Navigeringssystem Flygplan AJ, SK37

AJ37A, SK37, AJ37SF, AJ37SH Navigering

AJ37 med robotbeväpning

Principblockschema navigeringsfunktionen.

Större bild

Fartvektor, princip

Större bild

Princip uppdateringen av GP

Större bild

Princip beräkning och korrektionen av EP

Större bild

Allmänt 

Till flygplan AJ37 och SK37 kom att utvecklas och installeras ett navigeringssystem där flygplanets dator Centralkalkylator CK-37 var huvudenhet för sammanställningar av olika primärdatagivare samt beräknade de parametrar som var av betydelse för ett navigeringssystem som kunde medverka till att flygplanet kunde flyga i alla väder och mörker med hjälp av inmatade färddata på marken och i luften.

Försvarets Materielverks Flygplanbyrå FMV-F tillsammans med Flygvapenchefen CFV-s Flygavdelning utverkade en specifikation på funktioner och uppdraget att utveckla systemet gick till Svenska Aeroplan Aktiebolaget SAAB.

Datagivare för systemet var bland annat ett Dopplersystem 002, Luftdatasystem LD-4, Accelerometrar i Styrautomat SA-06, Flyglägesinstrument FLI-37, Taktiskt Landningsystem TILS och Radar PS-37. Utdata presenterades bland annat på Elektroniska Presentationssystemet EP-8.

I navigeringssystemet ingick följande enheter;

• Centralkalkylator CK-37

• Dopplerenhet  DE 002

• Luftdataenhet LD-4

• Taktiskt Landningssystem TILS

• Temperaturgivare TG

• Accelerometerenhet ACC

• Anfallsvinkelgivare AG

• Styrautomat SA-06

• Radarpanel RP PS-37

• FLI-37 Flyglägesindikator FLI

• Navigeringspanel NP

• Datapanel DAP

• EP-8 Siktlinjeindikator SI

• EP-8 Centralindikator CI

• Avståndsindikator AI

• Bränslemängdindikator BMI

• Destinationsindikator DI

Uppbyggnad och Funktion 

Navigeringssystemet var uppbyggt så att det betjänades av flertalet, dels fristående system med egna presenterande funktioner och dels av system enbart för navigeringsfunktionen. Dessa lämnade data till CK för att denne skulle kunna utföra navigerings- och bränsleberäkningar för flyguppdrag.

Navigeringsprocessen baserade sig på så kallad automatisk bestickräkning ABR vilket i huvudsak innebar att flygplanets dator CK med kännedom om startbas, fart och kurs kontinuerligt beräknade flygplanets position i longitud och latitud, LOLA. Informationen om dessa erhöll CK från LD och FLI. För att ABR skulle bli meningsfulla måste hänsyn även tas till rådande vind vilken erhölls från DE eller från inmatad prognosvind om DE var ur funktion.

På grund av systemofullkomligheter kom den beräknade positionen under flygning att avvika från flygplanets verkliga position. Felet korrigerades genom så kallade FIX-tagningar, vilket utfördes så att man från radarn via RP eller TILS eller på optisk väg tillförde en korrektion så att systemets uppfattning om positionen åter överensstämde den verkliga.

Navigeringsberäkningen krävde, för att CK skulle kunna utföra ABR, att flygplanets Fartvektor VF beräknades vilken utgjordes av resultatet av flygplanets hastighet i x-, y- och z-led.

Hastigheten i x-och z-led åstadkoms med att ljudhastigheten VA beräknas med data från LD och TG och med machtalet från LD beräknas verklig fart VM som multiplicering med Sin för ALFA från AG. Dessa filtrerades med uppmätt acceleration i x- och z-led från ACC varvid x- och y-komposanter erhölls. Y-komposanten beräknades ur Y-accelerationen från SA. För referens till marken transformerades komposanterna över flygplanets attitydvinklar från FLI. Med vindkomposanterna från DE eller inläst prognosvind från DAP erhölls den slutgiltiga markrefererade Fartvektorn VFW som användes för ABR.

