Systemy nawigacyjne samolotu F-16 blok 52+.pdf

Systemy nawigacyjne samolotu F-16 blok 52+

Siła w różnorodności

fot. Mariusz Adamski "Skrzydlata polska"

Wdrażany obecnie do Polskich Sił Powietrznych F-16 jest najbardziej medialnym samolotem w historii polskiego

lotnictwa wojskowego. Każdy obywatel RP czuje się ekspertem w tej dziedzinie, potrafi ocenić, czy jest on lepszy czy

gorszy od innych. Jednak o jakości maszyny decydują nie tylko osiągi oraz rodzaje uzbrojenia, ale również jakość

wyposażenia awionicznego, w tym przede wszystkim systemy nawigacyjne. Na ten temat informacje są bardzo ubogie.

ADAM BRZUZEK, ARKADIUSZ PAWLIK, ANDRZEJ RYPULAK

Spróbujmy więc przybliżyć tę tematykę, charakteryzując urządzenia i systemy nawigacyjne samolotu F-16.

Przypomnijmy, że nawigacja powietrzna to kierowanie ruchem statków powietrznych podczas przemieszczania się

z jednego punktu w przestrzeni do drugiego. Jej celem jest znalezienie odpowiedzi na następujące pytania:

• Gdzie jestem i gdzie powinienem być?

• Którą drogą mam się poruszać i jak daleko jest do celu (następnego punktu drogi)?

W przypadku lotnictwa wojskowego dochodzą jeszcze:

• Gdzie są obiekty własne, gdzie nieprzyjaciela?

•Gdzie są obiekty ataku?

W znalezieniu odpowiedzi na te pytania pomagają umieszczone na pokładzie samolotu systemy nawigacyjne, takie jak:

• zintegrowany system nawigacyjny GPS/INS (Global Positioning System/

Inertial Navigation System),

• wielofunkcyjny odbiornik nawigacyjny MMR (Multi Mode Receiver),

• system TACAN (Tactical Air Navigation),

• centrala danych aerometrycznych FES (Flight Environment System),

• system nawigacji według rzeźby terenu DTS (Digital Terrain System),

• pokładowy interrogator – transponder CIT (Combined Interrogator-Transponder),

• system wymiany informacji taktycznej (Link-16),

• radar pokładowy FCR (Fire Control Radar).

Klasyfikacja systemów nawigacyjnych samolotu

Rozpatrując zagadnienie systemów nawigacyjnych samolotu F-16, należy uwzględnić fakt, iż producent dokonał

specyficznego podziału pokładowego wyposażenia nawigacyjnego. Urządzenia i systemy wykorzystywane podczas

lotów bojowych – dostarczające informacji nawigacyjnych do systemu zarządzania uzbrojeniem lub umożliwiające

wykonanie skrytego podejścia w rejon celu – zaliczone są do grupy Awioniki Ataku (Attack Avionic Systems). Są to:

• zintegrowany system nawigacyjny GPS/INS,

• pokładowa stacja radiolokacyjna,

• radiowysokościomierz,

• system nawigacji według rzeźby terenu DTS.

W procesie obsługiwania samolotu F-16 powyższymi urządzeniami i systemami zajmuje się personel techniczny

specjalności Attack Avionics.

Z kolei urządzenia i systemy o przeznaczeniu głównie „pokojowym” tworzą właściwą grupę urządzeń nawigacyjnych

(Navigation Systems). Są to:

• centrala danych aerometrycznych,

• wielofunkcyjny odbiornik nawigacyjny MMR,

• pokładowy interrogator-transponder CIT systemu identyfikacji „swój-obcy” (AIFF – Advanced Identification Friend or

Foe System),

• system przyrządów pilotażowo-nawigacyjnych.

Zaliczenie systemu AIFF do grupy urządzeń nawigacyjnych jest kontrowersyjne. Z jednej strony ma swoje uzasadnienie

ze względu na jego współpracę z ośrodkami kontroli ruchu lotniczego, z drugiej zaś – należy podkreślić, że

zasadniczym przeznaczeniem tego systemu jest jednak identyfikacja „swój-obcy” w warunkach bojowych. Z tego

względu celowe wydawałoby się umieszczenie systemu AIFF w grupie Awioniki Ataku.

