FLS高級進近虛擬波束生成和引導(dǎo)指令計算

翟少博, 李廣文, 薛廣龍, 賈秋玲, 孫曉敏

1.西北工業(yè)大學(xué) 自動化學(xué)院, 陜西 西安 710072; 2.中國航空無線電電子研究所, 上海 200233

進近和著陸是航跡控制精度要求最為嚴苛的飛行階段,當前國內(nèi)機場運行主要采用依賴于儀表著陸系統(tǒng)的精密進近(precision approach,PA)和非精密進近(non-precision approach,NPA)2種進近著陸方式。依賴于儀表著陸系統(tǒng)的精密進近對機場環(huán)境和導(dǎo)航設(shè)施要求較高,成本較大;非精密進近主要通過甚高頻全向無線電信標,無方向性信標等地面導(dǎo)航臺提供方位引導(dǎo)[1],對場地要求相對較低,但由于缺少垂直引導(dǎo)信息,對飛行員而言操作難度較大,容易造成不穩(wěn)定進近。

隨著衛(wèi)星定位技術(shù)和機載傳感器的發(fā)展,為了提高飛行機組在進近過程中對航跡偏差的感知能力,同時解決精密進近運行成本高和非精密進近風(fēng)險大的問題,類似精密進近方式(precision-like approaches)開始發(fā)展,飛機進近穩(wěn)定性和安全性得到提升?？湛吞岢隽藢⒊耸跈?quán)的所需導(dǎo)航性能(required navigation performance authorization required,RNP AR)以外的所有非精密進近統(tǒng)一到與儀表著陸系統(tǒng)(instrument landing system,ILS)類似的飛行管理著陸系統(tǒng)(FMS landing system,FLS)技術(shù)[2]。

FLS是一種類精密進近技術(shù),在進行VOR、VOR/DME或RNAV進近時為機組提供類似ILS的座艙指示和指引,引導(dǎo)精度優(yōu)于非精密進近。

FLS并非完全替代ILS,而是在沒有配備ILS的機場或配有ILS但下滑道(glide slope,GS)不工作時,為機組提供類似GS下滑波束的指引信息。其優(yōu)點可概括為:①FLS進近提供了基于氣壓高度偏離的垂直引導(dǎo),為飛行員和機組提供了下滑指引信息,提高了下滑感知能力;②FLS構(gòu)建的虛擬航向道相比較VOR、NDB等提供航向引導(dǎo)的傳感器,有效地利用各導(dǎo)航源的融合信息,提升了機組對航跡偏差的感知能力,降低了飛行風(fēng)險;③FLS進近引導(dǎo)技術(shù)將除RNP AR之外所有的非精密進近統(tǒng)一到“類似”ILS,簡化了進近操作程序。

FLS或與之類似的綜合進近導(dǎo)航(integrated approach navigation,IAN)[3]功能是現(xiàn)代和未來先進大型飛機飛行管理系統(tǒng)必備的功能。空客A380和A350系列飛機飛行管理系統(tǒng)中配備了FLS功能;波音737-900、B747、B747-B和B787機型也具備FLS功能類似的IAN功能[3];我國大型民用客機C919上由美國通用電氣公司(GE)提供的綜合模塊化航電系統(tǒng)也具備XLS功能[4]。

FLS高級進近引導(dǎo)技術(shù)是發(fā)展國產(chǎn)大飛機必須突破的核心技術(shù)之一,是提高進近過程中偏差感知能力、降低進場著陸段事故發(fā)生率的有效手段。雖然,我國借助于歐美的航電設(shè)備實現(xiàn)了C919飛機的首飛,但是從長遠來看,我國大飛機工程的發(fā)展必須依托于我國航空工業(yè)和國內(nèi)技術(shù)力量,只有這樣才能有效牽引我國航空技術(shù)發(fā)展,并提升我國航空技術(shù)水平。隨著國際局勢的發(fā)展,特別是2018年美國對我國發(fā)起技術(shù)封鎖之后,這一要求更顯急迫。FLS高級進近技術(shù)作為先進飛行管理系統(tǒng)的核心,是我國必須要掌握和突破的關(guān)鍵技術(shù)。