Ur Fartvektorn VFW beräknades flygplanets position med utgångspunkt från startbasens kordinater i LOLA och benämndes Grundposition GP. Uppdateringen av GP började vid rotationen före lättning (noshjulet utfjädrat) och skedde genom integration av Fartvektorns VFW x- och y-komposanterna var 103:e millisekund. På grund av inverkan av olika felkällor kom GP, som tidigare nämnts successivt avvika från verklig position. För uppdatering av positionen adderades en korrektion till GP varvid den slutliga positionen kallad Egen Position EP erhölls.

Princip beräkning av dopplerinformation i CK

Större bild

Dopplerns

antennlobkonfiguration.

Större bild

Större bild

Större bild.

TILS placering vid landningsbanan samt sid- och höjdtäckning.

Positionskorrektionerna utfördes på följande sätt genom:

• positionsjämförelse vid optisk FIX-tagning

• positionsjämförelse vid FIX-tagning från radar

• FIX-tagning med inmätning av TILS

• automatisk initial FIX-tagning

• FIX-rensning

Dopplerutrustningen mätte flygplanets hastighet relativt markytan längs dess x- och y-axel inom hastighetsområdet 25-500 m/sek i x-led och +- 100 m/s i y-led. Den ur DE markrefererad Fartvektor VD jämfördes med VF i CK och resulterade, som tidigare nämnts i Fartvektorn VFW.

DE bestod av en CW-radar (Continuous wave) på Ku-bandet med våglängden 2 cm och var placerad på undersidan av höger vinge. Tre sändar- och mottagarantenner var monterade varav två var riktade framåt snett nedåt och en bakåt snett nedåt.

I funktionen ingick att sändaren sände ut signal i sina tre antenner och reflektionerna från marken togs emot i mottagarantennerna. Efter blandning med sändarfrekvensen erhölls en dopplerfrekvens från respektive mottagare. Signalerna utvärderades i en frekvensföljare som sökte upp och följde frekvensen med största amplituden och efter jämförelse matades skillnaderna till CK som mått flygplanet fart i x- och y-led.

Dopplerns tre funktionsmoder:

• Sökmod, Tillslag och söker frekvens att följa på

• Följemod, Systemet följer på dopplersignal

• Minnesmod, Är 2,5 sek, startar vid signalbortfall.

 DE Funktionsövervakning FK indikerade på Indikeringstablå lampfält NAV SYST och huvudvarning från CK 2 min efter upplåsning.  

TILS var ett system som även det arbetade på Ku-bandet. Det bestod av en markbaserad Sändare samt en flygplanburen Mottagare. Sändaren sände med två antenner, en för en sidlob med utbredningen 2 gr i sida och 20 gr i höjd och en för en höjdlob med utbredning 40 gr i sida och 1,3 gr i höjd. Systemet definierade elektroniskt en ledstråle i rymden och mottagaren mätte avvikelsen i höjd och sida relativt ledstrålen.

Sändaren var placerad vid landningsbanans sättpunkten (ca 100 m in på banan) och ca 50 m från banans mittlinje och riktad så att ledstrålen i sida avvek 3 gr från grundlinjen och korsade denne ca 900 m framför sättpunkten. Vinkelinformationerna var pulskodade och proportionella mot flygplanets vinkelavvikelse. Utanför sektorn (+- 40 gr) i sidkanalen var avvikelsen olinjär. I höjd var informationen endast proportionell.

Vid nederbörd (regn) begränsades räckvidden till 25 km, i klart väder till 100 Km.

Den pulskodade informationen bestod av pulspar som gav olika informationer;

• Tiden mellan pulsparen (PRF) angav vinkelinformationens storlek.

• Tidsintervallet inom ett pulspar angav om vinkelinformationen avsåg höjd eller sida.

 För varje grad som antennerna vred sig i förhållande till sina referensriktningar ändrades tidsavståndet 2 mikrosekunder mellan pulsparen. I sida varierade tidsavståndet motsvarande 0 – 15 gr och i höjd 0 – 10 gr. Höjd- och sidinformationen identifierades med att tiden mellan pulsparen varierades.