Co ciekawsze, w procesie obsługi samolotu F-16 urządzeniami i systemami z grupy Navigation zajmuje się personel

techniczny aż dwóch specjalności: Systemy sterowania i przyrządy pokładowe (Flight Controls/Instruments) oraz

Łączność/Nawigacja/Walka elektroniczna (Communication/Navigation/Electronic Warfare).

W F-16 zainstalowany jest ponadto pokładowy terminal MIDS (Multifunction Information Distribution System). Ze

względu na wspólny zakres częstotliwości pracy integruje on w jednym bloku pracę dwóch systemów:

• systemu wymiany informacji taktycznej (czyli Link-16),

• pokładowej części systemu bliskiej radionawigacji TACAN.

Zintegrowany system nawigacyjny GPS/INS

Zintegrowany system GPS/INS jest to odporny na zakłócenia system nawigacyjny, synchronizowany według czasu UTC,

który zapewnia określenie położenia, prędkości i kierunku samolotu w przestrzeni w każdych warunkach pogodowych.

Składa się z dwóch elementów: systemu nawigacji inercjalnej INS oraz systemu nawigacji satelitarnej GPS.

System nawigacji inercjalnej INS jest systemem autonomicznym umożliwiającym określenie wszystkich

parametrów nawigacyjnych środkami dostępnymi na pokładzie samolotu. Nie wymaga dodatkowych urządzeń

instalowanych na ziemi lub sztucznych satelitach. Należy do systemów nawigacji zliczeniowej, w których określanie

współrzędnych oparte jest na ciągłym uwzględnianiu wartości i kierunku przebytej odległości względem wyjściowego

punktu trasy. Znając miejsce startu, kierunek lotu oraz prędkość względem przyjętego układu odniesienia, można

obliczyć aktualne położenie samolotu, tj. określić współrzędne pewnego jego punktu (np. środka masy), przez

całkowanie dla niego równania ruchu w bezwzględnym (inercjalnym) układzie współrzędnych – stąd nazwa systemu.

Stosowana równolegle nazwa – systemy bezwładnościowe – wywodzi się od zasady działania jednego z pierwotnych

czujników – akcelerometrów. Akcelerometry wykorzystywane są do pomiaru wektora wypadkowej siły przyłożonej do

samolotu, określenie której niezbędne jest do całkowania równania ruchu. Przyspieszeniomierze działają na zasadzie

pomiarów sił bezwładności masy pomiarowej równoważonej siłami sprężystego zawieszenia. Funkcję

przyspieszeniomierzy w tym przypadku pełnią 3 giroskopy laserowe typu pierścieniowego (rys. 1).

Rys. 1. Giroskopy laserowe służące do pomiaru wartości przyspieszeń działających na samolot

Przed rozpoczęciem lotu pilot powinien wprowadzić do systemu dokładne aktualne położenie geograficzne i wysokość,

ponieważ od punktu, który zostanie wprowadzony, rozpocznie się zliczanie drogi w kierunkach wszystkich osi.

W przypadku braku takich danych jest możliwość pobrania ich z odbiornika GPS.

System nawigacji satelitarnej GPS jest systemem nieautonomicznym, jednak zapewniającym bardzo wysoką

dokładność określania parametrów nawigacyjnych. Jego ścisła współpraca z INS umożliwia uzyskanie wysokiej

dokładności z jednoczesnym zapewnieniem autonomiczności (tabela poniżej).

GPS/INS wypracowuje dane nawigacyjne, takie jak: bieżące aktualne położenie geograficzne, przyspieszenie, prędkość,

wysokość, przechylenie i pochylenie samolotu oraz kurs magnetyczny i rzeczywisty. Dane te przedstawione są na

wskaźniku HUD, wskaźniku sytuacji horyzontalnej, sztucznym horyzoncie oraz przekazywane do komputera misji MMC

(Modular Mission Computer) w celu wykorzystania przez inne systemy, np. radar pokładowy FCR.

