RF 航段銜接ILS 進(jìn)近程序的最大下降角設(shè)計(jì)方法

賴欣，趙得存

（中國民用航空飛行學(xué)院空中交通管理學(xué)院，廣漢618307）

0 引 言

飛行程序設(shè)計(jì)的質(zhì)量對(duì)航空運(yùn)行安全起著重要作用，規(guī)范的設(shè)計(jì)流程與設(shè)計(jì)方法對(duì)設(shè)計(jì)質(zhì)量的提升有較大促進(jìn)作用，設(shè)計(jì)過程中的關(guān)鍵參數(shù)選擇影響飛行安全。基于性能導(dǎo)航程序（PBN）的所需導(dǎo)航性能（RNP）通過星基導(dǎo)航定位點(diǎn)規(guī)劃航跡，具有航跡規(guī)劃靈活且能有效減少飛行路徑、降低燃油排放的優(yōu)勢(shì)。同時(shí)RNP 航段在設(shè)計(jì)過程中須考慮的保護(hù)區(qū)范圍相比其他程序設(shè)計(jì)方式也更窄，尤其適合在凈空及空域受限的機(jī)場(chǎng)實(shí)施進(jìn)場(chǎng)、起始進(jìn)近階段程序設(shè)計(jì)。儀器著陸系統(tǒng)（ILS）引導(dǎo)的精密進(jìn)近方式是目前全球使用最為廣泛的最后進(jìn)近著陸方式。各大中型機(jī)場(chǎng)都以儀表進(jìn)近程序作為機(jī)場(chǎng)的首選進(jìn)近方式。將RNP 航段和ILS 進(jìn)近程序結(jié)合能在飛行安全、節(jié)能減排與環(huán)境保護(hù)等方面發(fā)揮兩者優(yōu)勢(shì)。但實(shí)現(xiàn)這種程序的銜接需要在兩種程序設(shè)計(jì)方法之間進(jìn)行轉(zhuǎn)換，RNP程序?qū)儆谛腔绦蛟O(shè)計(jì)規(guī)范，ILS 程序?qū)儆趥鹘y(tǒng)陸基程序設(shè)計(jì)規(guī)范。同時(shí)還需考慮從基于衛(wèi)星導(dǎo)航的RNP 航段實(shí)施完成后，轉(zhuǎn)為陸基無線電信號(hào)程序所需解決的無線電信號(hào)穩(wěn)定截獲問題。

目前國際上主流的飛行程序設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)為國際民航組織（ICAO）的 8168 標(biāo)準(zhǔn)與美國美國聯(lián)邦航空局（FAA）的 TERPS 標(biāo)準(zhǔn)，兩類程序設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)在設(shè)計(jì)思路上一致，但在設(shè)計(jì)的技術(shù)細(xì)節(jié)上存在差異。FAA TERPS 標(biāo)準(zhǔn)總結(jié)了在 RNP 程序與ILS 程序結(jié)合的設(shè)計(jì)要點(diǎn)，并通過分析多種航空器模型提出了該類程序設(shè)計(jì)指南，但未就如何設(shè)計(jì)兩種程序過渡的下降剖面給出方法。D.Smedt 等根據(jù) ICAO 8168 標(biāo)準(zhǔn)通過飛行模擬方法對(duì)兩種程序的過渡階段進(jìn)行了研究，但并未針對(duì)兩種程序過渡階段的最大下降角度提出設(shè)計(jì)方法。因此目前在實(shí)際工程設(shè)計(jì)中，都是通過設(shè)計(jì)人員根據(jù)經(jīng)驗(yàn)進(jìn)行預(yù)估，再通過反復(fù)試算的過程來進(jìn)行設(shè)計(jì)。

人工試算準(zhǔn)確度低，設(shè)計(jì)效率不高，針對(duì)這一問題，本文對(duì)銜接兩種程序階段的過渡進(jìn)近航段的設(shè)計(jì)方法進(jìn)行研究。首先分析兩種程序的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，總結(jié)過渡航段設(shè)計(jì)過程中下降剖面幾何關(guān)系形成的設(shè)計(jì)參數(shù)限制，給出過渡程序運(yùn)行階段無線電信號(hào)穩(wěn)定截獲的運(yùn)行限制；在同時(shí)滿足參數(shù)幾何關(guān)系與信號(hào)穩(wěn)定截獲的限制下，提出一種計(jì)算過渡航段最大下降角度的方法，并進(jìn)行仿真驗(yàn)證。

