民航飛機平視指引系統仿真平臺的設計與實現

王 娟, 樊智勇, 沈江瑋

(中國民航大學 工程技術訓練中心, 天津 300300)

1 民航飛機HGS系統簡介

平視指引系統(head-up display guidance system,HGS)利用高度完整的計算機架構,接收并處理來自導航、飛行指引等機載系統的關鍵飛行數據,根據不同飛行階段計算所需的指引信息,并投射到飛行員正前方的平視顯示器(HUD)上。HGS在各飛行階段為飛行員提供增強的情景意識和狀態管理能力,所有顯示的關鍵飛行信息都與飛行員外部視野保持正形投影,使飛行員在任何跑道、各種氣象條件下都能夠精確地控制飛機狀態參數、準確地預測接地點。根據最新研究結果論,68%的民航飛機起飛和著陸事故可以通過使用HGS避免或降低事故危害程度[1-3]。

目前國內運營中的民航飛機HGS系統均由國外制造商提供[4-5]。國產HGS系統的光學部件較為成熟,但在HGS系統與民航飛機航電系統的集成、復雜氣象條件高可靠性指引功能的開發、安全性評估等方面上仍需進一步研究[6]。國產HGS系統的研制以及對民航飛機的加/改裝工作,均需要模擬飛機系統邏輯和接口電氣特性的HGS仿真平臺提供技術支撐。

2 HGS仿真平臺設計

2.1 HGS仿真平臺架構

HGS系統通常由HGS計算機、合成顯示器、頭頂組件、信號通告面板、控制顯示組件組成(見圖1)。

圖1 民航飛機HGS系統

民航飛機HGS系統仿真平臺架構包括HGS系統仿真器和HGS飛行參數激勵器(見圖2)。其中,民航飛機環境數據激勵與顯示系統提供全飛行階段的飛行仿真激勵和圖形化數據監控。

2.1.1 HGS系統仿真器

HGS系統仿真器包括HGS計算機仿真器、HUD仿真顯示組件、HGS信息通告仿真顯示組件和HGS控制顯示組件仿真器,并可接入真實HUD光學部件。

圖2 民航飛機HGS仿真平臺架構

HGS系統仿真器的核心是HGS計算機仿真器,由工控機結合多通道ARINC429航電總線板卡[7-8]、離散輸入/輸出板卡和接口適配器構成,完成來自飛機大氣數據、慣性基準、無線電導航、自動飛行、飛行管理等飛機系統的航電總線數據以及控制命令的解碼和處理,具備獨立的飛行指引計算功能,并根據不同的飛行階段和工作模式,生成HUD顯示數據和信息通告,用于驅動真實HUD光學部件。

HUD顯示數據和信息通告也可通過網絡發送給獨立的HUD仿真顯示組件和信息通告仿真組件,用于系統調試、數據對比分析和故障診斷。

HGS控制顯示組件仿真器[9-10]主要用于從HGS計算機仿真器中獲取符合ARINC739規范的HGS控制頁面信息,選擇輸入工作模式和著陸跑道長度等數據,底層通信采用ARINC429總線。

2.1.2 HGS飛行參數激勵器

在仿真平臺中,HGS飛行參數激勵器[11]不可缺少但實現復雜。它接收來自民航飛機環境數據激勵與顯示系統的動態飛行參數,根據內建的HGS接口控制數據庫,對飛行參數編碼,分配傳輸通道,以符合ARIN429等航電規范的數據傳輸頻率、時序和間隔,將編碼后的數據字或控制命令發送給HGS系統仿真器。飛行參數的編碼包括分配數據的標識號和源/目的識別碼、編碼有效數據位、設置符號狀態矩陣、完成數據奇偶校驗。駕駛艙內的控制開關、設備預制狀態也通過HGS飛行參數激勵器轉換為離散控制命令。

HGS系統仿真器的反饋數據通過激勵器譯碼后,反饋回民航飛機環境數據激勵與顯示系統,用于狀態監控。

2.1.3 民航飛機環境數據激勵與顯示系統

該系統是HGS仿真平臺的集成驗證環境,包括虛擬駕駛艙、虛擬飛機和地面場景與氣象條件,能夠提供起飛、爬升、巡航、下降、進近、著陸以及復飛等全飛行階段的動態仿真,并可通過UDP網絡為飛行參數激勵器提供數據源,也可接收來自激勵器的反饋數據,同步更新駕駛艙的顯示。

2.2 工作模式仿真

HGS系統仿真器應用于所有飛行階段的仿真,并可滿足儀表飛行氣象條件(IMC)、目視飛行氣象條件(VMC)、IIIA類精密進近條件下的手動ILS進近和著陸操作的仿真要求。

