标题：多普勒导航系统
图片介绍:
AH-64“阿帕奇”(Apache)——应用了多普勒导航系统的直升飞机
AH-64“阿帕奇”(Apache)是美国麦.道公司根据美国陆军提出的“先进攻击直升机”(AAH)计划研制的先进攻击直升机。该机能在恶劣气象条件下昼夜执行反坦克任务，并有很强的战斗、救生及生存能力。1975年9月，原型机首飞，1984年正式交付，1989年12月，在巴拿马首次参战，1991年的海湾战争和1999年北约对南联盟军事打击中大量使用了AH-64，显示了优异的作战能力。现有型别：AH-64A，“先进阿帕奇”，“多阶段改进计划”(MSIP)；AH-64B，是AH-64A的改型，装备全球定位系统(GPS)，具有目标交接能力；AH-64C，是AH-64A的改型；AH-64D“长弓阿帕奇”，装有“长弓”雷达，可携带射频导引头的“海尔法”导弹；计划改装更大功率的通用动力公司的T700-GE-701C发动机，新的配电系统，双倍于70千伏安的大型发电机及AN/ASN-157多普勒导航系统。
简介
多普勒导航系统简介利用多普勒效应实现无线电导航的机载系统。它由脉冲多普勒雷达、航向姿态系统、导航计算机和控制显示器等组成。多普勒雷达测得的飞机速度信号与航向姿态系统测得的飞机航向、俯仰、滚转信号一并送入导航计算机，计算出飞机的地速（见飞行速度）矢量并对地速进行连续积分等运算，得出飞机当时的位置。利用这个位置信号进行航线等计算，实现对飞机的引导。多普勒导航系统的工作原理属于导航方法的航位推算法（见飞机导航系统）。多普勒导航系统应用多普勒雷达在1945年就已用于测量速度。1955年军用飞机开始采用多普勒导航。到了1962年，在长距离、跨洋航线上也采用了这种导航系统。初期的多普勒导航系统采用电子管式多普勒雷达和机电模拟式导航计算机，后来改用晶体管式多普勒雷达和数字电子计算机。在这以后，多普勒导航系统才发展成为组合导航系统，如多普勒-惯性导航系统。
AN/ASN-128多普勒导航系统简介
名　　称　多普勒导航系统
体　　制　调频连续波
波　　段　Ku
研制单位　Singer Company, Kearfott Division
研制时间　1972年
装备时间　1978年
装备机种　YAH-60A、AH-1S、UH-60A、CH-47D、CH-46E、BO-105VBH、BO-105PAH、CH-53D、UH-1H等
工作状态　导航
现　　状　生产，服役中
AN/ASN-128技术特点
AN/ASN-128多普勒导航系统在1972年由美国陆军投资开发，通过三个回合的硬件设计以及最后竞争性工程开发阶段在1976年投标中获得胜利，陆军给了生产300部系统的合同，到1980年中交付完毕，该系统还转让给西德SEL公司生产了470部。它被美国陆军列为标准型直升机多普勒导航系统。该系统设计简单，测速门限低，并且在低空时其信噪比几乎为恒定，所以低空性能好，悬停精度高，因此为好多国家要求贴地飞行的武装直升机所采用。此外该系统的辐射能量小，在战场上抗电子侦察能力较强。由于它结构简单，所以造价也相对低廉，电源简单，可靠性较高。
系统有海洋自动修正能力，不需外加海/陆修正开关，可以用设入海面风和洋流来对海面风及洋流的影响进行校正。在传感器发生故障时它有备用的余度导航方式。它能在所有地貌上空实现三维悬停。其计算机的速度快，速度起伏和时间延迟小，噪声功率谱密度小、能满足与自动驾驶仪及火控系统的交联。它能设入运动目标以进行修正。能通过已知地标，飞过待飞航点进行位置更新。在飞过机位目标上空时可进行目标存储，并有即时位置显示画面冻结的功能。
该系统随生产批量增大，实际可靠性有所改善。在1979～1981年间，其平均故障间隔时间一直停留在500小时左右。到1981年后实际可靠性不断提高。由于各国使用维护条件不同，其可靠性统计值也不同，西德陆军统计的MTBF值超过了2000小时。一些军方在选用系统时做了不少试验，如西德陆军做了多普勒导航系统的工作评估试验，扩展评估试验，导弹发射试验，士兵试用试验以及联合战术评估试验。
美国陆军对AN/ASN-128的订货已排到了90年代初，到目前为止该系统已经生产了三千多套。由于它在生产中采用了表面安装技术，它适合于大批量生产。目前它以每月50部的速度生产，其中约40部供美国陆军，10部供出口。该系统已经出口希腊、西德、西班牙、日本、尼日利亚、澳大利亚等一些国家。它是世界上产量最多的直升机多普勒导航系统。
