиваемся с разработкой алгоритмов обработки статистической информации, которая накапливается средствами контроля. Полученная информация от средств контроля должна быть правильно осмысленна, обработана и давать оптимальные рекомендации инженерному персоналу по проведению аварийных или упреждающих необходимых регулировок.
Широкое применение нашли встроенные в систему элементы автоматизированного контроля, позволяющие оценить исправность оборудования. В случае отказа уведомлять работающий персонал.
Существующие устройства контроля и диагностики выполняют работы при аварийных или профилактических регулировках, ремонте и различных доработках.
В отдельных случаях автоматизированные системы контроля выдают инструкции по замене съёмных блоков в полёте или на стоянке (ангаре). Желательно чтобы системы автоконтроля были универсальными и могли с точностью до сменного элемента или блока определять место неисправности и по результатам контроля выдавать необходимые рекомендации по обслуживанию с сокращением до минимума затрат, прогнозируя возможные неисправности.
Необходимо возложить на автоматизированные системы контроля управление всем процессом работы человеко-машинными системами, прогнозируя безотказность работы всей системы до какого-то времени Ь, и, при необходимости, заменять сменные элементы или, изменяя алгоритм работы человеко-машинных систем, исключить неисправный элемент (блок), вводя резервные элементы или блоки.