(1) 主工作模式仿真。主工作模式(PRI)作為默認工作模式,用于從起飛到著陸的所有飛行階段,包括使用著陸滑跑引導的低能見度起飛操作和所有的航線操作。在主工作模式下，一般直接采用來自民航飛機環境數據激勵與顯示系統計算后的飛行指引信號,完成I類和II類精密進近功能。但在低能見度起飛操作時,由HGS計算機仿真器根據原始參數自主計算指引符號。

(2) III類儀表著陸工作模式仿真。該模式簡稱AIII模式,用于IIIA類精密進近條件的手動ILS進近和著陸操作仿真。AIII模式下由HGS計算機仿真器自主計算指引符號,同時高度和速度帶被替換為數字符號顯示。

(3) 儀表飛行氣象條件工作模式仿真。該模式用于I類和II類條件下的手動儀表進近和著陸操作仿真。該模式下HGS計算機仿真器使用來自外部的飛行指引數據控制引導符號。

(4) 目視飛行氣象條件工作模式仿真。該模式用于目視操作仿真,除了不顯示導航數據外,進近符號和AIII模式相同。

2.3 系統數據接口

HGS系統需要能夠根據不同飛行階段計算所需的指引信息,使飛行員在任何跑道、各種氣象條件下都能夠精確地控制飛機狀態參數、準確地預測接地點。這就需要HGS系統仿真器能夠完整接收并處理主要飛行顯示參數、飛行航跡參數、無線電導航參數、自動飛行系統指令、駕駛艙基準數據以及警告信息等多個數據源、多種類型的關鍵飛行數據。為保證數據的高度完整性,以上參數大多需要提供至少2個獨立的數據源。

(1) 主飛行顯示參數。主飛行顯示參數包括空速、姿態、高度、升降速度、航向等關鍵飛行數據。空速包括校正空速、計算得到的低速警告速度(如失速速度)、高速警告速度(如最大操作速度); 姿態包括機體的俯仰和傾斜角度; 高度包括氣壓高度和無線電高度; 升降速度優先使用來自慣性基準系統的數據; 航向包括磁航向、真航向以及航向源選擇數據。

(2) 飛行航跡參數。飛行航跡參數的計算需要接收和處理飛機的俯仰角度、滾轉角度、俯仰速率、偏航速率、航向、地速、航跡角、升降速度以及沿機體三軸的縱向、橫向和法向加速度數據。

(3) 無線電導航參數。包括甚高頻全向信標VOR方位及偏離、測距機DME距離、儀表著陸ILS航向道和下滑道偏離、指點信標指示以及其他需要的導航信號所提供的方位/偏離/距離(如自動定向機ADF等)。

(4) 自動飛行系統指令。包括飛行指引儀指令、自動駕駛/飛行指引工作方式、自動油門工作方式。

(5) 駕駛艙基準數據。包括飛行員設置的預選空速、預選高度、預選航向數據以及最低下降高度、決斷高度、決斷速度、抬前輪速度等高度和速度基準信息。

(6) 警告及其他數據。包括風速、風向、馬赫數、風切變警告、近地警告、TCAS決斷咨詢信息。

2.4 激勵仿真模型

根據各飛行參數的安全性、完整性、實時性要求以及數據接口電氣連接路徑等因素,分配各參數的數據源、輸入/輸出通道類型、時序特性、編解碼方式等,建立HGS系統交聯激勵仿真模型,并以此為基礎形成HGS飛行參數激勵器的接口控制數據庫。根據數據源類型,交聯激勵仿真模型分為導航數據激勵模型(見圖3)、自動飛行和飛行管理系統數據激勵模型(見圖4)、綜合顯示系統數據激勵模型等; 輸入/輸出通道類型包括高速/地速ARINC429通道和離散指令通道。

圖3 HGS導航系統數據激勵模型

圖4 HGS自動飛行和飛行管理系統數據激勵模型

大氣數據慣性基準組件ADR部分采用ARINC429低速數據接口[12],IR部分采用高速數據接口,每個參數都采用獨立的32位數據字傳輸。

由于飛行管理計算機連續需要傳輸跑道數據塊,故自動飛行和飛行管理系統數據激勵模型采用高速數據接口; 而自動飛行系統中的飛行控制計算機、失速管理和偏航阻尼計算機、自動油門則采用低速數據接口。

綜合顯示系統數據激勵模型仿真來自駕駛艙綜合顯示系統DEU組件的交聯數據接口,主要提供氣壓修正基準值、各類參考速度、預選最低下降高度等駕駛艙內控制面板設置的基準參考值,采用低速數據接口。其他激勵模型也逐一建模,不贅述。