AN/ASN-128性能数据
LRU　　　 3
天线形式　印刷天线，收发共用
波束配置　时分四波束
波　　束
转 换 率　7.5Hz
发射功率　小于100mW，大于20mW
发射频率　13325Hz±75MHz
测速范围　纵向　-93～650km/h
横向　±185km/h
垂直　±25.4m/s
高度范围　0～4267m
姿态范围　在0～3048m高时
陆上　横滚　±45°
俯仰　±30°
海上　横滚　±30°
俯仰　±20°
测速精度　纵向　0.25%Vt+0.368km/h
(1σ)　　 横向　0.25%Vt+0.368km/h
垂直　0.15%Vt+0.184km/h
其中　Vt = √Vx2+Vy2+Vz2 预热时间　小于5s
冷　　却　不需
功 率 谱　对纵、横向　0.005kn2/rad/s/kn
密　　度　垂直　　　　0.002kn2/rad/s/kn
线加速度　纵向　-1g ～ +2g
横向　±2g 
垂直　-1g ～ +2g
方位变化
速　　率　最大10°/s
俯仰变化
速　　率　最大20°/s
横滚变化
速　　率　最大20°/s
导航精度　CEP　0.7～1.9%　随航向系统精度而变，在航向精度为1σ，1°时CEP为1.3%
电源要求　RTA　12W
SDC　56.6W
CDU　30W
选件　SHIU　15W
体　　积　RTA　7752cm3
SDC　9296cm3
CDU　3676cm3
选件　SHIU　1067cm3
重　　量　RTA　4.76kg
SDC　5.67kg
CDU　3.18kg
选件　SHIU　0.91kg
MTBF　　　系统 (计算值) 2121h
系统 (84年现场统计值) 1250.9h
带选件SHIU (计算值) 1750h
其中　RTA　12237h
SDC　7744h
CDU　3838h
SHIU　10000h
可维护性　一级(估算)　15min
(统计)　9min
二级(估算)　30min
(统计)　13min
自动截获
跟踪时间　＜10s
BITE　　　95%置信度
环　　境　MIL-STD-5400　1A级
AN/ASN-128分机概况
RTA天线采用印刷天线，其设计能对由于水面散射系数变化而引起的多普勒偏移的海面偏差产生自动补偿。收发天线采用同一天线，天线罩与天线构成一体，天线制造简单，造价低，体积小，重量轻。其造价为波导天线的1/5，由地形地貌引起的误差为一般天线的1/6。
发射机采用体效应耿氏二极管振荡源，用变容二极管对发射源进行调制。其调制频率为30千兆赫，调制系数为0.92%±15%。集成化收发电路由定向耦合器、铁氧体双工器、电桥、平衡混频器等组成。
上述各部件与前置中频放大电路、调频驱动电路和波束驱动电路及天线校正单元一起组成收发机天线单元。
SDC信号数据变换器由漏波抑制滤波器、频率跟踪器、定时接口电路，电源以及模拟数字信号变换器组成。用滤波器对泄漏的载波进行抑制，但又保证直升机低速飞行时多普勒信号的检测，以满足所需要的直升机悬停精度。SDC还提供系统各单元的电源。
CDU计算机显示单元采用Singer公司的专用芯片作为CPU，其指令字及数据字字长为16位。ROM的容量为16K字节。RAM的容量也为16K字节，所有机内自检结果都在CDU上显示，整个过程仅为18秒，它可以在不中断导航和引导计算的同时进行自检。可采用经纬坐标和UTM坐标，可存储10个航点，计算机还有余量可供进一步扩充。
选件SHIU驾驶悬停指示器供驾驶、悬停指示用。它有导航和悬停二种工作方式。
参考资料
1．“JANE’S Avionics”, 1986～87.
2．美国陆军军用规范：AN/ASN-128(XE-2)多普勒导航系统。
3．Doppler Radar Systems for Helicopters, Navigation Journal, Vol.27, No.2, Summer 1980.
4．“The Integration of Multiple Avionics Sensor and Technology for Future Military Helicopters”, 33rd AGARD Symposium of The Guidance & Control Panel, 13-16 Oct, 1981.
5．“Singer-Kearfott Division Doppler Radar Products”, PD-842