Mottagaren uppgift var att ur de mottagna signalerna utvärdera och mata informationen till CK om flygplanets vinkelavvikelse relativt ledstrålen. Efter detektering avkodades pulserna och påfördes en integrator vars spänningsläge representerade både sida och höjdinformation. Denna påfördes med hjälp av logiksignaler två hållkretsar, en för sida och en för höjd. Utspänningarna för dessa benämndes TILS SIDA och TILS HÖJD och var  proportionella mot avvikelsen från ledstrålen och glidbanan upp till ±6 gr i sida och ±2,5 gr i höjd varefter de blev konstanta. De matades till CK för beräkning av styrorder. Mottagning kunde ske på upp till 20 kanaler vilka inställdes enligt nedan;

• Automatiskt av CK

• Manuellt från DAP

• Manuellt från NP vid fel i CK

TILS sändare manövrerades från flygledningen.

DAP med knappsats, dataindikator och kategoriväljare till höger i kabinen.

NP med brytpunktsknappar
Bpk till höger i kabinen

FIX-omkopplaren på radarhandkontrollen nere till vänster i kabinen

DI till höger på instrumentbrädan visar att Brytpunkt B1 valts som destination.

AI under DI med avståndsvisare och fönster för mil eller km

Kursindikatorn CIk med index visande bäring till destination

BMI under AI visar aktuell bränslemängd och behovet på ”slipsen”.

Manövrering och Presentation.

 Inmatning och utmatning av uppdragsdata.

För in- och utmatning av uppdragsdata till systemet användes DAP. Dess Datakategoriväljare DKV hade sju lägen med olika funktioner för in- och utmatning av alla aktuella data för beräkning och presentation före och under ett flyguppdrag. Även så registrerades eventuella felfunktioner av CK under flygningen vilka kunde utläsas efter landning.

Inmatningar föregicks av rensning i CK med knappen RENSA. Vid inmatning av data valdes IN med IN/UT-omkopplaren. DKV ställdes i önskat läge. Med tio siffertangenter inskrevs data vilka visades på dataindikatorn. Därefter verkställdes inmatningen av att avsedd Brytpunktsknapp Bpk på NP trycktes in. 

• REF LOLA –Longitud och latitud inskrievs med sex siffror eller ett ref nr för vissa baser eller brytpunkter inlagda i CK-s minne. Bpk B1-B7

• BANA – Banriktning inmatades för bas som ej hade ref nr. Bpk L1-L4.

• VIND – Vindrikning och vindstyrka inmatades. Utgjorde reserv om dopplermätning inte fungerade. Valfri Bpk.

• TID – Aktuell tid inmatades. Bpk LS. Planerad anfallstidpunkt inmatades. Bpk M5 (mål)

• TAKT – Val av IR-robot (RB24B eller 24J)

• SPEC – Utläsning av lasträknare och CK-felindikeringar. (Användes av markpersonal)

• AKT POS – Utmatning av aktuell position.

 Utmatning av uppdragsdata från systemet gjordes med IN/UT-omkopplaren i läge UT samt val med DKV av önskad kategori för bland annat kontroll av rätt inmatning.

Den alfanumeriska beteckningen för den brytpunkt som utgjorde destinationen presenterades på DI och angavs i två sifferfönster. Dess drivelektronik var placerad i DAP. Under flygning eller på marken registrerades värden och felfunktioner i systemet. 

Rimlighetskontroll.

Innan uppdraget började rekommenderades att en rimlighetskontroll av detta gjordes. Detta innebar att med simulering ”ta sig runt” det inmatade uppdraget och kontrollera navigeringsbenens längd och riktning.

Rimlighetskontrollen utfördes på följande sätt;

Med dataväljaren i AKT POS och IN/UT i UT trycktes Bpk LS in varvid FIX-tagning till LS gjordes med FIX-omkopplaren på radarhandkontrollen i läge TV (bottenläge). Utgångsläget var nu LS (startbasen) och när destinationsväxling gjordes med Bpk till B1, visades B1 på DI och avståndet mellan LS och första brytpunkten B1 på AI Denne hade två områden, 40 mil och 40 km vilket omkopplades automatiskt och indikerades i ett fönster på AI. Kursindexet på CI Kursindikator, CIk visade bäring till B1. På BMI visades på den speciella randiga visaren, ”slipsen” beräknad bränsleåtgång för uppdraget från start till landning (LS – L1).