本文針對FLS高級進近引導(dǎo)技術(shù)的虛擬波束生成和波束偏差計算問題進行研究,考慮與ILS的兼容設(shè)計FLS進近引導(dǎo)律。為檢驗本文所提算法的有效性,設(shè)計了FLS進近典型仿真測試場景并進行了測試。

1 FLS引導(dǎo)工作原理

FLS可以讓飛行機組按照“類似ILS”功能執(zhí)行除了RNP AR以外的非精密進近,其工作原理如圖1所示。

圖1 FLS進近工作原理

飛行管理計算機根據(jù)導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫生成最終進近段的FLS虛擬波束并發(fā)送給多模接收機;同時,大氣數(shù)據(jù)慣性基準系統(tǒng)(air data/inertial reference system,ADIRS)將飛機位置和氣壓高度發(fā)送給多模接收機;多模接收機計算飛機位置相對FLS波束的偏差,并將偽LOC偏差(F-LOC)和偽GS偏差(F-G/S)發(fā)送給飛行控制和飛行引導(dǎo)計算機及電子飛行指示系統(tǒng)。

在飛行管理系統(tǒng)中,FLS進近引導(dǎo)過程可分為進近能力判斷、虛擬波束生成、波束偏差計算和引導(dǎo)模式判斷4個階段,簡述如下:

1) FLS進近能力判斷

FLS進近能力是由飛機導(dǎo)航源完好性監(jiān)控結(jié)果決定的飛機進近引導(dǎo)能力,分為RAW ONLY、F-APP+RAW和F-APP 3種情況。

機組按FLS功能執(zhí)行非精密進近時,飛行管理系統(tǒng)首先根據(jù)最后進近航段和跑道情況判斷飛機是否具備實施FLS的條件,若最終進近航道和跑道航道偏差大于50°時,不能使用FLS功能;然后根據(jù)導(dǎo)航源完好性監(jiān)控結(jié)果判斷FLS進近能力,當FLS進近能力為RAW ONLY時,不能使用FLS功能。

2) FLS虛擬波束生成

當飛行管理系統(tǒng)判斷當前進近具備實施FLS進近的條件且FLS進近能力滿足進近方式要求時,飛行管理計算機根據(jù)導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫中存儲的數(shù)據(jù)和機場信息計算FLS虛擬波束。FLS虛擬波束是一條空間三維虛擬直線,如圖2所示。

圖2 FLS虛擬波束

3) FLS波束偏差計算

當飛行管理系統(tǒng)中生成了FLS虛擬波束以后,結(jié)合飛機當前位置信息計算飛機相對于FLS波束的偏差信息,并發(fā)送到自動飛行系統(tǒng)。

4) FLS引導(dǎo)模式判斷

飛行管理系統(tǒng)計算FLS波束偏差的同時,根據(jù)水平偏差、垂直偏差及導(dǎo)航源完好性監(jiān)控結(jié)果決定FLS引導(dǎo)模式的預(yù)位、截獲、接通時機,并將FLS引導(dǎo)模式信號發(fā)送給自動飛行系統(tǒng)。

2 基于導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫信息生成FLS虛擬波束

FLS波束(FLS beam)是由飛行管理系統(tǒng)根據(jù)存儲在飛行管理計算機導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫中的數(shù)據(jù)計算的,表示非精密進近NPA的最終進近航段,由錨點(anchor point)、航道(course)和梯度(slope)3個要素決定。如圖2所示。

錨點是計算FLS波束的要素之一,其位置取決于導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫中發(fā)布的錯失進近點位置;航向用于確定最終進近的水平路徑;梯度用于確定最終進近的垂直路徑。最后進近定位點(final approach fix,FAF)是進場路線的最后一個導(dǎo)航點。

2.1 定 義

本文使用的一些縮略語定義如下:

①著陸入口點(landing threshold point,LTP)是下滑道按規(guī)定的基準高飛越的點,通常為跑道中線與入口的交點。

②錯失進近點(missed approach point,MAPt)是復(fù)飛程序起點的航路點,該點在官方公布的文檔中通常標注為MAPt或LTP,如圖3所示。

