民航飛機平視指引系統(tǒng)仿真平臺的設(shè)計與實現(xiàn)

王 娟, 樊智勇, 沈江瑋

(中國民航大學(xué) 工程技術(shù)訓(xùn)練中心, 天津 300300)

1 民航飛機HGS系統(tǒng)簡介

平視指引系統(tǒng)(head-up display guidance system,HGS)利用高度完整的計算機架構(gòu),接收并處理來自導(dǎo)航、飛行指引等機載系統(tǒng)的關(guān)鍵飛行數(shù)據(jù),根據(jù)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(tài)管理能力,所有顯示的關(guān)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(tài)參數(shù)、準(zhǔn)確地預(yù)測接地點。根據(jù)最新研究結(jié)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(nèi)運營中的民航飛機HGS系統(tǒng)均由國外制造商提供[4-5]。國產(chǎn)HGS系統(tǒng)的光學(xué)部件較為成熟,但在HGS系統(tǒng)與民航飛機航電系統(tǒng)的集成、復(fù)雜氣象條件高可靠性指引功能的開發(fā)、安全性評估等方面上仍需進(jìn)一步研究[6]。國產(chǎn)HGS系統(tǒng)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(tǒng)邏輯和接口電氣特性的HGS仿真平臺提供技術(shù)支撐。

2 HGS仿真平臺設(shè)計

2.1 HGS仿真平臺架構(gòu)

HGS系統(tǒng)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(tǒng)

民航飛機HGS系統(tǒng)仿真平臺架構(gòu)包括HGS系統(tǒng)仿真器和HGS飛行參數(shù)激勵器(見圖2)。其中,民航飛機環(huán)境數(shù)據(jù)激勵與顯示系統(tǒng)提供全飛行階段的飛行仿真激勵和圖形化數(shù)據(jù)監(jiān)控。

2.1.1 HGS系統(tǒng)仿真器

HGS系統(tǒng)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(xué)部件。

圖2 民航飛機HGS仿真平臺架構(gòu)

HGS系統(tǒng)仿真器的核心是HGS計算機仿真器,由工控機結(jié)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(gòu)成,完成來自飛機大氣數(shù)據(jù)、慣性基準(zhǔn)、無線電導(dǎo)航、自動飛行、飛行管理等飛機系統(tǒng)的航電總線數(shù)據(jù)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(jù)不同的飛行階段和工作模式,生成HUD顯示數(shù)據(jù)和信息通告,用于驅(qū)動真實HUD光學(xué)部件。

HUD顯示數(shù)據(jù)和信息通告也可通過網(wǎng)絡(luò)發(fā)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(tǒng)調(diào)試、數(shù)據(jù)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(guī)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(shù)據(jù),底層通信采用ARINC429總線。

2.1.2 HGS飛行參數(shù)激勵器

在仿真平臺中,HGS飛行參數(shù)激勵器[11]不可缺少但實現(xiàn)復(fù)雜。它接收來自民航飛機環(huán)境數(shù)據(jù)激勵與顯示系統(tǒng)的動態(tài)飛行參數(shù),根據(jù)內(nèi)建的HGS接口控制數(shù)據(jù)庫,對飛行參數(shù)編碼,分配傳輸通道,以符合ARIN429等航電規(guī)范的數(shù)據(jù)傳輸頻率、時序和間隔,將編碼后的數(shù)據(jù)字或控制命令發(fā)送給HGS系統(tǒng)仿真器。飛行參數(shù)的編碼包括分配數(shù)據(jù)的標(biāo)識號和源/目的識別碼、編碼有效數(shù)據(jù)位、設(shè)置符號狀態(tài)矩陣、完成數(shù)據(jù)奇偶校驗。駕駛艙內(nèi)的控制開關(guān)、設(shè)備預(yù)制狀態(tài)也通過HGS飛行參數(shù)激勵器轉(zhuǎn)換為離散控制命令。

HGS系統(tǒng)仿真器的反饋數(shù)據(jù)通過激勵器譯碼后,反饋回民航飛機環(huán)境數(shù)據(jù)激勵與顯示系統(tǒng),用于狀態(tài)監(jiān)控。

2.1.3 民航飛機環(huán)境數(shù)據(jù)激勵與顯示系統(tǒng)

該系統(tǒng)是HGS仿真平臺的集成驗證環(huán)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(jìn)近、著陸以及復(fù)飛等全飛行階段的動態(tài)仿真,并可通過UDP網(wǎng)絡(luò)為飛行參數(shù)激勵器提供數(shù)據(jù)源,也可接收來自激勵器的反饋數(shù)據(jù),同步更新駕駛艙的顯示。

2.2 工作模式仿真

HGS系統(tǒng)仿真器應(yīng)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(jìn)近條件下的手動ILS進(jìn)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(rèn)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(dǎo)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(huán)境數(shù)據(jù)激勵與顯示系統(tǒng)計算后的飛行指引信號,完成I類和II類精密進(jìn)近功能。但在低能見度起飛操作時,由HGS計算機仿真器根據(jù)原始參數(shù)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(jìn)近條件的手動ILS進(jìn)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(shù)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(jìn)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(shù)據(jù)控制引導(dǎo)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(dǎo)航數(shù)據(jù)外,進(jìn)近符號和AIII模式相同。