3 仿真平臺典型工作過程

以PRI模式到AIII模式的自動轉換過程(見圖5)為例,完成HGS仿真平臺的典型工作過程設計。

HGS從PRI模式轉換到AIII模式,需要同時滿足2個必要條件:(1)HGS自身滿足AIII模式所要求的能力; (2)飛機滿足航道進近條件(AOC)。

當飛機高度大于離地高度500英尺(152.4 m)且處于PRI模式時,HGS計算機仿真器建立一個獨立的進程,監控接收到的導航系統交聯數據是否滿足以下條件:(1)兩部ADIRU都工作于導航模式; (2)所有儀表轉換開關都工作于正常位; (3)ILS作為導航信號源; (4)兩部接收機都調諧于同一個可用ILS頻率; (5)飛機磁航跡和機長預選航道相差小于15°; (6)兩部氣壓式高度表誤差在50英尺(15.2 m)內; (7)基準下滑道設置為2.51～3.00°。當以上條件均滿足時,輸出一個“滿足AIII模式所要求的能力”的標識。

圖5 從PRI模式到AIII模式的轉換過程

在進近過程中,當HGS控制顯示組件仿真器為STBY方式時,如果任意一部接收機調諧于ILS頻率,并且數字式飛行控制系統的飛行指引儀沒有工作在起飛/復飛(TO/GA)模式,那么HGS仿真平臺進入AIII預位方式,顯示“AIII ARM”。

在預位方式下,HGS仿真計算機持續判斷接收到的數據是否滿足以下條件:(1)兩部導航接收機調諧于同一個可用ILS頻率; (2)同時截獲航向道和下滑道; (3)兩部甚高頻導航接收機的航向道偏離均小于1/4點,下滑道偏離均小于1點,持續時間至少5 s; (4)飛機磁航跡和機長預選航道相差不超過15°; (5)ILS1作為導航信號源; (6)無線電高度大于500英尺(152 m)。當以上條件均滿足時,輸出一個“滿足航道進近條件(AOC)”的標識。此時,“AIII”顯示閃爍5 s后自動轉換為AIII模式。

當AIII模式沒有預位,但滿足AIII模式所要求的能力和航道進近條件(AOC),在飛機離地高度大于500英尺時,均可以手動選擇進入AIII模式。

4 測試驗證

4.1 系統集成測試

仿真平臺以圖2所示架構完成搭建,由民航飛機環境數據激勵與顯示系統提供起飛、爬升、巡航、下降、進近、著陸以及復飛等全飛行階段的動態仿真激勵,并接收來自HGS計算機仿真器的反饋數據,同步更新駕駛艙的顯示。

HGS計算機仿真器中設置交互數據監控模塊,實時監控來自交聯系統的飛行參數的原始數據,用于虛擬駕駛艙主飛行參數顯示、HGS飛行參數激勵器輸出、HUD仿真圖形顯示三者之間的數據對比驗證。

4.2 典型測試數據分析驗證

仿真平臺共監控237個ARINC429參數和46個離散控制命令,應用于4種典型工作模式。數據分析驗證采用自動測試結合圖形化對比方式完成。下面以2個典型測試數據為例說明該過程和驗證結果。

4.2.1 慣性升降速度參數測試

定義來自ADIRU1的慣性升降速度名稱為

34_HC_A429_ADIRU1_VERTICAL_SPEED_I4

實時數據值為2138980783。該值顯示為十進制整型數據,轉為二進制后,為31位數據字(第32位奇偶校驗已在底層協議完成,統一記為0),如圖6所示。

圖6 典型數據分析——升降速度

該數據字符合ARINC429規范,解析標識位為八進制365; SDI=01,表明數據來自第一部ADIRU; 在365數據字中定義數據有效位X=15位,數據分辨率Y=1.0; 第29位符號狀態位為1,表明有效數據為負值,需要取補碼后進行計算。圖6中,計算可得升降速度為-1 038 英尺/min(-316.4 m/min),再根據HUD數據顯示規則,顯示增量為50英尺/min(15.2 m/min),整定后參數為-1 050英尺/min(-320 m/min),與HGS實際仿真顯示參數一致。此外,該數據也與虛擬駕駛艙中主飛行顯示器參數一致。

4.2.2 下滑道偏離參數測試

定義來自ILS1的下滑道偏離參數名稱為

34_HC_A429_ILS1_GLIDESCOPE_DEVIATION

實時數據值為2141847870,解析標識位為八進制174; 數據有效位X=12位,數據分辨率Y=1/5120; 有效數據為負值,取補碼后計算。圖7中,計算可得偏離值為-0.0168 DDM。下滑道偏離的顯示可操作范圍為±0.22 DMM(±2點)。因此,下滑道顯示偏離值整定為飛機位于信號波束下方0.15點,與HGS實際仿真顯示參數一致。

圖7 典型數據分析——ILS下滑道偏離

5 結語

通過與民航飛機環境數據激勵與顯示系統的集成測試,結果表明:所設計的民航飛機平視指引系統仿真平臺數據傳輸正確可靠,顯示符合數據規范,能夠滿足HGS系統仿真驗證的需求。HGS仿真平臺對國產民航飛機平視指引系統的設備研制以及進一步在飛機上加/改裝的技術驗證工作,均能夠提供有效的技術支撐。