③最后終止點(final end point,FEP)是位于最終進近航道上的一個航路點,該點由最終進近航道(final approach course,FAC)和通過該航道跑道入口的垂線的交點定義。

④飛行航徑對正點(flight path alignment point,FPAP)與LTP在同一個方位平面,用于確定最后進近對正位置。當進近與跑道中線方向一致時,飛行航徑對正點位于反方向跑道入口或入口之外,通過一個到反方向跑道入口的距離確定位置?？煞譃閳D3至5的3種情況:

圖4 有ILS進近且LOC臺距跑道末端305 m內(nèi)

圖5 有ILS進近且LOC臺距跑道末端305 m外

⑥截獲地面點(GPIP)為最終進近航跡與跑道高度平面的交點。如圖6所示。

⑦穿越跑道入口高(threshold crossing height,TCH)是LTP點之上飛行航跡角的指定入口穿越高。

⑧飛行航跡角γ(flight path angle,FPA)是導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫中規(guī)定的最后進近航跡的下滑角(梯度)。

圖6 GPIP、TCH和FPA示意圖

2.2 虛擬波束生成

FLS波束是基于MAPt相對跑道入口點的位置關(guān)系生成的,可分為如下3種情況:

1) MAPt位于跑道入口點之前

若MAPt位于跑道入口之前,如圖7所示。此時錨點位于由FMS計算得到的偽最終進近點(pseudo final end point)處,高度等于TCH,如果導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫中沒有TCH,則錨點高度選在跑道入口高度+15.24 m處,FLS波束的航向等于最終進近段的航向,FLS波束的梯度等于FPA。

圖7 MAPt點位于跑道入口點之前的FLS波束

2) MAPt位于跑道入口點正上方

若MAPt位于跑道入口點正上方,如圖8所示。此時錨點在跑道入口點處,距跑道高度等于TCH,如果導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫中沒有TCH,則錨點高度選在跑道入口高度+15.24 m處。FLS波束的航向等于最終進近段的航向,FLS波束的梯度等于FPA。

圖8 MAPt點位于跑道入口點正上方的FLS波束

3) MAPt位于跑道入口點之后

若MAPt位于跑道入口點之后,如圖9所示。此時錨點位于跑道起點,高度為TCH,如果導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫中沒有TCH,則錨點高度選在跑道入口高度+15.24 m處。FLS波束的航向等于最終進近段的航向,FLS波束的梯度等于FPA。

圖9 MAPt點位于跑道入口點之后的FLS波束

3 FLS波束偏差計算和修正

FLS高級進近引導(dǎo)技術(shù)的一大優(yōu)點就是提升機組對航跡偏差的感知能力,準確的偏差信息是進行FLS進近引導(dǎo)的關(guān)鍵。飛機相對于FLS波束的偏差信息,包括水平距離偏差、水平角度偏差、垂直距離偏差和垂直角度偏差。因為基于ILS的進近引導(dǎo)指令是基于調(diào)制深度差(difference in depth of modulation,DDM)計算的,考慮到與ILS的兼容,需要同時計算水平DDM和垂直DDM。

另外,由于在計算FLS垂直偏差時,飛機高度是氣壓高度,在目的機場溫度較低時,還需考慮溫度修正。

3.1 FLS虛擬波束描述坐標系定義

利用空間幾何關(guān)系計算飛機相對于FLS虛擬波束的偏差信息的關(guān)鍵是定義用以描述FLS波束的坐標系,根據(jù)FLS虛擬波束的生成原理可知FLS波束實質(zhì)上是從錨點指向FAF點的直線。

本文以FAF點、錨點及FAF點在跑道高度平面的投影點為基準確定水平偏差基準面,如圖10所示。記FAF點在跑道高度平面的投影點為P1,錨點在地面的投影點為P2。

圖10 FLS虛擬波束描述坐標系

若已知地理坐標系中一點P的經(jīng)度為λ,緯度為L,高度為H,則該點在地心空間直角坐標系(earth centered earth fixed,ECEF)中的坐標為

(1)

式中,RN為卯酉圈曲率半徑,計算公式為

RN=Re(1+esin2L)

(2)

Re為WGS-84地球長半軸,取值6 378 137 m,e為WGS-84地球扁率,取值1/298.257;則由地心指向點P的矢量可表示為

(3)