2.3 系統(tǒng)數(shù)據(jù)接口

HGS系統(tǒng)需要能夠根據(jù)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(tài)參數(shù)、準(zhǔn)確地預(yù)測接地點。這就需要HGS系統(tǒng)仿真器能夠完整接收并處理主要飛行顯示參數(shù)、飛行航跡參數(shù)、無線電導(dǎo)航參數(shù)、自動飛行系統(tǒng)指令、駕駛艙基準(zhǔn)數(shù)據(jù)以及警告信息等多個數(shù)據(jù)源、多種類型的關(guān)鍵飛行數(shù)據(jù)。為保證數(shù)據(jù)的高度完整性,以上參數(shù)大多需要提供至少2個獨立的數(shù)據(jù)源。

(1) 主飛行顯示參數(shù)。主飛行顯示參數(shù)包括空速、姿態(tài)、高度、升降速度、航向等關(guān)鍵飛行數(shù)據(jù)?？账侔ㄐＵ账佟⒂嬎愕玫降牡退倬嫠俣?如失速速度)、高速警告速度(如最大操作速度); 姿態(tài)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(yōu)先使用來自慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)的數(shù)據(jù); 航向包括磁航向、真航向以及航向源選擇數(shù)據(jù)。

(2) 飛行航跡參數(shù)。飛行航跡參數(shù)的計算需要接收和處理飛機的俯仰角度、滾轉(zhuǎn)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(shù)據(jù)。

(3) 無線電導(dǎo)航參數(shù)。包括甚高頻全向信標(biāo)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(biāo)指示以及其他需要的導(dǎo)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(tǒng)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(zhǔn)數(shù)據(jù)。包括飛行員設(shè)置的預(yù)選空速、預(yù)選高度、預(yù)選航向數(shù)據(jù)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(zhǔn)信息。

(6) 警告及其他數(shù)據(jù)。包括風(fēng)速、風(fēng)向、馬赫數(shù)、風(fēng)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(jù)各飛行參數(shù)的安全性、完整性、實時性要求以及數(shù)據(jù)接口電氣連接路徑等因素,分配各參數(shù)的數(shù)據(jù)源、輸入/輸出通道類型、時序特性、編解碼方式等,建立HGS系統(tǒng)交聯(lián)激勵仿真模型,并以此為基礎(chǔ)形成HGS飛行參數(shù)激勵器的接口控制數(shù)據(jù)庫。根據(jù)數(shù)據(jù)源類型,交聯(lián)激勵仿真模型分為導(dǎo)航數(shù)據(jù)激勵模型(見圖3)、自動飛行和飛行管理系統(tǒng)數(shù)據(jù)激勵模型(見圖4)、綜合顯示系統(tǒng)數(shù)據(jù)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(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)據(jù)激勵模型

圖4 HGS自動飛行和飛行管理系統(tǒng)數(shù)據(jù)激勵模型

大氣數(shù)據(jù)慣性基準(zhǔn)組件ADR部分采用ARINC429低速數(shù)據(jù)接口[12],IR部分采用高速數(shù)據(jù)接口,每個參數(shù)都采用獨立的32位數(shù)據(jù)字傳輸。

由于飛行管理計算機連續(xù)需要傳輸跑道數(shù)據(jù)塊,故自動飛行和飛行管理系統(tǒng)數(shù)據(jù)激勵模型采用高速數(shù)據(jù)接口; 而自動飛行系統(tǒng)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(shù)據(jù)接口。

綜合顯示系統(tǒng)數(shù)據(jù)激勵模型仿真來自駕駛艙綜合顯示系統(tǒng)DEU組件的交聯(lián)數(shù)據(jù)接口,主要提供氣壓修正基準(zhǔn)值、各類參考速度、預(yù)選最低下降高度等駕駛艙內(nèi)控制面板設(shè)置的基準(zhǔn)參考值,采用低速數(shù)據(jù)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(zhuǎn)換過程(見圖5)為例,完成HGS仿真平臺的典型工作過程設(shè)計。

HGS從PRI模式轉(zhuǎn)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(jìn)近條件(AOC)。

當(dāng)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(jìn)程,監(jiān)控接收到的導(dǎo)航系統(tǒng)交聯(lián)數(shù)據(jù)是否滿足以下條件:(1)兩部ADIRU都工作于導(dǎo)航模式; (2)所有儀表轉(zhuǎn)換開關(guān)都工作于正常位; (3)ILS作為導(dǎo)航信號源; (4)兩部接收機都調(diào)諧于同一個可用ILS頻率; (5)飛機磁航跡和機長預(yù)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(nèi); (7)基準(zhǔn)下滑道設(shè)置為2.51～3.00°。當(dāng)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(biāo)識。

圖5 從PRI模式到AIII模式的轉(zhuǎn)換過程

在進(jìn)近過程中,當(dāng)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(diào)諧于ILS頻率,并且數(shù)字式飛行控制系統(tǒng)的飛行指引儀沒有工作在起飛/復(fù)飛(TO/GA)模式,那么HGS仿真平臺進(jìn)入AIII預(yù)位方式,顯示“AIII ARM”。

在預(yù)位方式下,HGS仿真計算機持續(xù)判斷接收到的數(shù)據(jù)是否滿足以下條件:(1)兩部導(dǎo)航接收機調(diào)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(dǎo)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(xù)時間至少5 s; (4)飛機磁航跡和機長預(yù)選航道相差不超過15°; (5)ILS1作為導(dǎo)航信號源; (6)無線電高度大于500英尺(152 m)。當(dāng)以上條件均滿足時,輸出一個“滿足航道進(jìn)近條件(AOC)”的標(biāo)識。此時,“AIII”顯示閃爍5 s后自動轉(zhuǎn)換為AIII模式。

當(dāng)AIII模式?jīng)]有預(yù)位,但滿足AIII模式所要求的能力和航道進(jìn)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(jìn)入AIII模式。

4 測試驗證

4.1 系統(tǒng)集成測試

仿真平臺以圖2所示架構(gòu)完成搭建,由民航飛機環(huán)境數(shù)據(jù)激勵與顯示系統(tǒng)提供起飛、爬升、巡航、下降、進(jìn)近、著陸以及復(fù)飛等全飛行階段的動態(tài)仿真激勵,并接收來自HGS計算機仿真器的反饋數(shù)據(jù),同步更新駕駛艙的顯示。

HGS計算機仿真器中設(shè)置交互數(shù)據(jù)監(jiān)控模塊,實時監(jiān)控來自交聯(lián)系統(tǒng)的飛行參數(shù)的原始數(shù)據(jù),用于虛擬駕駛艙主飛行參數(shù)顯示、HGS飛行參數(shù)激勵器輸出、HUD仿真圖形顯示三者之間的數(shù)據(jù)對比驗證。

4.2 典型測試數(shù)據(jù)分析驗證

仿真平臺共監(jiān)控237個ARINC429參數(shù)和46個離散控制命令,應(yīng)用于4種典型工作模式。數(shù)據(jù)分析驗證采用自動測試結(jié)合圖形化對比方式完成。下面以2個典型測試數(shù)據(jù)為例說明該過程和驗證結(jié)果。

4.2.1 慣性升降速度參數(shù)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(shù)據(jù)值為2138980783。該值顯示為十進(jìn)制整型數(shù)據(jù),轉(zhuǎn)為二進(jìn)制后,為31位數(shù)據(jù)字(第32位奇偶校驗已在底層協(xié)議完成,統(tǒng)一記為0),如圖6所示。

圖6 典型數(shù)據(jù)分析——升降速度

該數(shù)據(jù)字符合ARINC429規(guī)范,解析標(biāo)識位為八進(jìn)制365; SDI=01,表明數(shù)據(jù)來自第一部ADIRU; 在365數(shù)據(jù)字中定義數(shù)據(jù)有效位X=15位,數(shù)據(jù)分辨率Y=1.0; 第29位符號狀態(tài)位為1,表明有效數(shù)據(jù)為負(fù)值,需要取補碼后進(jìn)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(jù)HUD數(shù)據(jù)顯示規(guī)則,顯示增量為50英尺/min(15.2 m/min),整定后參數(shù)為-1 050英尺/min(-320 m/min),與HGS實際仿真顯示參數(shù)一致。此外,該數(shù)據(jù)也與虛擬駕駛艙中主飛行顯示器參數(shù)一致。

4.2.2 下滑道偏離參數(shù)測試

定義來自ILS1的下滑道偏離參數(shù)名稱為

34_HC_A429_ILS1_GLIDESCOPE_DEVIATION

實時數(shù)據(jù)值為2141847870,解析標(biāo)識位為八進(jìn)制174; 數(shù)據(jù)有效位X=12位,數(shù)據(jù)分辨率Y=1/5120; 有效數(shù)據(jù)為負(fù)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(shù)一致。

圖7 典型數(shù)據(jù)分析——ILS下滑道偏離

5 結(jié)語

通過與民航飛機環(huán)境數(shù)據(jù)激勵與顯示系統(tǒng)的集成測試,結(jié)果表明:所設(shè)計的民航飛機平視指引系統(tǒng)仿真平臺數(shù)據(jù)傳輸正確可靠,顯示符合數(shù)據(jù)規(guī)范,能夠滿足HGS系統(tǒng)仿真驗證的需求。HGS仿真平臺對國產(chǎn)民航飛機平視指引系統(tǒng)的設(shè)備研制以及進(jìn)一步在飛機上加/改裝的技術(shù)驗證工作,均能夠提供有效的技術(shù)支撐。