李寧寧，馮一鳴，陳海洋

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089）

引言

某型機(jī)在進(jìn)入進(jìn)近段開始著陸時(shí)，一般按固定的下滑角下滑。理論上，飛機(jī)應(yīng)一直處于這個(gè)下滑坡道上，但實(shí)際飛行中，由于飛機(jī)的操縱性能和各種環(huán)境干擾因素的存在，飛機(jī)會(huì)偏離理論坡度[1-2]，需要時(shí)刻修正飛機(jī)狀態(tài)，將機(jī)頭對(duì)準(zhǔn)著陸跑道的中心線并保持飛機(jī)在下滑坡道內(nèi)。由于著陸平臺(tái)運(yùn)動(dòng)的存在，不僅增大了某型機(jī)精確保持下滑軌跡的難度，而且會(huì)引起較大的著陸偏差，極易導(dǎo)致著陸失敗[3]。為此，必須實(shí)時(shí)給出飛機(jī)相對(duì)于理想著陸點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)軌跡，輔助指揮員進(jìn)行著陸指揮工作。

為了獲取某型機(jī)飛行下滑過程中飛機(jī)掠過著陸平臺(tái)尾部時(shí)刻，飛機(jī)相對(duì)著陸面的運(yùn)動(dòng)軌跡，本文以指揮員為研究基準(zhǔn)，以某型機(jī)安全著陸為目的，通過研究飛機(jī)相對(duì)著陸面的運(yùn)動(dòng)信息，為指揮員決策提供實(shí)時(shí)的量化數(shù)據(jù)以及直觀的視覺引導(dǎo)數(shù)據(jù)，有效協(xié)助指揮員進(jìn)行某型機(jī)輔助著陸指揮工作。

1 測(cè)量系統(tǒng)

目前應(yīng)用于試飛訓(xùn)練的傳輸模式是采用PCM 遙測(cè)，該模式下N架飛機(jī)需要消耗2N個(gè)頻點(diǎn)的遙測(cè)站，且其只能提供未差分的定位信息，精度無(wú)法滿足訓(xùn)練需求。本文采用無(wú)線網(wǎng)絡(luò)電臺(tái)搭建的無(wú)線鏈路[4]，多機(jī)之間的機(jī)載網(wǎng)絡(luò)電臺(tái)組合成一個(gè)自組織、自修復(fù)的無(wú)線網(wǎng)絡(luò)[5]。這個(gè)網(wǎng)狀網(wǎng)內(nèi)部節(jié)點(diǎn)可在同一頻率上交換數(shù)據(jù)，簡(jiǎn)化了頻率管理，大大提高了資源的利用率。如圖1 所示，通過在多架飛機(jī)[6]與著陸平臺(tái)的相應(yīng)位置均設(shè)立北斗/GPS定位采集器以及網(wǎng)絡(luò)電臺(tái)，采用GPS 動(dòng)動(dòng)差分技術(shù)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)與著陸平臺(tái)的實(shí)時(shí)相對(duì)定位[7]，通過無(wú)線鏈路將差分?jǐn)?shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時(shí)下傳，并在著陸平臺(tái)中心控制站實(shí)現(xiàn)多源數(shù)據(jù)融合、異步采樣時(shí)間統(tǒng)一，最終完成進(jìn)近段二維相對(duì)位置的實(shí)時(shí)解算。圖1 所示為進(jìn)近段二維相對(duì)姿態(tài)的實(shí)時(shí)測(cè)量硬件平臺(tái)系統(tǒng)。

圖1 硬件平臺(tái)測(cè)量系統(tǒng)Fig.1 Hardware platform measurement system

著陸平臺(tái)的姿態(tài)信息通過轉(zhuǎn)發(fā)工作站輸入網(wǎng)絡(luò)傳輸系統(tǒng)，同時(shí)機(jī)載動(dòng)動(dòng)差分后的數(shù)據(jù)信息通過無(wú)線網(wǎng)絡(luò)鏈路接入網(wǎng)絡(luò)傳輸系統(tǒng)，綜合數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)解析網(wǎng)絡(luò)傳輸系統(tǒng)的數(shù)據(jù)并對(duì)著陸平臺(tái)的姿態(tài)信息、動(dòng)動(dòng)差分信息進(jìn)行異源數(shù)據(jù)融合，并實(shí)時(shí)進(jìn)行相對(duì)位置的解算。

