民機(jī)航向道信標(biāo)接收功能定量評估方法研究

樂婭菲

(中國商飛公司民用飛機(jī)試飛中心，上海 201323)

0 引言

儀表著陸系統(tǒng)(Instrument Landing System，簡稱ILS)是當(dāng)前國內(nèi)外廣泛應(yīng)用的、對飛機(jī)精密進(jìn)近和著陸進(jìn)行引導(dǎo)的陸基導(dǎo)航系統(tǒng)，該系統(tǒng)使用高強(qiáng)度燈光陣列和無線電信號，為飛機(jī)提供精密引導(dǎo)從而保證安全的進(jìn)近降落，同時克服低能見度的不利氣象條件。該系統(tǒng)必須保證一定的精度，因此飛行校驗(yàn)機(jī)構(gòu)會定期對ILS開展校飛，對其關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行驗(yàn)證和校準(zhǔn)。

2013年4月，某型民用飛機(jī)在銀川某民航機(jī)場完成了ILS局方審定試飛。在航向道信標(biāo)(localizer, 簡稱LOC)接收功能評估過程中，發(fā)現(xiàn)與航電系統(tǒng)規(guī)范中規(guī)定的系統(tǒng)精度存在差距，對機(jī)載LOC接收功能進(jìn)行定量評估存在困難。

據(jù)了解，目前國內(nèi)民機(jī)對于機(jī)載LOC的試飛驗(yàn)證，并不做準(zhǔn)確的定量評估。通常在假設(shè)LOC地面臺信號是理想的條件下，計(jì)算得到機(jī)載LOC的航向道偏離誤差，但并不根據(jù)該誤差對機(jī)載LOC系統(tǒng)優(yōu)劣進(jìn)行定量的評判。目前國內(nèi)民機(jī)的試飛大綱參照國外咨詢通告編制，有不少定性評估的科目(包括LOC接收功能評估)。參照相同咨詢通告編制的國外機(jī)型的試飛大綱，雖然對于這些科目也僅是定性評估的判據(jù)，但局方審查代表通常認(rèn)為，以國外申請人的經(jīng)驗(yàn)，定性判據(jù)是有其定量標(biāo)準(zhǔn)的，因此并不會對定性評估的結(jié)論產(chǎn)生質(zhì)疑。然而對于國內(nèi)民機(jī)的試飛，無論是申請人還是局方均缺乏經(jīng)驗(yàn)，僅有定性評估往往無法給出令人信服的結(jié)論。所以對這些試飛科目開展定量研究，無論是對于國內(nèi)民機(jī)的試飛，或者是作為經(jīng)驗(yàn)積累為后續(xù)型號打下基礎(chǔ)，都是必要的。

經(jīng)過對ILS原理和應(yīng)用的深入研究后認(rèn)為，在考慮LOC地面臺信號本身存在的誤差，以及地面臺校飛的測量誤差后，可以對機(jī)載LOC接收功能進(jìn)行相對合理的定量評估。因此，本文將對LOC工作原理和地面臺信號進(jìn)行分析，并結(jié)合LOC地面臺的校飛結(jié)果，嘗試給出一套可行的機(jī)載LOC接收功能定量評估方法。

1 LOC基本工作原理

儀表著陸系統(tǒng)(ILS)是一種引導(dǎo)飛機(jī)進(jìn)行著陸的系統(tǒng)，通過接收航向道信標(biāo)(LOC)和下滑道信標(biāo)(GS)地面臺信號，為飛機(jī)提供航向道和下滑道的偏離信息。

LOC有兩種調(diào)制方式，比相制和比幅制，目前國內(nèi)民用機(jī)場均采用比幅制。比幅制LOC地面臺，沿跑道中心線兩側(cè)發(fā)射兩束水平交叉的輻射波瓣。跑道左側(cè)(向臺)的甚高頻載波信號由90 Hz低頻信號調(diào)幅，右側(cè)由150 Hz信號調(diào)幅。當(dāng)飛機(jī)位于跑道左側(cè)時，90 Hz調(diào)制信號幅值大于150 Hz調(diào)制信號，位于右側(cè)則150 Hz大于90 Hz，當(dāng)飛機(jī)位于跑道延長線時，理想的LOC信號，90 Hz與150 Hz調(diào)制信號的幅值相等。在航向道扇區(qū)以內(nèi)，調(diào)制深度比(DDM)與角度成正比。LOC地面臺空間合成輻射場如圖1所示。