描述FLS波束實際上就是確定3個互相垂直的單位矢量urw,uvert和ulat。單位矢量uvert定義為過錨點投影點P2且與WGS-84橢球面正交的單位矢量

(4)

從P2指向FPAP點的單位矢量定義為

(5)

在水平方向單位矢量由矢量叉乘計算

(6)

沿跑道方向的單位矢量定義為

urw=ulat×uvert

(7)

則跑道所在水平面即為矢量urw和ulat定義的平面,urw和uvert定義的平面就是水平偏差基準面。

3.2 水平偏差計算

飛機相對于FLS波束的水平偏差包括水平距離偏差、水平角度偏差和水平DDM。參照圖11描述水平偏差計算過程。

圖11 水平偏差示意圖

(8)

水平角度偏差計算公式為

(9)

水平DDM計算公式為

(10)

式中:DG為從著陸入口點LTP到飛行航徑對正點FPAP的距離,Lcoursewidth為跑道入口處的航道寬度,由導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫提供。

3.3 垂直偏差計算

飛機相對于FLS波束的垂直偏差包括垂直距離偏差、垂直角度偏差和垂直DDM。參照圖12描述垂直偏差的計算過程。

圖12 垂直偏差示意圖

(11)

垂直距離偏差計算公式為

(12)

垂直DDM計算公式為

(13)

3.4 地球曲率對FLS波束的修正

FLS高級進近執(zhí)行非精密進近時,最終航徑穿越高度是錨定點的幾何高度,而在切入最終進近航徑時,由于地球曲率效應(yīng),氣壓高度表和公布的進近表中的高度有輕微偏差,如圖13所示。在此情況下,需要進行地球曲率的修正。

圖13 FLS波束G/S的地球曲率修正

根據(jù)地球曲率對FLS波束G/S的修正公式為

(14)

式中,D表示到錨定點的距離。

3.5 根據(jù)溫度的FLS波束修正

不同于ILS,FLS垂直偏差是以氣壓高度為基準面的,因而應(yīng)考慮低溫對氣壓高度的修正。本文采用DO-283B[5]附錄H中按溫度進行高度修正公式

(15)

式中:ΔTstd是偏離國際標準大氣ISA的溫度偏差,單位為K;L0是第一個氣壓高度層國際標準大氣ISA的標準溫度直減率,取值為0.006 56 K/m;Δhpaircraft是飛機相對機場的氣壓高度,單位為m;hpaerodrome是機場場高(氣壓高度),單位為m。

4 FLS進近引導(dǎo)指令生成

FLS進近引導(dǎo)律包括飛機在被FLS波束截獲前的引導(dǎo)和飛機被FLS波束截獲后的引導(dǎo)兩部分。截獲前,根據(jù)給定航段參數(shù)及地速信息[6],進行引導(dǎo);截獲后,采用飛機相對于FLS虛擬波束的偏差信息進行引導(dǎo),從偏差計算過程可以看出,DDM是偏差角的線性函數(shù),因而僅使用其中之一即可。本文在飛機被FLS波束截獲后采用DDM+距離偏差修正的方式引導(dǎo)飛機完成進近。

飛機被FLS波束截獲可分為水平截獲和垂直截獲。水平截獲即航向道截獲,如圖14所示,當飛機相對于F-LOC波束的水平角度偏差αlat小于截獲閾值ε時,飛機被FLS波束水平截獲,FLS水平截獲閾值ε=2°。

圖14 FLS進近過程中水平截獲過程示意圖

垂直截獲即下滑道截獲,如圖15所示,當飛機相對于F-GS波束的垂直角度偏差αv小于截獲閾值η時,飛機被FLS波束垂直截獲,垂直截獲閾值η=0.3°。

圖15 FLS進近過程中垂直截獲過程示意圖

4.1 水平引導(dǎo)指令生成

飛機水平航跡由給定的航線(由程序航段、航路點、保持方式等組成),與FMS計算的各種轉(zhuǎn)彎點和航段終止點組成,整個水平航線按直線段和轉(zhuǎn)彎段定義各個航段。