該系統(tǒng)突破了某型機(jī)著陸過程多角化實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)動(dòng)態(tài)關(guān)聯(lián)與輔助引導(dǎo)技術(shù)。采用新型可配置顯示組件設(shè)計(jì)技術(shù)，智能識(shí)別進(jìn)入下滑道的飛機(jī)，將關(guān)聯(lián)的所有信息，以多元化、多視角展示手段，動(dòng)態(tài)顯示飛機(jī)進(jìn)近段飛行過程，同步顯示視景圖、顯控視頻、水平著陸曲線、垂直著陸曲線以及告警信息，實(shí)時(shí)解算飛機(jī)著陸指揮關(guān)鍵信息，采用RGB 三原色實(shí)現(xiàn)相對(duì)姿態(tài)信息的引導(dǎo)顯示，為指揮員提供可視化的著陸量化分析手段。

1.1 動(dòng)動(dòng)差分相對(duì)定位

本文采用寬帶無(wú)線鏈路和改進(jìn)的載波相位差分算法，實(shí)現(xiàn)動(dòng)動(dòng)目標(biāo)間高速率、高精度的實(shí)時(shí)動(dòng)動(dòng)差分?jǐn)?shù)據(jù)[8]，獲取直通坐標(biāo)系下飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)軌跡。

動(dòng)動(dòng)差分相對(duì)定位方法[9]得到的基站和移動(dòng)站位置，其相對(duì)位置精度[10]由載波相位差分定位決定，而雙頻載波相位差分精度可達(dá)cm 級(jí)，如圖2所示。圖2（a）是某一方向?qū)崟r(shí)差分與事后差分的對(duì)比圖；圖2（b）為兩種方式的誤差結(jié)果，從圖2 中可以看出事后差分與實(shí)時(shí)差分結(jié)果相當(dāng)，其差分精度均在cm 級(jí)。

圖2 實(shí)時(shí)差分與事后差分對(duì)比（橫向時(shí)間/s，縱向距離/m）Fig.2 Real-time differential and post-mortem differential comparison

1.2 異源數(shù)據(jù)融合處理

1.2.1 時(shí)域統(tǒng)一

由于著陸平臺(tái)姿態(tài)數(shù)據(jù)的頻率1 Hz 低于無(wú)線網(wǎng)絡(luò)下傳的飛機(jī)姿態(tài)數(shù)據(jù)頻率25 Hz，因此本文采用外推內(nèi)插法提升著陸平臺(tái)姿態(tài)數(shù)據(jù)的頻率，實(shí)現(xiàn)異源數(shù)據(jù)融合的第一步。同時(shí)無(wú)線電下傳的機(jī)載數(shù)據(jù)受電磁環(huán)境以及傳播路徑的影響，測(cè)量數(shù)據(jù)會(huì)出現(xiàn)一些偏離正常值的結(jié)果。本文采用低階多項(xiàng)式滑動(dòng)擬合算法[11]，對(duì)飛機(jī)目標(biāo)與著陸平臺(tái)GPS/北斗差分站的實(shí)時(shí)相對(duì)差分結(jié)果進(jìn)行野值剔除，有效避免了異常值的影像而將正常值誤判為異常值。

1.2.2 多空域三維坐標(biāo)歸一

飛機(jī)著陸中心線與著陸平臺(tái)存在一個(gè)A0左右的夾角。由于飛機(jī)在進(jìn)近段著陸過程中機(jī)頭需始終對(duì)準(zhǔn)中心線，因此飛機(jī)的進(jìn)近方向與著陸平臺(tái)的行進(jìn)方向之間也存在A0左右的夾角。這導(dǎo)致相對(duì)于駕駛員而言，飛機(jī)的著陸跑道是在不斷向右前方運(yùn)動(dòng)的。因此，駕駛員需要不斷修正飛機(jī)下滑軌跡才能保證飛機(jī)安全準(zhǔn)確地著陸。為保證著陸安全，實(shí)際著陸點(diǎn)必須在理想著陸點(diǎn)附近的一定范圍內(nèi)。實(shí)際著陸點(diǎn)與理想著陸點(diǎn)之間的位置關(guān)系即為本文測(cè)量的進(jìn)近段相對(duì)姿態(tài)。

著陸平臺(tái)的姿態(tài)數(shù)據(jù)[12]是在直通坐標(biāo)系下給出的，該坐標(biāo)系的原點(diǎn)為理想著陸點(diǎn)，X軸與著陸平臺(tái)中心重合，Y軸在水平面內(nèi)與X軸垂直，Z軸垂直與水平面，符合右手規(guī)則。設(shè)著陸平臺(tái)的姿態(tài)數(shù)據(jù)分別為βθγ。

以理想著陸點(diǎn)為原點(diǎn)[13]，建立著陸坐標(biāo)系，著陸平臺(tái)上的GPS/北斗差分站天線在著陸坐標(biāo)系下的坐標(biāo)為（ΔXΔYΔZ）。