圖1 LOC地面臺空間合成輻射場示意圖

DDM等于0.155時，夾角θ之間的區(qū)域稱為航向道扇區(qū)。θ隨LOC地面臺與跑道入口之間的距離不同而變化。但在所有情況下，航向道扇區(qū)的線性寬度在ILS基準(zhǔn)數(shù)據(jù)點(diǎn)(位于跑道中心線與跑道入口上方15 m處的一點(diǎn)，ILS下滑道直線向下延伸部分通過該點(diǎn))應(yīng)為210 m。也就是說，不管LOC地面臺天線安裝位置和跑道長度如何，在ILS基準(zhǔn)數(shù)據(jù)點(diǎn)的扇區(qū)寬度均應(yīng)等于210 m。但如果在扇區(qū)寬度等于210 m時，扇形角度θ大于6°，則可在保證θ最大等于6°的前提下使扇區(qū)寬度小于210 m。為了滿足上述DDM和角度的關(guān)系，在ILS中是通過調(diào)整90 Hz和150 Hz調(diào)制信號的天線方向圖形狀來保證的。

作為試飛機(jī)場的銀川某民用機(jī)場，其跑道長度為3 200 m，LOC地面臺離跑道端頭260 m，計(jì)算可得理論的線性寬度為3.48°，與航空資料匯編中的標(biāo)稱寬度一致。

2 LOC地面臺信號分析

對于機(jī)場LOC地面臺信號的分析，通過分析飛行校驗(yàn)機(jī)構(gòu)定期發(fā)布的校飛結(jié)果來進(jìn)行。

2.1 LOC地面臺校飛科目

LOC地面臺校飛包括以下科目：

1) LOC信號余隙；

2) LOC信號覆蓋；

3) LOC信號校直與結(jié)構(gòu)；

4) LOC信號寬度。

信號余隙檢查用于確定LOC信號是否存在假航道，信號覆蓋用于檢查一定范圍內(nèi)的信號強(qiáng)度是否滿足民航規(guī)章要求。試飛機(jī)場的ILS地面臺在2012年12月底完成了偏南和偏北兩個方向跑道的校飛，而民航要求的校驗(yàn)周期為9個月，可以認(rèn)為2013年4月執(zhí)行ILS試飛時，不存在假航道和信號強(qiáng)度的問題。

通過對信號校直與結(jié)構(gòu)的校飛結(jié)果分析，可以確定LOC地面臺信號在跑道延長線方向的誤差特征；信號寬度則用于確定LOC地面臺信號在線性范圍內(nèi)的誤差特征。上述誤差特征與ILS試飛的定量分析密切相關(guān)，因此下文將主要關(guān)注信號校直與結(jié)構(gòu)、信號寬度的校飛結(jié)果。以下涉及精度要求和誤差參數(shù)，除非另有說明，均為兩倍標(biāo)準(zhǔn)差數(shù)據(jù)。

2.2 LOC地面臺校飛結(jié)果分析

該ILS試飛中使用的是該民航機(jī)場偏南向跑道，以下對該地面臺的校飛結(jié)果進(jìn)行分析。校飛系統(tǒng)對于航向道偏離的測量采用μA為單位，航向道扇區(qū)0.155 DDM邊界，理想測量值為150 μA。LOC地面臺信號校直、結(jié)構(gòu)與寬度的校驗(yàn)結(jié)果如表1所示。