Kontroll av nästa delsträcka utfördes på motsvarande sätt genom FIX-tagning på B1 och destinationsväxling till B2 med Bpk. Avståndet mellan B1 och B2 visades på AI och bäringen mellan B1 och B2 på indexet på CIk. På BMI presenterade bränslebehovet på ”slipsen” för återstående delen av uppdraget (B1-L1).

Anm. Genom att jämföra bränslebehovet mellan B1 - L1 med behovet från FIX-tagningen LS - L1 erhölls beräknad åtgång för delsträckan LS - B1.

På detta sätt kontrollerades uppdraget mot de planerade navigeringsberäkningarna. Kontrollen avslutades med FIX-tagning på LS eller med DKV i läge TID varvid LS-kordinaterna automatiskt sattes som EP.

SI visar på Fartvektorn VFW bäringsavvikelsen till destination

FLI sidvisare visar ”styrfelet”

mellan aktuell kurs och bäring till destination.

CI med presentation av destinationseko och cirkelmarkör.

SI med tänd tidslinje.

Brytpunktsnavigering.

Brytpunktsnavigeringen vid flygning innebar i stort att presentationerna vid rimlighetskontrollen blev detsamma under det efterföljande flyguppdraget. Sålunda om LS utgjorde destination vid start, växlades vid rotationen (noshjulet fjädrade ut) före tältning, första inmatade brytpunkten B1 automatiskt fram som destination. Därefter framväxlades brytpunkterna automatiskt när en brytpunkt passerades, dock måste det ske inom 3 km från destinationen, till nästa brytpunkt som då blev destination. Vilken brytpunkt som helst kunde också vid behov väljas manuellt bland annat vid passage utanför 3 km.

Under navigeringen tillkom presentationer, förutom de som visades vid rimlighetskontrollen även;

• Färdvinkel på Fartvektorn VFW på SI

• Predikterad flygtid till destination på SI.

 Kursavvikelsen till destination kunde, förutom på CIk även avläsas på färdvinkelpresentationen av Fartvektorn VFW på SI. Den avvek i grader från bäringen till destinationen och begränsades till maximalt 8,5 grader samt kunde missvisas på grund av vindavdrift. Även FLI korsvisarens sidvisare presenterade avvikelsen mellan aktuell- och kommenderad kurs.

Aktuellt kvarvarande bränsle samt bränslebehovet till landning L1 från respektive brytpunkt B1 - B4 eller M5 presenterades allteftersom uppdraget förflöt på BMI.

Avståndspresentationen var, förutom den på AI kompletterad med ett avstånd presenterat på CI. Där kunde destinationen och en cirkelmarkör presenteras inom CI mätområde men avståndsinformationen var inte så noggrann.

På SI presenterades även en tidlinje med mittindex som angav beräknad flygtid till destination. Den tänds vid 60 sek kvar och minska i längd proportionellt med tiden kvar till destination. Vid destination till M5 och om åtgärd skall göras tänds den vid 40 sek var. 

Fixtagning.

Eftersom navigeringssystemet var behäftat med fel som kunde växla med tiden måste GP övervakas vilket utfördes med FIX-tagningar. Men använde då de i CK definierade brytpunkternas koordinater vid beräkningen av korrektioner till grundpositionen. FIX-tagning gjordes även för uppdatering om målets position i systemet. All FIX-tagning verkställdes med FIX-omkopplaren på radarhandkontrollen i läge TV (bottenläge).

FIX-tagning indelades i följande typer.

• manuell FIX – automatisk FIX

• egen FIX – mål FIX

• optisk FIX – radar FIX

 Manuell FIX var antingen Egen FIX eller Mål FIX. Den sistnämnda utfördes när mål, M5 var destination och den förstnämnda när destinationen var vilken annan brytpunkt som helst.

Egen FIX utfördes som Optisk FIX eller som Radar FIX. Optisk FIX gjordes med flygning över en utvald känd fixpunkt eller brytpunkt och vid passagen aktiveras FIX-tagningen.