Podstawowe elementy składowe systemu to: platforma giroskopowa, blok nawigacji inercjalnej oraz odbiornik nawigacji

satelitarnej (wszystkie te elementy umieszczone są we wspólnej obudowie) oraz antena GPS i elektroniczny system

anteny GPS (rys. 2).

Rys. 2. Schemat funkcjonalny systemu GPS/INS

Wielofunkcyjny odbiornik nawigacyjny MMR

Odbiornik MMR współpracuje z naziemnymi elementami systemu bliskiej radionawigacji VOR (VHF Omnidirectional

Range) oraz systemu lądowania według przyrządów ILS (Instrument Landing System). Umożliwia pilotowi:

• prowadzenie samolotu po trasach przelotowych według radiolatarni VOR,

• wykonanie podejścia do lądowania w systemie ILS.

Informacje nawigacyjne wypracowane przez odbiornik MMR obrazowane są na (rys. 3, 4):

• wskaźniku sytuacji horyzontalnej EHSI (Electronic Horizontal Situation Indicator),

• wskaźniku położenia przestrzennego ADI (Attitude Direction Indicator),

• wskaźniku przeziernym HUD (Head-Up Display),

• lampce informującej o momencie przelotu nad poszczególnymi markerami systemu ILS.

Pilot informowany jest o:

• fakcie odbioru lub braku odbioru sygnałów od naziemnych radiolatarni,

• kursie na radiolatarnię,

• odchyleniu od zadanego kursu podczas lotu po trasie lub podejścia do lądowania,

• odchyleniu od optymalnej płaszczyzny zniżania podczas podejścia do lądowania,

• fakcie wykonywania lotu „do” lub „od” radiolatarni,

• momencie przelotu nad radiolatarnią VOR,

• momentach przelotu nad markerami systemu ILS.

Dokładność określania parametrów nawigacyjnych przez odbiornik MMR jest uzależniona od dokładności

współpracujących radiolatarni systemów VOR i ILS. Dla systemu VOR będzie zależała od tego, na jaki typ radiolatarni

wykonywany jest lot: standardową stację VOR czy też stację DVOR (Differential VOR – VOR różnicowy). W pierwszym

przypadku możemy mówić o dokładności określenia kursu na poziomie ±1°, w drugim – lepszej niż ±1°.

Dokładność pracy radiolatarni systemu ILS jest określona w odpowiednich wymaganiach technicznych dla tego systemu

i kształtuje się:

• dla wyznaczania optymalnej płaszczyzny kursu w procesie podejścia do lądowania na poziomie ±4,1 m,

• dla wyznaczania optymalnej płaszczyzny zniżania w procesie podejścia do lądowania na poziomie ±0,4 m.

Rys. 3. Schemat funkcjonalny odbiornika nawigacyjnego MMR

Rys. 4. Kabina samolotu F-16 C

System TACAN

System TACAN umożliwia pilotowi powrót na lotnisko z wykorzystaniem sygnałów radiolatarni TACAN. W

przeciwieństwie do cywilnego systemu bliskiej nawigacji VOR, TACAN był tworzony jako mobilny – radiolatarnie

naziemne wykonywane są zwykle w postaci kontenerowej, łatwej do przewożenia i instalacji w dowolnym miejscu.

Ponadto TACAN łączy w sobie możliwości dwóch systemów cywilnych: VOR i DME (Distance Measuring Equipment),

zapewniając:

• ogólnokierunkowy pomiar azymutu w stosunku do radiolatarni naziemnej,

• pomiar odległości do radiolatarni naziemnej,

• identyfikację radiolatarni,

• pomiar odległości od innego statku powietrznego.

TACAN należy do systemów odległościowo-namiarowych, wykorzystuje w kanale pomiaru odległości te same impulsy i

częstotliwości co klasyczny DME. TACAN jest systemem impulsowo-fazowym, w którym:

• odległość statku powietrznego od naziemnej radiolatarni (tak jak w DME)określana jest metodą impulsową, przez

pomiar czasu upływającego od momentu wysłania impulsów zapytujących do momentu otrzymania odpowiedzi od

radiolatarni,

• azymut określany jest metodą fazową.