表1 試飛跑道LOC地面臺校飛結(jié)果

校直結(jié)果表示沿下滑道進(jìn)近中的LOC信號誤差平均值，當(dāng)測量值為5 μA時，校飛系統(tǒng)誤差為0.86 μA。

結(jié)構(gòu)校飛結(jié)果表示進(jìn)近過程3個分區(qū)內(nèi)的LOC誤差最大值。對于CATI類進(jìn)近，定義距跑道入口4 nm(7 408 m)處為A點(diǎn)，A點(diǎn)以外為結(jié)構(gòu)1區(qū)；定義距跑道入口0.567 nm(1 050 m)處為B點(diǎn)，A點(diǎn)與B點(diǎn)之間為結(jié)構(gòu)2區(qū)；定義下滑道信號在包含跑道入口的水平面上方30 m高度處所通過的一點(diǎn)為C點(diǎn)(對于該跑道，計(jì)算可得C點(diǎn)距跑道入口249 m)，B點(diǎn)與C點(diǎn)之間為結(jié)構(gòu)3區(qū)。結(jié)構(gòu)校飛中的航向道彎曲要求：1區(qū)為0.031 DDM(對應(yīng)30 μA)；2區(qū)從0.031 DDM線性下降到0.015 DDM(對應(yīng)14.52 μA)；3區(qū)為0.015 DDM。上述結(jié)構(gòu)校飛結(jié)果滿足該要求，推測在下次校飛前，性能可能會低于本次校飛結(jié)果，但仍能滿足該要求。航道結(jié)構(gòu)示意如圖2所示。

圖2 航道結(jié)構(gòu)示意圖

寬度校飛結(jié)果表示LOC信號的線性寬度，當(dāng)測量值為3°時，校飛系統(tǒng)誤差產(chǎn)生的寬度測量誤差為0.02°；其對稱性與校直結(jié)果中的偏向可以看出線性區(qū)域整體偏右，中心位置偏移量占總寬度的2%左右。

兩架次的寬度校飛結(jié)果示意如圖3所示。

(a) 第一架次校飛結(jié)果 (b) 第二架次校飛結(jié)果圖3 寬度校飛結(jié)果示意圖

兩個架次存在略微差異，下文僅按第一個架次的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析。該架次航向道偏離

Y

和相對跑道延長線的夾角

X

的對應(yīng)關(guān)系可表示為：

Y

=89.82

X

-5.748

(1)

當(dāng)考慮校飛系統(tǒng)的寬度測量誤差后，式(1)中的線性關(guān)系，最大斜率為90.36，最小為89.28，由此引起的寬度邊界上的航向道偏離測量誤差，大約在+

/

-0.9

μA

，過零點(diǎn)時的航向道偏差測量誤差約在+

/

-0.8

μA

。

3 機(jī)載LOC接收功能定量評估

3.1 功能評估的分析

根據(jù)咨詢通告

AC

25-7

C

，機(jī)載

LOC

接收功能試飛中有以下兩項(xiàng)需評估航向道偏離指示的正確性：1)航向道跟蹤：飛機(jī)沿跑道中心延長線歸航飛行，在距離外指點(diǎn)信標(biāo)臺5

mile

以內(nèi)，改變飛機(jī)航向，直到航向道指示滿偏，然后截獲并跟蹤航向道，直到飛越航向臺。2)接收全向性：飛機(jī)在距離航向臺至少25

nm

處，以相對航向臺2 000

ft

的高度按相對方位間隔45°的8個航向上飛經(jīng)地標(biāo)點(diǎn)，過點(diǎn)時壓坡度10°。根據(jù)相應(yīng)系統(tǒng)規(guī)范，機(jī)載

