一套基于直升機(jī)平臺(tái)的伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)飛行試驗(yàn)技術(shù)研究

王璽鑒

（中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西景德鎮(zhèn) 333001）

0.引言

最初的飛行器在天空中飛行時(shí)，需要通過(guò)目視的方法記錄各航線(xiàn)之間的建筑物、河流、山脈、鐵路、公路等標(biāo)志性的地標(biāo)來(lái)達(dá)到不迷失方向的目的，但是該方法受到的局限性很大，經(jīng)常會(huì)發(fā)生飛行器因?yàn)閬G失目標(biāo)而失去方向的情況出現(xiàn)。為此，科學(xué)家們發(fā)明了無(wú)線(xiàn)電導(dǎo)航臺(tái)，讓飛行器從目視飛行跨越到了儀表飛行。

1920—1930 年，第一代的無(wú)線(xiàn)電導(dǎo)航臺(tái)NDB 臺(tái)被廣泛應(yīng)用于飛行器的飛行過(guò)程中，NDB 臺(tái)又稱(chēng)歸航臺(tái)，是一種與機(jī)載ADF 接收機(jī)相配合的地面導(dǎo)航臺(tái)。NDB 全稱(chēng)是無(wú)指向性無(wú)線(xiàn)電信標(biāo)，是設(shè)置在地面上的通訊裝置，可以使用190kHz ～1750kHz 帶，配合機(jī)載ADF 接收機(jī)可以用來(lái)顯示機(jī)首與地面上的角度。但是，由于NDB 導(dǎo)航方式的自身限制，容易受到地形地貌的影響，會(huì)發(fā)生較大誤差，精度不夠準(zhǔn)確[1]，并且傳播距離相對(duì)較短且無(wú)法判斷距離，因此隨之發(fā)展了新的導(dǎo)航技術(shù)VOR 導(dǎo)航臺(tái)。VOR 臺(tái)全稱(chēng)甚高頻全向信標(biāo)臺(tái)，是利用測(cè)角原理工作的近程無(wú)線(xiàn)電導(dǎo)航系統(tǒng)。VOR 臺(tái)工作頻率為108MHz ～118MHz 的甚高頻段，會(huì)向機(jī)上發(fā)射兩種信號(hào)：一種是相位固定的基準(zhǔn)信號(hào)，另一種是信號(hào)的相位隨著圍繞信標(biāo)臺(tái)的圓周角度連續(xù)變化，因此，各個(gè)角度發(fā)射不同的相位的信號(hào)[2]。飛行器上的VOR 接收機(jī)通過(guò)計(jì)算接收到的兩個(gè)不同相位的信號(hào)，即可得出飛行器所處的信標(biāo)臺(tái)的發(fā)射角度，從而得知自身的方位信息。同樣，當(dāng)只有一臺(tái)VOR 臺(tái)時(shí)，只能得出飛行器的方位信息，不能提供距離信息。理論是兩套VOR系統(tǒng)就可以確定飛行器的位置信息，達(dá)到既能判斷方位又能知道距離的目的，但是由于VOR 系統(tǒng)的遠(yuǎn)距離方位誤差較大，因此需要配合DME 測(cè)距機(jī)使用。DME 測(cè)距機(jī)是一種非自主的脈沖式近程測(cè)距導(dǎo)航系統(tǒng)，通過(guò)測(cè)量無(wú)線(xiàn)電波在空間中的傳播時(shí)間來(lái)獲取距離信息[3]。當(dāng)飛行器距離著陸機(jī)場(chǎng)比較近時(shí)，使用ILS 儀表著陸系統(tǒng)可以使飛行器在低天氣標(biāo)準(zhǔn)或者飛行員看不到任何目視參考的天氣下進(jìn)行引導(dǎo)飛行器進(jìn)場(chǎng)著陸。ILS 儀表著陸系統(tǒng)又稱(chēng)為盲降系統(tǒng)，顧名思義其作用是在飛行員無(wú)法肉眼看清跑道的情況下操縱飛行器降落[4]。

1.一套直升機(jī)伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)試飛

1.1 伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)的組成和工作原理

本文介紹的一套伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)由VOR 臺(tái)、DME 臺(tái)和ILS 儀表著陸系統(tǒng)組成，主要用于直升機(jī)的航路導(dǎo)航及進(jìn)場(chǎng)著陸引導(dǎo)，使其具備儀表著陸系統(tǒng)（ILS）功能、伏爾（VOR）功能、指點(diǎn)信標(biāo)功能。