Radar FIX utfördes så att en video- och cirkelmarkör styrdes med radarhandkontrollen så de sammanföll med radarekot från destinationspunkten, fixpunkten där FIX-tagningen verkställdes.

Mål FIX bestod av Optisk mål FIX vilken förutsatte att målet var destinationen och att det var synligt eller Radarmål FIX som förutsatte att målet var destination.

Optisk mål FIX utfördes så att flygningen gjordes över målet varvid FIX-tagningen verkställdes vid passagen.

Radarmål FIX gjordes på samma sätt som vid Radar FIX men att korrektionen utgjordes av sträckan markörerna flyttades från det presenterade läget till radarekot.

Automatisk FIX var av egenfixkaraktär och skedde helt automatiskt. De bestod av Automatisk initial FIX och TILS FIX.

Automatisk initial FIX verkställdes vid start eller landning och åstadkom så att dess kordinater blev utgångspunkt för grundpositionen vilka därmed uppdaterades.

TILS FIX gjordes vid TILS-inflygning och skedde kontinuerligt så länge flygplanets mottagare befann sig inom det linjära området och uppdaterade dess EG.

FIX-rensning har egenfixkaraktär och nollställde de korrektioner som adderats till GP varvid denne och EG blir densamma. Funktionen verkställs med RENSA på DAP.

Inflygningsfaser och bangeometri.

Större bild.

CI presenterar destination mot LB1

Större bild         Större bild

SI presentation före och efter Plané-kommando.

Inflygningscirkeln från LB.

Större bild.

Landningsnavigering

När destinationen under uppdraget utgjordes av Landningsbas L1 och läge NAV valdes på skedesväljaren inkopplades funktionen för landningsnavigering. På SI och FLI korsvisare erhölls kommandon för flygning mot en landningsbrytpunkt LB. När denne passerades erhölls styrkommando in mot grundlinjen och därefter längs glidbanan till sättning på landningsbanan. Om TILS fanns aktiverad och flygplanets mottagare låst på denna gavs styrkommando från TILS, dock inte förrän LB passerats. Funktionen är i princip en direktlandning och indelas i tre faser enligt nedan; 

• Inflygningsfas 1 – börjar med skedesväljaren i läge LANDNING NAV.

• Inflygningsfas 2 – börjar när LB passerats.

• Inflygningsfas 3 – börjar vid standardplané (avstånd 10 km till sättpunkten).

 Anflygning skede nav.

När landningbas L1 blev destination, automatiskt eller med manuellt val på NP började inflygningsförloppet. L1 visades på DI. Styrinformation erhölls till landningsbasens mittpunkt på SI och FLI korsvisare samt på CIk som tidigare.

Inflygningsfas 1

När läge LANDNING NAV valdes på skedesomkopplaren inkopplades funktionen för landningsnavigering. Härvid erhölls på CIk och på FLI korsvisare kurs- och höjdkommandon för flygning mot, samt visade AI avståndet till landningsbrytpunkt LB. DI visade LB1 och CI visade avstånd och riktning mot LB samt svängriktning. På SI gavs presentation för hållning av en konstant flyghöjd till lägst 500 m fram mot LB.

Vid 40 sek före Plané-kommando tändes tidslinjen i SI och då flygplanet korsade planébanan på 4 grader gavs styrkommando i SI om att följa den. I SI angavs även presentation på Fartvektorns VFW-s fena. Om den i programmet anbefallda farten 550 km/h inte hölls indikerades vid för hög fart hög fena och vid för låg fart låg fena. När landningsstället fälldes ut ändrades fartreferensen till den fart som motsvarade ALFA = 12 grader eller 15,5 grader om denna ALFA-referens valts manuellt.

Destinationen till LB hade som mål 20 km från sättpunkten.