在進近引導(dǎo)過程中,現(xiàn)有進近方式(ILS、VOR等)在橫航向采用截獲波束徑向線的方式進行水平引導(dǎo)。A300-600飛機維護手冊[7]中給出的利用VOR執(zhí)行非精密進近時的引導(dǎo)指令計算公式為

(16)

其中k0表示截獲標志。即在飛機未截獲VOR徑向線時采用航向預(yù)選的方式引導(dǎo)飛機飛行;在截獲VOR徑向線以后采用偏差角修正的方式引導(dǎo)飛機飛行。

由于在最后進近段截獲航道后,需要高精度的航跡控制,而現(xiàn)有進近引導(dǎo)方式引導(dǎo)指令計算方法僅利用角度偏差信息,通過比例控制實現(xiàn)對飛機的引導(dǎo)。此種控制方法在引導(dǎo)飛機進近時可能會出現(xiàn)飛機航向與跑道方位一致,但飛機實際偏離跑道的情況,嚴重情況下飛機會沖出跑道。對此,本文在引導(dǎo)指令計算時,同時引入了距離偏差、角度偏差和地速信息對引導(dǎo)指令進行修正。

飛機被FLS波束水平截獲前的航段可以分為直線航段和圓弧航段2種,直線航段的引導(dǎo)律為

φg=k1·ΔD+k2·(χleg-χ)·VGND

(17)

式中:k1,k2為增益系數(shù);ΔD為飛機相對于期望航跡的側(cè)偏距,χleg為航段方位角,χ為飛機當前航跡方位角;VGND為飛機地速;φg為期望滾轉(zhuǎn)角。

圓弧航段的引導(dǎo)律為

(18)

式中:k3,k4為增益系數(shù);g為重力加速度;V為飛機當前真空速;Rarc為圓弧航段轉(zhuǎn)彎半徑。

飛機被FLS波束水平截獲后,引導(dǎo)律為

φg=Kχ·VGND·(χFLS-χ)+KdlatDlat+KllDDMlat

(19)

式中:χFLS為FLS波束航向;Kχ,Kdlat和Kl為增益系數(shù)。

(19)式較(16)式引入了水平距離偏差Dlat,使用地速和航跡偏差角的乘積VGND·(χFLS-χ)作為水平距離偏差的微分項,增加了阻尼;充分利用偏差信息,同時引入距離偏差和角度偏差信息對引導(dǎo)指令進行修正,且由于引入了地速,本文提出的引導(dǎo)指令對于有風(fēng)情況下的控制也能達到較好的效果。

4.2 垂直引導(dǎo)指令生成

飛機垂直引導(dǎo)通過垂直速度進行控制。飛機被FLS波束垂直截獲前,期望垂直速度計算公式為

(20)

飛機被FLS波束垂直截獲后,期望垂直速度計算公式為

(21)

式中:γFLS為FLS波束梯度;Kdver,Kv為增益系數(shù)。

5 FLS高級進近引導(dǎo)仿真算例

5.1 FLS高級進近典型仿真測試場景設(shè)計

為模擬FLS進近引導(dǎo)過程,檢驗本文所提算法的有效性,建立如圖16所示飛機進近著陸場景。該進近著陸場景包括著陸機場模型和飛機飛行航跡。

圖16 FLS高級進近測試場景圖

飛機飛行航跡分為兩部分:①FAF前的水平段飛行,用于模擬飛機被FLS水平波束截獲的過程;②FAF后航跡,用于模擬FLS縱向進近引導(dǎo)過程。

著陸機場模型主要包括降落跑道的幾何信息(跑道長度、寬度和機場標高)及方位信息;關(guān)鍵點位置坐標:LOC信標臺經(jīng)緯高、GS下滑臺經(jīng)緯高、復(fù)飛點MAPt經(jīng)緯高信息。機場幾何信息主要為飛機提供側(cè)偏限制和滑跑距離限制;跑道方位和關(guān)鍵點位置坐標為飛機著陸提供位置基準,起到定位作用。

5.2 FLS高級進近測試算例描述

FLS高級進近用于執(zhí)行非精密進近,在建立目視進近或達到?jīng)Q斷高度后即完成FLS操作流程。實施FLS高級進近需要導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫提供的信息及具體參數(shù)如表1所示:

表1 FLS高級進近引導(dǎo)仿真所需信息

飛機的初始位置為IAF點,初始飛行航向為225°。IF為旁切航路點,轉(zhuǎn)彎半徑為4 000 m。

5.3 仿真結(jié)果與分析

根據(jù)設(shè)置的仿真算例可知,MAPt點位于跑道入口點正上方,因而錨點位置與著陸入口點LTP一致,高度等于TCH,即錨點在地理坐標系中的經(jīng)緯高位置為:(108.287 0°,33.573 6°,50 m)。

參照航空器運營人全天候運行要求(AC-91-FS-2012-16)[8]中對進近系統(tǒng)性能評估的條件要求,在最后進近段分別進行無風(fēng)、5.144 m/s側(cè)風(fēng)、10.289 m/s逆風(fēng)和5.144 m/s順風(fēng)條件下的FLS進近引導(dǎo)仿真測試。

按照4.1節(jié)和4.2節(jié)所述的FLS進近引導(dǎo)律設(shè)計橫側(cè)向和縱向引導(dǎo)律,無風(fēng)情況下的橫側(cè)向和縱向引導(dǎo)效果如圖17至18所示。結(jié)果表明,飛機能夠按照期望航跡飛行,在被FLS波束截獲以后,飛機能夠沿波束中心線執(zhí)行FLS進近。

飛機在執(zhí)行FLS進近過程中的姿態(tài)變化如圖19至20所示。圖19表明,120 s前飛機平飛,俯仰角保持在配平俯仰角處;300 s后,飛機被FLS波束垂直截獲后,按照固定梯度下降,此時航跡傾斜角固定,飛機姿態(tài)穩(wěn)定,俯仰角保持不變。

圖17 飛機水平剖面航跡 圖18 飛機飛行高度變化曲線圖19 飛機俯仰姿態(tài)變化曲線

圖20 飛機滾轉(zhuǎn)姿態(tài)變化曲線

圖20表明,飛機在120～250 s間出現(xiàn)大幅滾轉(zhuǎn),滾轉(zhuǎn)角有2個波谷,第一個波谷出現(xiàn)在飛機進入圓弧段時需要快速調(diào)整航向?qū)崿F(xiàn)圓弧跟隨;第二個波谷出現(xiàn)在飛機被FLS波束水平截獲后,飛機快速調(diào)整航向至與FLS波束航向一致;由于120至250 s間的大幅滾轉(zhuǎn),且飛機橫縱向存在耦合,俯仰姿態(tài)出現(xiàn)波動。

飛機在最后進近段相對于FLS波束的偏差變化過程如圖21至26所示。

圖21 最后進近段水平距離 圖22 最后進近段水平角度圖23 最后進近段水平偏差變化曲線 偏差變化曲線DDM變化曲線

圖24 最后進近段垂直距離 圖25 最后進近段垂直角度圖26 最后進近段垂直偏差變化曲線偏差變化曲線 DDM變化曲線

仿真結(jié)果表明:按本文提出的波束偏差和引導(dǎo)指令計算算法執(zhí)行FLS進近,能夠達到高精度的引導(dǎo)效果。水平角度偏差保持在±0.1°以內(nèi),垂直角度偏差穩(wěn)定在±0.05°范圍內(nèi)?？刂埔龑?dǎo)效果能夠滿足《GJB 2191-1994有人駕駛飛機飛行控制系統(tǒng)通用規(guī)范》[9]中對進近引導(dǎo)的要求。

6 結(jié) 論

本文在分析FLS高級進近引導(dǎo)流程的基礎(chǔ)上,對FLS虛擬波束生成、波束偏差和引導(dǎo)指令計算2個關(guān)鍵問題進行了研究,提出了基于導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫信息的FLS虛擬波束生成算法和基于空間幾何關(guān)系的FLS波束偏差和引導(dǎo)指令計算算法;利用計算得到的偏差信息,同時引入角度偏差和距離偏差設(shè)計引導(dǎo)律,實現(xiàn)了FLS高級進近引導(dǎo),為完善大飛機飛行管理功能和實現(xiàn)大型客機航電系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)國產(chǎn)化提供了算法支撐。