甚高頻全向信標(biāo)（VHF Omini-Range）是一種由地面信標(biāo)臺(tái)和機(jī)載接收指示設(shè)備兩部分組成的相位測(cè)角系統(tǒng)，該系統(tǒng)能夠作用的最大距離為200 海里，優(yōu)于1.4°測(cè)角精度。VOR 地面臺(tái)雖然能全方位發(fā)射指點(diǎn)信標(biāo)，但是存在天線(xiàn)正上方的盲區(qū)，因此，在飛行經(jīng)過(guò)地面信標(biāo)臺(tái)的正上方時(shí)會(huì)出現(xiàn)短暫的指點(diǎn)信標(biāo)信號(hào)丟失的現(xiàn)象。甚高頻全向信標(biāo)簡(jiǎn)稱(chēng)為VOR，其工作頻率為108MHz ～118MHz，VOR 系統(tǒng)的工作示意圖如圖1 所示[5]。

圖1 VOR系統(tǒng)工作原理圖

DME 導(dǎo)航臺(tái)是一種非自主的脈沖式近程測(cè)距導(dǎo)航系統(tǒng)，其覆蓋范圍在200 海里以上。DME 導(dǎo)航臺(tái)通過(guò)測(cè)量無(wú)線(xiàn)電波在空間的傳播時(shí)間來(lái)獲取距離信息，由機(jī)載詢(xún)問(wèn)器和地面臺(tái)兩部分組成，機(jī)上設(shè)備發(fā)射詢(xún)問(wèn)脈沖，被地面臺(tái)接收，經(jīng)過(guò)固定時(shí)間的延時(shí)，地面臺(tái)向機(jī)上詢(xún)問(wèn)器發(fā)射信號(hào)，機(jī)上設(shè)備收到應(yīng)答信號(hào)后可通過(guò)發(fā)射和應(yīng)答信號(hào)之間的時(shí)間間隔計(jì)算詢(xún)問(wèn)器和應(yīng)答器之間的距離，即為飛行器距離地面臺(tái)的距離。具體工作原理如圖2 所示。

圖2 DME系統(tǒng)工作原理圖

ILS 儀表著陸系統(tǒng)經(jīng)過(guò)近60 年的發(fā)展和完善，已然成為全世界通用的著陸設(shè)備。ILS 儀表著陸系統(tǒng)由航向臺(tái)、下滑臺(tái)和指點(diǎn)信標(biāo)臺(tái)3 部分組成，其中指點(diǎn)信標(biāo)臺(tái)又分為內(nèi)指點(diǎn)信標(biāo)、中指點(diǎn)信標(biāo)、外指點(diǎn)信標(biāo)3 種信標(biāo)臺(tái)。航向臺(tái)安裝在距離跑道末端500m 的跑道中心延長(zhǎng)線(xiàn)上，與跑道中心組成一個(gè)鉛垂面。下滑臺(tái)安裝在距離跑道中心150m的跑道一側(cè)，與跑道平面組成一個(gè)3°左右的相交傾斜面，得出符合要求的下滑線(xiàn)[6]。內(nèi)指定信標(biāo)臺(tái)安裝在距離跑道入口75m ～300m 處且垂直跑道延長(zhǎng)線(xiàn)方向偏離不超過(guò)30m，中指點(diǎn)信標(biāo)臺(tái)安裝在距離跑道入口900m ～1200m處且垂直跑道延長(zhǎng)線(xiàn)方向偏離不超過(guò)70m，外指點(diǎn)信標(biāo)臺(tái)安裝在距離跑道入口6.5km ～11.1km 處且垂直跑道延長(zhǎng)線(xiàn)方向偏離不超過(guò)70m[7]。