Inflygningsfas 2

Fasen inträdde automatiskt när LB passerades varvid styrkommando på Clk och FLI presenterades för sväng in mot grundlinjen och sättpunkten LF blev destination. På DI visades LF1. SI ändrar presentation och visade ett programmerat svängkommando. Svängen hade radien 4,1 km vilket med farten 550 km/h gav en bankningsvinkel på 30 grader. På CI ändrades presentationen varvid cirkelmarkörens centrum angav landningsbasens läge. Flyghöjden sattes i programmet till 500 m vilket angavs i SI på Fartvektorn VFW. Fanns tillgång till TILS-information (TILS låsning) efter växling vid LB ändrades svängkommandot till konstant svänghastighet = 2,2 grader / sek. Om flygplanet befann sig utanför linjär sidsignal gavs styrorder med 45 graders anflygningsvinkel till TILS ledstråle i sida och vid passage till linjär signal gavs styrorder på SI och FLI för en mjuk sväng in till denna ledstrålen.

Vid 40 sek före Plané-kommando för planerat inträde i Inflygningsfas 3 tändes tidslinjen i SI.

Inflygning med TILS-information

Större bild

SI presentation i Inflygningsfas 3 med riktprick, banvinkelsymbol och stolpbanan.

SI presentation i Optisk landningsmod med riktprick och banvinkelsymbol

Växling till Inflygningsfas 3 uteblev om:

• TILS inte var låst

• Flygplanet befann sig utanför sidsignalens linjära område.

• Flygplanet befann sig utanför höjdsignalens linjära eller använbara område.

Inflygningsfas 3

Fasen inträdde automatiskt när flygplanet korsade glidbanan för standardplané 2,86 grader, vilket inträffade vid den kommenderade flyghöjden 500 m på avstånd 10 km från sättpunkten. Styrkommando presenterades i SI och på FLI korsvisare att följa den med avståndsinformation från TILS och  med presentation av avståndet på AI. På SI presenterades glidbana med riktpricken 2,86 grader under konsthorisonten och avvikelsen från glidbanan presenterades av stolpbanan i förhållande till glidbanan. Under fasen uppdaterades EP automatiskt med så kallad TILS-FIX. När aktuell flyghöjd under slutfasen understeg 30 m på 600 m avstånd till sättpunkten växlade SI presentation till Optisk Landningsmod. Detta indikerades i SI av att stolpbanan försvann och samtidigt korrigerades banvinkeln så att glidbanan utgjordes av en sjunkhastighet av 2,96 m / sek.

Optisk Landningsmod kunde även inkopplas manuellt med att ställa Skedesväljaren i läge LANDNING P/O. Glidbanan presenterades då på SI  och FLI med förhållandet 1:20 (höjd:avstånd till sättpunkten) i landningsbanans riktning.

Princip planerat flygtillstånd och forceringsmachtal inmatat på BF.

Större bild.

SI presenterar predikterat tidsfel vid mål (M5).

BRI under AI visar aktuell bränslemängd och behovet på ”slipsen”.

Tid- bränslefunktion.

Under uppdraget erhölls information om tidhållningen och bränslesituationen på det planerade och i CK definierade uppdraget.

Tidhållningsfunktionen avsågs att hålla felet i ankomsttid till mål (M5) inom +-10 sek. vid flygning över B1 - B4 och med planerad forcering på sträckan BF – M5.

Bränsleuppföljningen syftade till att ange bränslebehovet för återstående delen av uppdraget fram till landning L1 så att jämförelse med tillgängligt bränsle kunde ske..

Beräkningarna av ovannämnda funktioner utfördes av CK tid / bränsleprogram och baserades på mallar med viss flexibilitet, tids- och bränsletillägg samt vapenlasten. Aktuell bränslemängd och beräknat behov (”slipsen”) presenterades på BMI.

För Planerat och aktuellt flygtillstånd använde CK för beräkning av bränslebehovet ett planerat flygtillstånd och för tidhållningen både detta och aktuellt flygtillstånd vilket inkluderade pågående fartändring. Under uppdrag med FB inlagt gällde för fartdelsträckorna ovanstående planerade flygtillstånd med höjder, farter och bränsleförbrukning.

Presentation av predikterat tidsfel vid mål (M5) gjordes i SI om K-tid inmatats via DAP genom en förflyttning av Fartvektorns VFW-s  fart- / tidsfelsfena i flygplanets z-led.

Skrivet av Göran Hawée

Senast uppdaterad 2020-09-07

Källor: Beskrivning AJ37, del 1.