1 ILS 精密進(jìn)近與RF 航段結(jié)構(gòu)分析

ILS 進(jìn)近程序是目前國際上主要采用的最后進(jìn)近方式，該程序方式采用進(jìn)近跑道末端安裝的航向臺(tái)LOC 與進(jìn)近跑道側(cè)方安裝的下滑臺(tái)GS，形成兩組空中無線電信號(hào)，航向臺(tái)信號(hào)引導(dǎo)航空器對(duì)準(zhǔn)著陸跑道，下滑臺(tái)信號(hào)引導(dǎo)航空器建立正確的下滑剖面。ILS 程序分為起始進(jìn)近段、中間進(jìn)近段與精密進(jìn)近段，其中起始進(jìn)近段可采用不同程序模式，但要求該段結(jié)束的中間進(jìn)近定位點(diǎn)IF 必須位于ILS 航向信標(biāo)的作用范圍內(nèi)，以保證在完成起始進(jìn)近航段后能結(jié)合航向信號(hào)，即IF 通常是航空器截獲航向臺(tái)的最晚位置點(diǎn)，即FACF。程序至最后進(jìn)近點(diǎn)FAP 后進(jìn)入精密航段，該航段要求航空器能在保持航向引導(dǎo)的同時(shí)結(jié)合下滑臺(tái)信號(hào)，從而保證在最后進(jìn)近階段能同時(shí)獲得航向臺(tái)與下滑臺(tái)信號(hào)引導(dǎo)，直至完成著陸。IF 到FAP 的中間進(jìn)近航段是將起始進(jìn)近航段與精密航段平滑安全連接的關(guān)鍵航段。

RNP 程序航路點(diǎn)由導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫提供，以衛(wèi)星定位的形式實(shí)施導(dǎo)航。航跡布局靈活，比如其中的固定半徑轉(zhuǎn)彎航段即RF 航段，可以設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)彎在2°～300°之間的弧線。RF 航段平面圖與剖面圖如圖1 所示。

圖1 RF 航段平面結(jié)構(gòu)與剖面結(jié)構(gòu)圖［4］Fig.1 Plan and profile structure of RF segment［4］

從圖1 可以看出：將RF 航段作為ILS 程序的起始航段，則是利用RF 航段的

P

至

P

航段的固定點(diǎn)半徑轉(zhuǎn)彎部分，

P

應(yīng)為截獲航向最晚位置即ILS精密進(jìn)近的中間進(jìn)近定位點(diǎn)，RF 航段的

P

至

P

即為ILS 程序的中間進(jìn)近航段，

P

應(yīng)為截獲下滑最晚位置點(diǎn)即ILS 精密進(jìn)近的FAP，在進(jìn)近至

P

點(diǎn)之前應(yīng)完成航向信號(hào)截獲，從

P

至

P

中間進(jìn)行階段應(yīng)保持航向信號(hào)，并完成下滑臺(tái)信號(hào)截獲，而兩點(diǎn)中間進(jìn)近實(shí)施完成后的位置高度，決定了ILS 精密進(jìn)近下滑過程的穩(wěn)定性。

2 過渡航段分析

由上節(jié)分析可得RNP 航段與ILS 精密進(jìn)近航段的銜接關(guān)鍵是過渡，即中間進(jìn)近航段，RF 航段銜接ILS 精密進(jìn)近的過渡航段平面與剖面圖如圖2所示。

圖2 過渡航段平面與剖面結(jié)構(gòu)［9-10］Fig.2 Plan and profile structure of transition phase［9-10］

在起始進(jìn)近階段即RF 航段階段，航空器將開始建立航向，實(shí)際截獲航向位置點(diǎn)將在RF 航段實(shí)施過程中某一點(diǎn)，最晚不應(yīng)晚于FACF，該點(diǎn)至FACF 的弧長為

AL

，

航空器截獲航向后將有一個(gè)穩(wěn)定保持距離，如圖2（a）所示。實(shí)際截獲下滑臺(tái)的位置點(diǎn)也將在RF 航段實(shí)施過程中某一點(diǎn)，最晚不應(yīng)晚于FAP。在RF 航段設(shè)計(jì)規(guī)范中要求，標(biāo)稱航跡應(yīng)在△

ISA

＝0 ℃假設(shè)溫度下設(shè)計(jì)。而實(shí)際RF 航段下滑剖面與實(shí)際運(yùn)行溫度有關(guān)，當(dāng)溫度高于或低于△

ISA

＝0 ℃時(shí)（如圖2（b）所示），實(shí)際下滑截獲點(diǎn)的位置會(huì)有變化。為保持過渡航段穩(wěn)定截獲下滑信號(hào)，需要考慮在可能的最高溫下該航段應(yīng)具有的最大下降角度即

ANG

的最大值，該值須能保證在起始進(jìn)近的下降執(zhí)行效率，也須避免因

ANG

值過高而導(dǎo)致后續(xù)精密進(jìn)近無法穩(wěn)定建立。為討論

ANG

最大取值建立方法，結(jié)合圖2 的平面與剖面幾何關(guān)系，可以得到設(shè)計(jì)所需的參數(shù)。

L

是從跑道入口（THD）到最后進(jìn)近點(diǎn)（FAP）的水平距離，考慮地表曲率，可以根據(jù)幾何關(guān)系計(jì)算得到。

式中：

r

為地球半徑；

H

為基準(zhǔn)交叉點(diǎn)高度；

θ

為滑坡角（標(biāo)準(zhǔn)為 3°）；

H

為標(biāo)稱 FAP 高度。

標(biāo)稱最后截獲航向定位點(diǎn)高度，可計(jì)算如下：

式中：

LEN

為從 FAP 到 FACF 的距離；

ANG

為下降角。航向截獲點(diǎn)到FACF 的弧距

AL

計(jì)算如下：

式中：

W

為航向臺(tái)波束在跑道入口THD 處的寬度；

R

為 RF 段的固定半徑；

V

為從 RF 航段轉(zhuǎn)彎中心到航向捕獲點(diǎn)與航向臺(tái)之間連線的垂直線的距離。

設(shè)計(jì)過程中非標(biāo)準(zhǔn)溫度需與標(biāo)準(zhǔn)設(shè)計(jì)溫度

ISA

＋15 ℃進(jìn)行校正，校正值為

式中：Δ

T

為與標(biāo)準(zhǔn)溫度（

ISA

＋15 ℃的平均海平面）的溫度差；

L

為

ISA

的第一層（海平面至對(duì)流層頂）的壓力高度；

T

為海平面的標(biāo)準(zhǔn)溫度；

h

為THD 在平均海平面以上的高度。

3 過渡航段最大下降角計(jì)算方法

過渡航段設(shè)計(jì)過程中須預(yù)設(shè)最高溫度，溫度差在所有海拔高度上都是恒定的。由運(yùn)行過程分析可知，在RF 航段實(shí)施過程中溫度不會(huì)影響航向截獲點(diǎn)位置，而下滑截獲點(diǎn)位置會(huì)因?yàn)闇囟扔绊憣?dǎo)致ILS 下滑道與RF 航段VNAV 垂直剖面上存在高度上的偏差

GS

，如圖2（b）所示。過渡航段（中間航段）的下降角將取決于

GS

，在溫度逐步抬升的設(shè)計(jì)條件下，當(dāng)

GS

最大時(shí)將對(duì)應(yīng)滿足幾何條件的最大航段下降角

ANG

。但如果

GS

值過大，將導(dǎo)致在FAP 點(diǎn)后航空器無法截獲下滑臺(tái)，從而無法在精密進(jìn)近航段同時(shí)活動(dòng)航向與下滑信號(hào)引導(dǎo)，只能轉(zhuǎn)為非精密進(jìn)近模式。由于從不同F(xiàn)AP 高度可計(jì)算下滑道的偏離量，因此條件可以從下滑信號(hào)捕獲點(diǎn)到最后航向截獲點(diǎn)FACF 的弧距離關(guān)系進(jìn)行判斷，即

AL

＜

AL

，

AL

為下滑信號(hào)捕獲點(diǎn)到 FACF 的距離。由上述參數(shù)幾何關(guān)系與實(shí)際運(yùn)行要求，本文提出過渡航段最大下降角度（

ANG

）計(jì)算方法，計(jì)算流程如圖3 所示。

圖3 過渡航段最大下降角計(jì)算流程圖Fig.3 Maximum descent angle calculation flow diagram for transition phase

計(jì)算過程需首先設(shè)定

ANG

初始值為0°，并使用公式（3）計(jì)算

AL

。&為

ANG

角度增量，利用公式（2）在

ISA

溫度下計(jì)算

H

。隨后在

ISA

+15 ℃下，使用公式（5）對(duì)最高溫度高度進(jìn)行校正；計(jì)算不同高度下的下滑道偏離

GS

；由精密進(jìn)近航段設(shè)計(jì)評(píng)估計(jì)算可獲得最后進(jìn)近定位點(diǎn)高度

H

。利用公式（3）計(jì)算從滑坡截獲點(diǎn)到FACF 的弧長，如果

AL

＜

AL

且最大下滑坡度偏差大于1，則算法輸出的

ANG

為最大下降角。

4 仿真計(jì)算與結(jié)果分析

根據(jù)提出的最大下降角設(shè)計(jì)方法，本文利用Matlab 進(jìn)行仿真計(jì)算。計(jì)算過程設(shè)定程序設(shè)計(jì)參數(shù) 為 ：最 高 溫 度

ISA

+30 ℃，RF 固 定 半 徑2.5 n mile（1 n mile=1.852 km），入口跑道標(biāo)高500 f（t1 ft=0.304 8 m），

L

=4 300 m，

W

為標(biāo)準(zhǔn)參數(shù) 210 m。為考慮各類精密進(jìn)近超障的可能性，最后進(jìn)近定位點(diǎn)高分別假定為1 000～4 000 ft，以500 ft 為計(jì)算增量。根據(jù)設(shè)計(jì)規(guī)范要求，中間進(jìn)近航段

LEN

需等于或大于 1 n mile，因此假設(shè)

LEN

從1 n mile 輸入計(jì)算流程，并以0.1 n mile 為增量至2 n mile；

ANG

初始值為 0°，并以 0.01°為增量。通過仿真計(jì)算得到不同最后進(jìn)近定位點(diǎn)高度與過渡航段長度組合下的最大下降角如表1 所示。

表1 不同組合參數(shù)條件下最大下降角Table 1 Maximum descent angle under different parameters

根據(jù)表1 數(shù)據(jù)得到的曲線圖如圖4 所示，可以看出：根據(jù)本文提出的方法在最高假設(shè)溫度基礎(chǔ)上，可以在不同過渡航段長度與最后進(jìn)近定位點(diǎn)高度上計(jì)算得到一個(gè)最大中間航段下降角度

ANG

，且最大

ANG

值均小于 2°，與 FAA 提出的設(shè)計(jì)指南保持一致，即在RF 航段和FAP 之間設(shè)計(jì)的過渡段具有角度不超過 2°的“淺下降角”；最大

ANG

輸出與現(xiàn)實(shí)飛行過程一致，當(dāng)FAP 點(diǎn)的高度較低時(shí)，為銜接起始進(jìn)近階段并保證有效截獲航向信號(hào)與下滑信號(hào)，下降角度將較大，即相同過渡航段長度，過渡航段需要消失的高差越大下降角度也將越大。需要說明的是

ISA

+15 ℃為程序設(shè)計(jì)中常用理論溫度基準(zhǔn)，若程序設(shè)計(jì)環(huán)境的標(biāo)準(zhǔn)溫度不是

ISA

+15 ℃，那么

ISA

取值會(huì)直接影響

GS

，進(jìn)而影響

ANG

。

圖4 不同組合參數(shù)條件下最大下降角Fig.4 Maximum descent angle under different parameters

5 結(jié) 論

（1）本文提出一種RNP 程序RF 航段過渡至ILS 精密進(jìn)近程序的最大下降角度設(shè)計(jì)方法，并構(gòu)建了過渡階段最大下降角度的計(jì)算流程，采用不同參數(shù)組合條件下的模擬驗(yàn)證，證實(shí)了該方法的可行性。提出的設(shè)計(jì)方法相較與目前的人工試算方法具有更高效率。

（2）為滿足兩類程序設(shè)計(jì)規(guī)范在幾何空間中的銜接要求，過渡航段的下降角取決于ILS 下滑道與RF 航段VNAV 垂直剖面上存在的高度偏差

GS

，在溫度逐步增加的設(shè)計(jì)條件下，當(dāng)

GS

最大時(shí)將對(duì)應(yīng)滿足幾何條件的最大航段下降角

ANG

。（3）在從RF 航段的星基導(dǎo)航轉(zhuǎn)為ILS 進(jìn)近的陸基導(dǎo)航，需要航空器在FAP 截獲下滑臺(tái)信號(hào)，若

GS

值過大，將導(dǎo)致在FAP 后航空器無法截獲下滑臺(tái)，從而無法在精密進(jìn)近航段同時(shí)活動(dòng)航向與下滑信號(hào)引導(dǎo)，只能轉(zhuǎn)為非精密進(jìn)近模式。因此可以從下滑信號(hào)捕獲點(diǎn)到最后航向截獲點(diǎn)FACF 的弧距離關(guān)系進(jìn)行運(yùn)行限制條件的判斷。

（4）以逐步增量逼近的方式，采用空間幾何參數(shù)限制與運(yùn)行限制條件作為增量循環(huán)的判斷條件，能夠快速計(jì)算過渡航段的最大下降角度取值。