1.2 一套基于直升機(jī)平臺(tái)的伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)試飛

1.2.1 試飛前的準(zhǔn)備工作

試飛前需進(jìn)行對(duì)直升機(jī)上新增的儀表著陸系統(tǒng)（ILS）、甚高頻全向信標(biāo)（VOR）、近程測(cè)距導(dǎo)航系統(tǒng)（DME）進(jìn)行改裝可行性分析、重量重心影響分析、電源容量分析、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析、電磁兼容分析和六性分析等工作，使新增加的伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求，能夠達(dá)到預(yù)定的功能且不影響原直升機(jī)平臺(tái)。在試飛前需要對(duì)伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)進(jìn)行航電系統(tǒng)地面聯(lián)試和電磁兼容性試驗(yàn)，確保各系統(tǒng)工作正常，與之相交聯(lián)的其他系統(tǒng)工作也正常，不會(huì)對(duì)直升機(jī)上其他平臺(tái)進(jìn)行干擾。對(duì)試飛的機(jī)場(chǎng)的選取也很重要，對(duì)于進(jìn)行伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)試飛的機(jī)場(chǎng)需要滿(mǎn)足以下條件。

（1）告警系統(tǒng)的地形數(shù)據(jù)庫(kù)中含有試驗(yàn)機(jī)場(chǎng)的地形信息，導(dǎo)航系統(tǒng)的數(shù)據(jù)庫(kù)中包含導(dǎo)航信息；（2）試驗(yàn)機(jī)場(chǎng)含有需要配合試驗(yàn)使用的指點(diǎn)信標(biāo)臺(tái)、航向臺(tái)、下滑臺(tái)、VOR臺(tái)和DME 臺(tái)等設(shè)備需經(jīng)過(guò)民航部門(mén)的校驗(yàn)合格。

1.2.2 試飛內(nèi)容

設(shè)置的試飛科目需要考慮某型直升機(jī)新增伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與使用需求和試驗(yàn)機(jī)場(chǎng)的實(shí)際情況，驗(yàn)證伏爾導(dǎo)航設(shè)備裝機(jī)后的裝機(jī)適應(yīng)性，驗(yàn)證VOR 設(shè)備的作用距離、信號(hào)全角度覆蓋性、指針?lè)较驕?zhǔn)確性，驗(yàn)證DME 測(cè)距機(jī)穿越、進(jìn)場(chǎng)、爬升、遠(yuǎn)距離收訊、最大作用距離等功能是否滿(mǎn)足設(shè)計(jì)和使用需求，驗(yàn)證儀表著陸系統(tǒng)的指示正確性?？紤]上述因素，設(shè)置的試飛內(nèi)容包括：裝機(jī)適應(yīng)性試飛、甚高頻全向信標(biāo)試飛、近程測(cè)距導(dǎo)航系統(tǒng)試飛、儀表著陸系統(tǒng)試飛等。

（1）裝機(jī)適應(yīng)性試飛。通過(guò)直升機(jī)懸停、近地面機(jī)動(dòng)、起落航行飛行、空域飛行等飛行姿態(tài)，驗(yàn)證直升機(jī)新增伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)的設(shè)備安裝是否牢固、對(duì)機(jī)上平臺(tái)是否具有電磁干擾、設(shè)備的工作是否正常等。

（2）甚高頻全向信標(biāo)試飛。VOR 作用距離：直升機(jī)以氣壓高度2000m，指示空速180km/h 沿試驗(yàn)機(jī)場(chǎng)的跑道方向背臺(tái)飛行至距離VOR 臺(tái)最大作用距離的位置，飛行過(guò)程中檢查VOR 指針和數(shù)據(jù)是否出現(xiàn)丟失情況；飛過(guò)最大作用距離后再沿航線(xiàn)向臺(tái)飛行，飛行過(guò)程中檢查VOR 指針和數(shù)據(jù)是否出現(xiàn)丟失情況。

1）VOR 圓?。褐鄙龣C(jī)以氣壓高度2000m，試驗(yàn)機(jī)場(chǎng)為中心，半徑為10km，分別以順時(shí)針和逆時(shí)針各盤(pán)旋飛行一周，檢查VOR 臺(tái)的指針和數(shù)據(jù)是否出現(xiàn)丟失現(xiàn)象。2）VOR引導(dǎo)著陸：直升機(jī)飛行至距離試驗(yàn)機(jī)場(chǎng)20km 處，氣壓高度1000m，按VOR 引導(dǎo)方式進(jìn)行著陸引導(dǎo)，按照VOR 引導(dǎo)方式操縱直升機(jī)，將直升機(jī)引導(dǎo)至試驗(yàn)機(jī)場(chǎng)跑道上空；沿著跑道繼續(xù)前飛，檢查VOR 引導(dǎo)的“向臺(tái)-背臺(tái)”能正確改變指向。