Dokładność określania azymutu w systemie TACAN jest nie gorsza niż ±1°, a dokładność określania odległości (tak jak

w DME) jest na poziomie ±0,1 mili morskiej. Zasięg działania systemu, rozumiany jako zasięg odbioru sygnałów od

radiolatarni naziemnej, zależy oczywiście wprost proporcjonalnie od wysokości lotu samolotu.

Centrala danych aerometrycznych FES

Źródłem sygnałów dla centrali danych aerometrycznych jest zestaw czujników dokonujących pomiaru parametrów,

takich jak: temperatura powietrza zewnętrznego, ciśnienie całkowite i statyczne powietrza, kąt natarcia. Na podstawie

tych parametrów oraz położenia przestrzennego samolotu centrala dokonuje obliczenia i przekazuje na odpowiednie

wskaźniki następujące parametry (rys. 5):

• prędkość przyrządową samolotu,

• liczbę Macha,

• prędkość wznoszenia lub opadania,

• kąt natarcia,

• kąt ślizgu,

• wysokość barometryczną.

Sercem centrali danych jest procesor danych powietrznych (Central Air Data Computer), który odpowiada za

przekształcenie informacji wejściowych na zrozumiały format i przekazanie ich do innych systemów pokładowych

samolotu.

Rys. 5. Wskaźniki systemu Flight Environment

System nawigacji według rzeźby terenu DTS

System nawigacji według rzeźby terenu umożliwia pilotowi skryte podejście w rejon celu lub ominięcie wyznaczonej

strefy zagrożenia. Przed planowanym lotem dane o rzeźbie terenu w rejonie lotu – w postaci mapy cyfrowej (Digital

Flight Map – DFM) – są wpisane do pamięci przenośnej (Advanced Data Transfer Cartrige), którą następnie wsuwa się

do złącza przesyłu danych (Advanced Data Transfer Unit – ADTC) w kabinie samolotu, skąd poprzez magistralę danych

(standard MIL STD-1553) są przesyłane do odpowiednich urządzeń awioniki. Pilot w czasie lotu ma możliwość wyboru

jednego z pięciu rodzajów pracy:

• Terrain Referenced Navigation (TRN) – system bada korelacje pomiędzy mierzoną wysokością a zapisaną w mapie

cyfrowej i wypracowuje współczynnik dokładności odwzorowania wykorzystywany w innych rodzajach pracy systemu.

Stosowany w nawigacji również w przypadku „zgubienia” na dłuższy czas sygnału przez GPS.

• Predictive Ground Collision Avoidance System (PGCAS) – system porównuje bieżące wskazania w płaszczyźnie

pionowej i poziomej z danymi o rzeźbie terenu oraz danymi o przeszkodach zapisanymi w ADTC. W wyniku porównania

system ostrzega pilota o przeszkodach terenowych bądź możliwej kolizji z ziemią, wyświetlając na HUD znacznik Pull-

Up oraz sygnał dźwiękowy „Pull-Up, Pull-Up”.

• Data Base Terrain Following (DBTF) – system umożliwia pilotowi sterowanie samolotem po nakazanej trasie, kierując

nim zgodnie ze znacznikami zmiany wysokości umieszczonymi na HUD, utrzymując lot na stałej nakazanej wysokości

nad terenem (Terrain Clearance Height TCH), ustalonej wcześniej przez pilota.

• Obstacle Warning/Cueing (OW/C) – system wykorzystując bazę danych o przeszkodach zapisaną w ADTC oraz

aktualne położenie samolotu w płaszczyźnie pionowej i poziomej, ostrzega pilota o zbliżających się przeszkodach na

trasie lotu samolotu, wyświetlając na wyświetlaczu HUD informację „OBSTACLE” i wskazując kierunek przeszkody (rys.

6).

• Passive Ranging – system umożliwia pilotowi wyznaczenie naziemnego celu, a system określa odległość skośną do

niego, emitując przy tym minimalną ilość energii elektromagnetycznej bądź całkowicie „cicho”.

Plik z chomika:

Inne pliki z tego folderu:

Inne foldery tego chomika: