某型飛機GPS自動駕駛模式轉(zhuǎn)彎偏航距大原因分析

摘要：GPS導(dǎo)航儀已成為飛機導(dǎo)航的重要工具，因其功能強大、交聯(lián)眾多且軟硬件結(jié)合，故障判斷分析較為復(fù)雜。本文針對某型飛機GPS自動駕駛模式轉(zhuǎn)彎偏航距大的現(xiàn)象，對飛機GPS自動駕駛進行原理介紹，結(jié)合排故過程進行原因分析并得出結(jié)論，最后提出建議。

關(guān)鍵詞：GPS；偏航距；轉(zhuǎn)彎角度；轉(zhuǎn)彎半徑

Keywords：GPS；CDI；turning angle；turning radius

0 引言

某型飛機試飛時，飛行員在2101 I/O型GPS導(dǎo)航儀上設(shè)定三航路點飛行計劃（A→B→C）以驗證GPS自動駕駛功能。飛行時用GPS導(dǎo)航儀控制飛機自動導(dǎo)航，真空速為400km/h，具體飛行路線及現(xiàn)象如圖1所示：飛機按飛行計劃①進行GPS自動駕駛（轉(zhuǎn)彎角度90°），飛機以21°坡度轉(zhuǎn)彎，轉(zhuǎn)彎時偏航距最大1.3km，后可逐步修正；飛機按飛行計劃②進行GPS自動駕駛（轉(zhuǎn)彎角度120°），飛機以24°坡度轉(zhuǎn)彎，轉(zhuǎn)彎時偏航距最大2.5km，后可逐步修正；飛機按飛行計劃③進行GPS自動駕駛（轉(zhuǎn)彎角度140°），飛機以25°坡度轉(zhuǎn)彎，轉(zhuǎn)彎時偏航距最大3.5km，后可逐步修正。圖中A、B、C為設(shè)定的航路點，飛行員提出轉(zhuǎn)彎時偏航距過大。

1 飛機GPS自動駕駛原理分析

該型飛機由2101 I/O型GPS導(dǎo)航儀與駕駛儀耦合器、自動駕駛儀交聯(lián)進行自動導(dǎo)航，裝載的GPS導(dǎo)航儀為美國TRIMBLE公司產(chǎn)品，可進行IFR航線導(dǎo)航、終點導(dǎo)航和進場導(dǎo)航。該導(dǎo)航儀內(nèi)置一個12頻道的接收機，用以計算位置和計算監(jiān)測信號的完整度，定位精度優(yōu)于15m，以三維形式計算緯度、經(jīng)度和高度位置，利用全球定位系統(tǒng)衛(wèi)星工作，完全自動，不要求任何初始化操作。

2101 I/O型GPS導(dǎo)航儀交聯(lián)框圖如圖2所示。GPS導(dǎo)航儀通過GPS天線接收衛(wèi)星信號，計算出即時位置經(jīng)緯度坐標(biāo)，接收大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)傳來的真空速信號與航姿系統(tǒng)傳來的航向信號。GPS導(dǎo)航儀通過即時位置經(jīng)緯度坐標(biāo)、真空速和航向等參數(shù)，解算出地速、偏流角、風(fēng)速、風(fēng)向，再根據(jù)領(lǐng)航員設(shè)置的飛行計劃解算出偏航距，之后把偏航距發(fā)送給航向位置指示器供飛行員使用，并把地速角、偏流角發(fā)送給地速偏流轉(zhuǎn)換器。GPS導(dǎo)航儀輸出的ARINC 429數(shù)字式地速偏流信號轉(zhuǎn)換成模擬信號后被輸送給地速偏流放大器，經(jīng)信號放大后傳送給地速偏流指示器供領(lǐng)航員使用。飛機設(shè)置為GPS自動駕駛模式后，GPS導(dǎo)航儀根據(jù)解算出的各參數(shù)、即時位置和設(shè)置的飛行計劃，計算出393mV/°的交流控制信號并發(fā)送到駕駛儀耦合器，駕駛儀耦合器將該信號解調(diào)為直流信號，經(jīng)內(nèi)部緩沖器、調(diào)制器處理后輸出給自動駕駛儀進行信號放大。自動駕駛儀依靠自動控制系統(tǒng)作用于飛機舵面以控制飛機在空中的姿態(tài)，它由三個較獨立的通道組成：傾斜、俯仰和航向。在穩(wěn)定狀態(tài)（飛機水平直線飛行）下，自動駕駛儀控制飛機保持原飛行姿態(tài)不變，電位計無信號輸出，此時GPS導(dǎo)航儀也無控制信號輸出，副翼舵機不動，飛機保持直線飛行，飛機按圖1飛行；當(dāng)飛到離轉(zhuǎn)彎點B的距離20s時（GPS導(dǎo)航儀按當(dāng)前真空速計算），GPS導(dǎo)航儀輸出393mV/°的交流控制信號，經(jīng)一系列信號傳輸、處理后控制飛機轉(zhuǎn)彎，控制信號在轉(zhuǎn)彎過程接近下一航線BC時逐漸減小，直至為零，飛機繼續(xù)直線飛行。

2 排故過程及原因分析

飛行后對故障現(xiàn)象進行分析，通過飛機自動導(dǎo)航轉(zhuǎn)彎原理可知導(dǎo)致飛機GPS自動駕駛模式轉(zhuǎn)彎偏航距大現(xiàn)象產(chǎn)生的主要因素包括：GPS導(dǎo)航儀本身性能、GPS導(dǎo)航儀交聯(lián)功能、駕駛儀耦合器性能、自動駕駛儀性能、機上相關(guān)線路、航姿系統(tǒng)組合陀螺水平等。

領(lǐng)航員飛行時單獨接通自動駕駛儀進行自動駕駛，各功能均正常，因此排除自動駕駛儀性能因素。GPS導(dǎo)航儀本身性能中對轉(zhuǎn)彎有影響的參數(shù)包括GPS定位精度和自動駕駛輸出，GPS導(dǎo)航儀返回內(nèi)場后檢查GPS定位，搜星正常，可以搜到8顆衛(wèi)星；分析其定位的經(jīng)緯度坐標(biāo)，比較經(jīng)度緯度坐標(biāo)與基準(zhǔn)坐標(biāo)，誤差在技術(shù)范圍內(nèi)；檢查自動駕駛輸出，均滿足技術(shù)要求，可排除GPS導(dǎo)航儀本身性能因素。駕駛儀耦合器返回內(nèi)場進行單件檢查、與GPS導(dǎo)航儀實際交聯(lián)檢查，均滿足技術(shù)要求，可排除駕駛儀耦合器因素。繼而分析航姿系統(tǒng)組合陀螺水平因素，如果組合陀螺平面與飛機平面之間存在傾斜角度，飛機在穩(wěn)定狀態(tài)下將不是水平飛行而是帶坡度的飛行，飛機傾斜時機翼的升力向量也會發(fā)生傾斜（升力向量在飛機未傾斜時是垂直向上的）。由于飛機在外力矩作用下轉(zhuǎn)彎時會增大偏航距，需排查該因素，于是調(diào)整飛機使之處于水平狀態(tài)，地平儀指示器傾斜指示為0°，查看全姿態(tài)組合陀螺的水平儀氣泡，氣泡處于中間位置，傾斜誤差符合要求，排除了航姿系統(tǒng)組合陀螺水平因素。

從GPS自動駕駛原理分析，其輸出的地速偏流信號僅供領(lǐng)航員使用，地速偏流轉(zhuǎn)換器、地速偏流放大器和地速偏流指示器即使出現(xiàn)故障也只導(dǎo)致指示不正常，不影響飛機自動駕駛，因此可排除此三個產(chǎn)品及其線路故障。此外，航向位置指示器也僅為飛行員提供偏航距信號，即使出現(xiàn)故障也只導(dǎo)致指示不正常，不影響飛機自動駕駛，因此也可排除此航向位置指示器及其線路故障。進行大氣數(shù)據(jù)計算機機上交聯(lián)測試，地面通過微調(diào)手泵改變飛機靜壓管壓力，依次給定200km/h、400km/h、600km/h的真空速，將空地開關(guān)狀態(tài)設(shè)置為空中狀態(tài)（GPS內(nèi)部設(shè)置OLEO為AIR），按NAV鍵，進入導(dǎo)航頁面，旋轉(zhuǎn)內(nèi)旋鈕查看真空速，真空速誤差均不超過±10km/h，說明大氣數(shù)據(jù)計算機交聯(lián)測試正常，可排除大氣數(shù)據(jù)計算機及其線路故障。接著進行自動駕駛儀交聯(lián)測試，將空地開關(guān)狀態(tài)設(shè)置為地面狀態(tài)（GPS內(nèi)部設(shè)置OLEO為GROUND），接通自動駕駛儀，使之處于改平狀態(tài)，旋轉(zhuǎn)內(nèi)旋鈕，直到顯示屏上顯示“安裝和測試設(shè)備”頁，旋轉(zhuǎn)導(dǎo)航儀上外旋鈕，直到顯示屏顯示“輸入/輸出接口檢查”頁，將“衛(wèi)星導(dǎo)航/自動駕駛儀”開關(guān)放在“衛(wèi)星導(dǎo)航”位置，衛(wèi)星導(dǎo)航指示燈亮，這時檢查駕駛桿處于中立位置；向右或向左轉(zhuǎn)動導(dǎo)航儀上小旋鈕，設(shè)置顯示屏上顯示的角度以5°為增量從左30°到右30°，在設(shè)置角度過程中，0°時駕駛桿處于中立狀態(tài)，其余角度時駕駛桿的轉(zhuǎn)動方向與設(shè)置的角度方向相同，從以上現(xiàn)象可知自動駕駛儀交聯(lián)測試正常，可排除自動駕駛儀及其線路故障。最后進行航向姿態(tài)系統(tǒng)交聯(lián)測試，通過航向基準(zhǔn)系統(tǒng)給定航向0°到360°，按NAV鍵，進入導(dǎo)航頁面，旋轉(zhuǎn)內(nèi)旋鈕查看航向，航向誤差均不超過1°，航向交聯(lián)測試正常。從以上分析，可排除GPS導(dǎo)航儀交聯(lián)功能及機上相關(guān)線路故障因素。

對飛機試飛的3條飛行計劃進行逐項分析：

1）飛機按圖1的飛行計劃①進行GPS自動駕駛，飛行時飛機以21°坡度轉(zhuǎn)彎，通過計算可得出轉(zhuǎn)彎半徑R=1112÷（9.8×tan21°）≈3275m。如圖3中①所示，飛機從D點開始，按虛線圓軌跡運動，在轉(zhuǎn)彎過程第 2次接近下一航線BC時逐漸自動修正，直至直線飛行。圖3①中D點為GPS導(dǎo)航儀設(shè)定的提前20s轉(zhuǎn)彎點，BD=111×20=2220m，可得出理論最大偏航距MN= R-BD=1055m，與實際飛機轉(zhuǎn)彎時最大偏航距1.3km接近。因轉(zhuǎn)彎坡度由零到最大需要一定的時間，且飛機飛行時側(cè)風(fēng)等因素也會影響飛機轉(zhuǎn)彎時的最大偏航距，故按第1條飛行計劃飛行時的實際最大偏航距是正常值。

2）飛機按圖1的飛行計劃②進行GPS自動駕駛，飛行時飛機以24°坡度轉(zhuǎn)彎，通過計算可得出轉(zhuǎn)彎半徑R=1112÷（9.8×tan24°）≈2823m。如圖3②所示，飛機從D點開始，按虛線圓軌跡運動，在轉(zhuǎn)彎過程中第2次接近下一航線BC時逐漸自動修正，直至直線飛行。圖3②中D點為GPS導(dǎo)航儀設(shè)定的提前20s轉(zhuǎn)彎點，BD=111×20=2220m，可知OE=BD-EF= 2220-R×tan30°=590m，得出理論最大偏航距MN=R-OM=R-OE×COS30°≈2312m，也與實際飛機轉(zhuǎn)彎時最大偏航距2.5km接近，故按第2條飛行計劃飛行時的實際最大偏航距是正常值。

3）飛機按圖1的飛行計劃③進行GPS自動駕駛，飛行時飛機以25°坡度轉(zhuǎn)彎，通過計算可得出轉(zhuǎn)彎半徑R=1112÷（9.8×tan25°）≈2696m。如圖3③所示，飛機從D點開始，按虛線圓軌跡運動，在轉(zhuǎn)彎過程中第2次接近下一航線BC時逐漸自動修正，直至直線飛行。圖3③中D點為GPS導(dǎo)航儀設(shè)定的提前20s轉(zhuǎn)彎點，BD=111×20=2220m，可知OE=RDE= R-BD×tan40°≈2696-2220×0.839≈833m，得出理論最大偏航距MN=ON+OM= R+OE×cos40°≈3334m，也與實際飛機轉(zhuǎn)彎時最大偏航距3.5km接近，故按第3條飛行計劃飛行時的實際最大偏航距是正常值。

此外，AC-91-FS-2008-09《在航路和終端區(qū)實施RNAV1和RNAV2的運行指南》規(guī)定“對于正常運行，橫向航跡誤差或偏離應(yīng)控制在相關(guān)程序或航路導(dǎo)航精度的±1/2以內(nèi)，RNAV2為1.0nm，允許在程序或航路轉(zhuǎn)彎后出現(xiàn)最大為導(dǎo)航精度1倍的短暫偏離，RNAV2為2.0nm”。試飛中出現(xiàn)的最大偏航距為3.5km，即1.89nm，已滿足RNAV2的標(biāo)準(zhǔn)，因此從標(biāo)準(zhǔn)上分析也是正常的，在傳統(tǒng)導(dǎo)航的保護區(qū)內(nèi)可安全飛行。

3 結(jié)論

飛機在GPS自動駕駛模式轉(zhuǎn)彎時，偏航距受飛行計劃轉(zhuǎn)彎角度、飛機轉(zhuǎn)彎半徑等因素影響，其中受飛行計劃轉(zhuǎn)彎角度影響最大，該角度越大偏航距越大，該角度較大時最大偏航距為3.5km，屬于正常現(xiàn)象。

不建議設(shè)置大轉(zhuǎn)彎角度飛行計劃，如確實需要，采用在飛行計劃中增加1個或2個過渡航路點方法，可有效減小最大偏航距。

參考文獻

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作者簡介

周國棟，高級工程師，主要從事機載無線電雷達修理技術(shù)研究工作。