（3）近程測(cè)距導(dǎo)航系統(tǒng)試飛。DME 爬升和最大作用距離：直升機(jī)距DME 地面臺(tái)20km，離地高度600m，指示空速180km/h 向臺(tái)飛行，飛過(guò)DME 地面臺(tái)10km ～20km后，以氣壓高度2100m 平飛，期間航向保持背臺(tái)徑向航向，直升機(jī)飛至距離DME 地面臺(tái)最大作用距離，飛行至測(cè)距器信號(hào)丟失，記錄最大距離。

1）DME 遠(yuǎn)距離收訊：直升機(jī)距DME 地面臺(tái)背臺(tái)飛行，氣壓高度2100m，指示空速180km/h，至距DME地面臺(tái)最大作用距離時(shí)，以坡度8°～10°向右360°轉(zhuǎn)彎，觀察期間測(cè)距器信號(hào)丟失情況；回到徑向航向至距DME地面臺(tái)最大作用距離時(shí)以坡度8°～10°向左360°轉(zhuǎn)彎，觀察期間測(cè)距機(jī)信號(hào)丟失情況。2）DME 穿越和進(jìn)場(chǎng)：直升機(jī)距DME 地面臺(tái)20km 朝向DME 地面臺(tái)飛行，氣壓高度2100m，指示空速180km/h,至距DME 地面臺(tái)15km 時(shí)，以8m/s 的下降速度下降至氣壓高度1500m，距DME 地面臺(tái)10km ～12km，觀察直升機(jī)下降期間測(cè)距機(jī)信號(hào)不得丟失；直升機(jī)距DME 地面臺(tái)20km，朝DME 地面臺(tái)進(jìn)場(chǎng)著陸飛行，期間觀察測(cè)距機(jī)信號(hào)不得丟失（過(guò)臺(tái)除外）。

（4）儀表著陸系統(tǒng)試飛。在直升機(jī)上設(shè)置試驗(yàn)機(jī)場(chǎng)的ILS 臺(tái)工作頻率，直升機(jī)飛至距跑道入口25km 左右，氣壓高度1300m，截獲航向信號(hào)后，按進(jìn)場(chǎng)著陸引導(dǎo)畫(huà)面航跡偏離指示航向指引，繼續(xù)進(jìn)場(chǎng)，直至截獲下滑信號(hào)，然后按進(jìn)場(chǎng)著陸引導(dǎo)畫(huà)面航向下滑偏離指示航向指引直升機(jī)下滑（下滑角約為3°），引導(dǎo)直升機(jī)著陸到試驗(yàn)機(jī)場(chǎng)；著陸后再次起飛，向左拉起轉(zhuǎn)回至進(jìn)場(chǎng)方向離跑道入口18km 處，氣壓高度900m，再次引導(dǎo)進(jìn)場(chǎng)，下滑至離地高度60m 決斷高度，再向右拉起轉(zhuǎn)回至進(jìn)場(chǎng)方向離跑道入口18km 處，氣壓高度900m，再次引導(dǎo)著陸，檢查航向?qū)挾燃捌较蛑甘镜恼_性；直升機(jī)再次起飛到進(jìn)場(chǎng)方向距跑道入口18km 處，離地高度400m，以航跡偏離指示航向指引，保持離地400m 高度平飛通過(guò)跑道入口，檢查下滑道寬度及上下偏航指示的正確性，飛行示意圖如圖3 所示。

圖3 ILS引導(dǎo)著陸示意圖

1.3 數(shù)據(jù)誤差分析

VOR 導(dǎo)致的誤差標(biāo)準(zhǔn)差的基本表達(dá)式為下式（1），式中L 為直升機(jī)到VOR 地面臺(tái)的距離，GS error 為地面臺(tái)的誤差，Airborne error 為包括接收機(jī)噪聲在內(nèi)的機(jī)載誤差的標(biāo)準(zhǔn)差。

將VOR 地面臺(tái)提供的徑向信號(hào)的高斯誤差設(shè)定為平均值為0、標(biāo)準(zhǔn)差為7°，機(jī)載接收機(jī)的標(biāo)準(zhǔn)偏差精度為1°，可以推導(dǎo)出式（2）。