LOC

系統(tǒng)要求：在對準(zhǔn)航向道時精度為+

/

-0.004 65

DDM

，偏離航向道時按照+

/

-0.004 65

DDM

和航向道偏離輸出的10

%

兩者中取大值(0.004 65

DDM

對應(yīng)4.5

μA

；考慮到

LOC

線性區(qū)域邊界在150

μA

附近，因此航向道偏離輸出的10

%

近似為15

μA

)。因此，航向道跟蹤科目對于航向道偏離指示正確性的評估，可使用對準(zhǔn)航向道時的機(jī)載

LOC

系統(tǒng)精度進(jìn)行分析。接收全向性科目對于線性寬度以內(nèi)的航向道偏離指示正確性的評估，可使用偏離航向道時的

LOC

系統(tǒng)精度進(jìn)行分析。以下將按對準(zhǔn)航向道(即飛機(jī)沿航向道飛行)，以及偏離航向道(即飛機(jī)與航向道成夾角飛行)兩種情況，結(jié)合2.2節(jié)的校飛結(jié)果，分別進(jìn)行量化分析。

3.1.1 飛機(jī)沿航向道飛行時的誤差要求

LOC

地面臺校直試飛結(jié)果可以表明

LOC

地面臺信號在跑道延長線方向的誤差特征，因此當(dāng)飛機(jī)沿航向道飛行時，可以綜合考慮對準(zhǔn)航向道時的機(jī)載

LOC

系統(tǒng)精度和校直試飛結(jié)果，并以寬度校飛結(jié)果作為輔助進(jìn)行計(jì)算，作為定量的誤差要求。第一個架次校直試飛得到的

LOC

信號誤差均值為-1.62

μA

，優(yōu)于寬度試飛中過零點(diǎn)的誤差-5.748

μA

，可能由校飛系統(tǒng)延時造成。而航向道跟蹤試飛與校直試飛相近，因此采用校直試飛結(jié)果的誤差數(shù)據(jù)，但航向道偏離與角度對應(yīng)關(guān)系的斜率仍采用寬度校飛中的89.82。航向道跟蹤階段的

LOC

系統(tǒng)精度為4.5

μA

，校直的測量誤差約為0.3

μA

，寬度校飛的測量誤差約為0.8

μA

。按照三項(xiàng)誤差無關(guān)考慮，得到航向道跟蹤階段的誤差要求為-1.62

μA

±4.6

μA

。故而使用該跑道執(zhí)行的航向道跟蹤科目可以此為定量的誤差要求。

3.1.2 飛機(jī)與航向道成夾角飛行時的誤差要求

信號結(jié)構(gòu)和寬度校飛結(jié)果可用于表明

LOC

地面臺信號在線性范圍內(nèi)的誤差特征，因此當(dāng)飛機(jī)與航向道成夾角飛行，且處于

LOC

地面臺信號線性區(qū)域以內(nèi)時，可以綜合機(jī)載

LOC

系統(tǒng)精度、結(jié)構(gòu)和寬度校飛的結(jié)果，作為定量的誤差要求。在線性區(qū)域邊界位置，三項(xiàng)誤差要求分別為：系統(tǒng)精度15

μA

；

LOC

地面臺信號結(jié)構(gòu)誤差，按照

CATI

結(jié)構(gòu)校飛中相對較高的結(jié)構(gòu)3區(qū)要求，使用14.52

μA

；寬度校飛誤差引起的航向道偏離測量誤差為0.9

μA

。按照三項(xiàng)誤差無關(guān)考慮，允許的最大誤差為20.9

μA

。按照最大誤差給出的上下限可做兩條包絡(luò)的直線，分別為：Y=102.30X-6.549，Y=77.30X-4.947。在系統(tǒng)精度下限4.5

μA

區(qū)域，結(jié)構(gòu)誤差使用14.52

μA

，寬度校飛誤差采用過零點(diǎn)時的航向道偏差測量誤差，即為0.8

μA

，則允許的最大誤差為15.2

μA

。按照該值可以給出中間區(qū)域的兩條誤差包絡(luò)直線：Y=89.82X-20.948,Y=89.82X+9.452。

綜合上述的誤差包絡(luò)線，對于飛機(jī)與航向道成夾角飛行的誤差要求，可以按照上述4條包絡(luò)直線的交集給出。4個交點(diǎn)分別為(-1.15，-124.6)、(-1.15，-93.85)、(1.28，93.85)和(1.28，124.6)。故而使用該跑道執(zhí)行的接收全向性科目可以此為定量的誤差包絡(luò)范圍，由此形成的與航向道成夾角飛行的誤差邊界要求如圖4所示。