首先計(jì)算著陸坐標(biāo)系下飛機(jī)的軌跡，設(shè)飛機(jī)目標(biāo)與著陸平臺(tái)上的GPS/北斗差分站的實(shí)時(shí)相對(duì)差分結(jié)果為XjYjZj，則機(jī)載GPS/北斗在著陸坐標(biāo)系中的XYZ為

式中： ΔXΔYΔZ為著陸平臺(tái)上的GPS/北斗差分站在著陸坐標(biāo)系下的坐標(biāo)；A0為飛機(jī)著陸中心線與著陸平臺(tái)中心線的夾角。

然后基于著陸平臺(tái)及其姿態(tài)解算飛機(jī)尾部某固定點(diǎn)軌跡XgYgZg，有

式中：a=F_F-S_F+A0；S_F為著陸平臺(tái)的航向角；F_F為飛機(jī)的航向角；b為飛機(jī)的橫滾角；r為飛機(jī)的仰角；GPS_X、GPS_Y、GPS_Z分別為機(jī)體坐標(biāo)系下飛機(jī)尾部某固定點(diǎn)相對(duì)機(jī)載GPS 天線在3 個(gè)方向的位移；XgYgZg即為飛機(jī)尾部某固定點(diǎn)相對(duì)于理想著陸點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)軌跡[14]。

2 應(yīng)用效果

本文研究的進(jìn)近段高精度相對(duì)姿態(tài)實(shí)時(shí)測(cè)量技術(shù)目前已經(jīng)應(yīng)用于某型機(jī)的試飛訓(xùn)練過程中。其相對(duì)定位精度達(dá)到6 cm 以上，空中速度精度優(yōu)于0.1 m/s，作用距離不小于80 km，空地?cái)?shù)據(jù)傳輸延遲不大于50 ms。其形成的輔助指揮顯示系統(tǒng)[15]安裝在塔臺(tái)，為塔臺(tái)指揮員提供數(shù)據(jù)支撐。圖3 所示為輔助顯示系統(tǒng)平面圖。包括飛機(jī)進(jìn)近段飛機(jī)某固定點(diǎn)相對(duì)于著陸平臺(tái)理想著陸點(diǎn)的實(shí)時(shí)水平、垂直相對(duì)位置曲線圖、飛機(jī)著陸視景圖以及飛機(jī)顯控畫面。圖中當(dāng)網(wǎng)絡(luò)上沒有接收到數(shù)據(jù)時(shí)顯示4°下滑線和0.17°范圍線。

當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入下滑道時(shí)，水平、高度偏差軌跡模塊會(huì)顯示出飛機(jī)的水平、高度偏差軌跡以及飛機(jī)著陸視景圖、飛機(jī)顯控畫面。飛機(jī)過著陸點(diǎn)后，顯示平臺(tái)會(huì)自動(dòng)停止畫面顯示，并等待下批進(jìn)入進(jìn)近段的飛機(jī)。同時(shí)在復(fù)飛決策點(diǎn)以及過著陸平臺(tái)尾部時(shí)刻預(yù)估并顯示垂直偏差數(shù)據(jù)，其中3 m～3.88 m 為偏低告警；3.88 m～4.23 m 為正常范圍；4.23 m～4.56 m 為偏高告警。

3 結(jié)論

本文研究的某型機(jī)進(jìn)近段高精度相對(duì)姿態(tài)實(shí)時(shí)測(cè)量技術(shù)，基于無(wú)線網(wǎng)絡(luò)鏈路，實(shí)現(xiàn)了動(dòng)動(dòng)差分?jǐn)?shù)據(jù)、著陸平臺(tái)姿態(tài)數(shù)據(jù)以及飛行參數(shù)的實(shí)時(shí)傳輸，通過外推內(nèi)插法實(shí)現(xiàn)了多源數(shù)據(jù)的時(shí)域統(tǒng)一，在異常值剔除的條件下，完成不同空間下三維空間坐標(biāo)的歸一化，最終在著陸平臺(tái)工作站實(shí)時(shí)進(jìn)行網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)的識(shí)別、解析與處理，獲取進(jìn)近段高精度相對(duì)姿態(tài)數(shù)據(jù)，并以單維分立曲線圖的方式進(jìn)行顯示，結(jié)合飛機(jī)顯控畫面以及飛機(jī)著陸視景圖，為指揮員決策提供實(shí)時(shí)、精確的量化數(shù)據(jù)以及直觀的視覺引導(dǎo)數(shù)據(jù)，有效協(xié)助指揮員進(jìn)行某型機(jī)輔助著陸指揮工作。

圖3 輔助指揮系統(tǒng)平面顯示Fig.3 Auxiliary command system flat display