DME 導(dǎo)致的誤差標(biāo)準(zhǔn)差的基本表達(dá)式為下式（3），式中，K為常值系數(shù)，D為直升機(jī)到DME 地面臺(tái)的距離，GSerror為地面臺(tái)的誤差，Airerror為空中誤差。

依據(jù)航空無(wú)線(xiàn)電技術(shù)委員會(huì)的《區(qū)域?qū)Ш剿枰獙?dǎo)航性能最低航空系統(tǒng)性能標(biāo)準(zhǔn)》，對(duì)于1989 年1 月1 日以后的DME 系統(tǒng)的誤差小于0.2 海里（95%），因此可以得出[8]

以VOR/DME方式下定位標(biāo)準(zhǔn)差長(zhǎng)軸1σ 的計(jì)算表達(dá)式為

實(shí)際導(dǎo)航性能(ANP)的公式為

其中，轉(zhuǎn)換因子k與1σ誤差橢圓的長(zhǎng)短軸半徑的比例有關(guān)，k的值最終趨近于1.9625，通過(guò)上式，以直升機(jī)估計(jì)位置為原點(diǎn)可以得出1σ誤差橢圓，以及95%等概率誤差圓和所需任務(wù)性能RNP的值為半徑的圓，如圖4 所示。若95%等概率誤差圓落入RNP值的半徑圓內(nèi)，則導(dǎo)航系統(tǒng)的ANP＜RNP滿(mǎn)足要求，否則不滿(mǎn)足要求。

圖4 ANP誤差圖

1.4 試飛結(jié)果

通過(guò)對(duì)某型機(jī)新增的伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)進(jìn)行試飛驗(yàn)證，通過(guò)查看飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)和視頻記錄儀及試飛員評(píng)述可以得出以下結(jié)論。

（1）通過(guò)直升機(jī)的裝機(jī)適應(yīng)性飛行驗(yàn)證了伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)工作正常、安裝牢固、與機(jī)上其他設(shè)備不存在電磁干擾現(xiàn)象；（2）通過(guò)直升機(jī)的甚高頻全向信標(biāo)飛行驗(yàn)證了直升機(jī)平臺(tái)上的VOR 臺(tái)的作用距離、圓弧飛行、引導(dǎo)著陸等功能正常，滿(mǎn)足設(shè)計(jì)和使用要求；（3）通過(guò)直升機(jī)的近程測(cè)距導(dǎo)航系統(tǒng)飛行驗(yàn)證了直升機(jī)平臺(tái)上的MED 臺(tái)的爬升、穿越、進(jìn)場(chǎng)、遠(yuǎn)距離收訊、最大作用距離等功能正常，滿(mǎn)足設(shè)計(jì)和使用要求；（4）通過(guò)直升機(jī)的儀表著陸系統(tǒng)飛行驗(yàn)證了直升機(jī)平臺(tái)上的ILS 臺(tái)的引導(dǎo)著陸功能正常，滿(mǎn)足設(shè)計(jì)和使用要求。

2.結(jié)論

本文簡(jiǎn)要介紹了飛行器的導(dǎo)航臺(tái)發(fā)展歷程，具體介紹了一套直升機(jī)上裝載的伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)的組成、工作方式和原理，說(shuō)明了改型機(jī)的伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)的試飛前的準(zhǔn)備工作和試飛內(nèi)容，根據(jù)試飛結(jié)果和數(shù)據(jù)誤差分析情況得出相應(yīng)的試飛結(jié)論，為后續(xù)的其他飛行器的伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)飛行試驗(yàn)提供參考。

在驗(yàn)證伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)的試飛項(xiàng)目時(shí)，應(yīng)按照實(shí)際的使用需求設(shè)置試飛科目，兼顧試飛工作的效率和試飛完成的質(zhì)量，對(duì)于試飛結(jié)果的判斷要全面考慮飛行參數(shù)系統(tǒng)記錄的數(shù)據(jù)、視頻記錄儀記錄的畫(huà)面和試飛員的評(píng)述意見(jiàn)。該試飛科目為航電設(shè)備試飛科目，風(fēng)險(xiǎn)性不高，但是試飛過(guò)程中需要排除各種干擾因素，防止對(duì)飛行結(jié)果產(chǎn)生干擾，導(dǎo)致飛行數(shù)據(jù)準(zhǔn)確性降低。