圖4 與航向道成夾角飛行-誤差要求邊界

3.2 定量評估

對機(jī)載

LOC

接收功能評估的誤差要求進(jìn)行量化分析后，下文使用實(shí)際的試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算。

LOC

信號定量評估可按如下步驟進(jìn)行：1)通過差分

GPS

得到飛機(jī)的實(shí)時經(jīng)緯度，計(jì)算飛機(jī)與

LOC

地面臺連線與真北的夾角；2)計(jì)算該夾角和機(jī)場跑道真方位的差值，得到飛機(jī)和

LOC

地面臺連線與跑道的夾角；

3)按照式(1)將夾角對應(yīng)到航向道偏離值，作為基準(zhǔn)數(shù)據(jù)；

4)將機(jī)載的

LOC

航向道偏離數(shù)據(jù)與基準(zhǔn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，得到誤差；

5)將誤差與3.1節(jié)的誤差要求進(jìn)行對比，得出結(jié)論。

在步驟2)的計(jì)算中，機(jī)場跑道方位在公布的航空資料匯編中只精確到度，影響到定量評估的精度。考慮到機(jī)場兩端的

LOC

地面臺均安裝在跑道延長線上，使用

LOC

地面臺的差分

GPS

經(jīng)緯度，對地面臺連線與真北的夾角進(jìn)行計(jì)算，作為機(jī)場跑道真方位。經(jīng)計(jì)算試飛機(jī)場跑道真方位為29.42°。

按照以上步驟，分別對沿航向道飛行和與航向道成夾角飛行進(jìn)行定量評估。

3.2.1 飛機(jī)沿航向道飛行時的定量評估

選取試飛數(shù)據(jù)：遠(yuǎn)端使用截獲并跟蹤航向道后的數(shù)據(jù)；近端按照1

m

的差分

GPS

位置精度和0.1 °的航向道測量誤差進(jìn)行計(jì)算，對應(yīng)的距離為570

m

。對試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，試飛數(shù)據(jù)全部落在3.1.1節(jié)的誤差要求范圍內(nèi)。沿航向道飛行的試飛結(jié)果如圖5所示。

圖5 沿航向道飛行的試飛結(jié)果

3.2.2 飛機(jī)與航向道成夾角飛行時的定量評估

選取試飛數(shù)據(jù)：與航向道成夾角的飛行階段，并且處于線性區(qū)域內(nèi)，按照第一架次校飛結(jié)果，與航向道夾角在-1.606 °～1.734 °之間。對試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，試飛數(shù)據(jù)絕大部分(98.8

%

，高于兩倍標(biāo)準(zhǔn)差對應(yīng)的95

%

概率)落在誤差包絡(luò)線內(nèi)，滿足3.1.2節(jié)的誤差要求。與航向道成夾角飛行的試飛結(jié)果如圖6所示。

圖6 與航向道成夾角飛行的試飛結(jié)果

4 結(jié)論

1) 目前國內(nèi)民機(jī)對于機(jī)載

LOC

的試飛驗(yàn)證，并不做準(zhǔn)確的定量評估，然而對于國產(chǎn)民機(jī)的試飛，無論是申請人還是局方均缺乏豐富經(jīng)驗(yàn)，僅有定性評估往往無法給出令人信服的結(jié)論，因此定量分析對民機(jī)機(jī)載

LOC

的性能評估具有現(xiàn)實(shí)意義。2) 為定量評估機(jī)載

LOC

接收功能，需充分考慮

LOC

地面臺信號本身存在的誤差，以及地面臺校飛的測量誤差，由此制定出

LOC

信號接收功能定量評估方法。

3) 使用實(shí)際的試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算，分飛機(jī)沿航向道飛行和飛機(jī)與航向道成夾角飛行兩種情況，驗(yàn)證了定量評估方法的可行性和正確性。