王璽鑒

（中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西景德鎮(zhèn) 333001）

0.引言

最初的飛行器在天空中飛行時，需要通過目視的方法記錄各航線之間的建筑物、河流、山脈、鐵路、公路等標(biāo)志性的地標(biāo)來達(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)常會發(fā)生飛行器因為丟失目標(biāo)而失去方向的情況出現(xiàn)。為此，科學(xué)家們發(fā)明了無線電導(dǎo)航臺，讓飛行器從目視飛行跨越到了儀表飛行。

1920—1930 年，第一代的無線電導(dǎo)航臺NDB 臺被廣泛應(yīng)用于飛行器的飛行過程中，NDB 臺又稱歸航臺，是一種與機(jī)載ADF 接收機(jī)相配合的地面導(dǎo)航臺。NDB 全稱是無指向性無線電信標(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，會發(fā)生較大誤差，精度不夠準(zhǔn)確[1]，并且傳播距離相對較短且無法判斷距離，因此隨之發(fā)展了新的導(dǎo)航技術(shù)VOR 導(dǎo)航臺。VOR 臺全稱甚高頻全向信標(biāo)臺，是利用測角原理工作的近程無線電導(dǎo)航系統(tǒng)。VOR 臺工作頻率為108MHz ～118MHz 的甚高頻段，會向機(jī)上發(fā)射兩種信號：一種是相位固定的基準(zhǔn)信號，另一種是信號的相位隨著圍繞信標(biāo)臺的圓周角度連續(xù)變化，因此，各個角度發(fā)射不同的相位的信號[2]。飛行器上的VOR 接收機(jī)通過計算接收到的兩個不同相位的信號，即可得出飛行器所處的信標(biāo)臺的發(fā)射角度，從而得知自身的方位信息。同樣，當(dāng)只有一臺VOR 臺時，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 測距機(jī)使用。DME 測距機(jī)是一種非自主的脈沖式近程測距導(dǎo)航系統(tǒng)，通過測量無線電波在空間中的傳播時間來獲取距離信息[3]。當(dāng)飛行器距離著陸機(jī)場比較近時，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)場著陸。ILS 儀表著陸系統(tǒng)又稱為盲降系統(tǒng)，顧名思義其作用是在飛行員無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、DME 臺和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)臺和機(jī)載接收指示設(shè)備兩部分組成的相位測角系統(tǒng)，該系統(tǒng)能夠作用的最大距離為200 海里，優(yōu)于1.4°測角精度。VOR 地面臺雖然能全方位發(fā)射指點信標(biāo)，但是存在天線正上方的盲區(qū)，因此，在飛行經(jīng)過地面信標(biāo)臺的正上方時會出現(xiàn)短暫的指點信標(biāo)信號丟失的現(xiàn)象。甚高頻全向信標(biāo)簡稱為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)航臺是一種非自主的脈沖式近程測距導(dǎo)航系統(tǒng)，其覆蓋范圍在200 海里以上。DME 導(dǎo)航臺通過測量無線電波在空間的傳播時間來獲取距離信息，由機(jī)載詢問器和地面臺兩部分組成，機(jī)上設(shè)備發(fā)射詢問脈沖，被地面臺接收，經(jīng)過固定時間的延時，地面臺向機(jī)上詢問器發(fā)射信號，機(jī)上設(shè)備收到應(yīng)答信號后可通過發(fā)射和應(yīng)答信號之間的時間間隔計算詢問器和應(yīng)答器之間的距離，即為飛行器距離地面臺的距離。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、下滑臺和指點信標(biāo)臺3 部分組成，其中指點信標(biāo)臺又分為內(nèi)指點信標(biāo)、中指點信標(biāo)、外指點信標(biāo)3 種信標(biāo)臺。航向臺安裝在距離跑道末端500m 的跑道中心延長線上，與跑道中心組成一個鉛垂面。下滑臺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3°左右的相交傾斜面，得出符合要求的下滑線[6]。內(nèi)指定信標(biāo)臺安裝在距離跑道入口75m ～300m 處且垂直跑道延長線方向偏離不超過30m，中指點信標(biāo)臺安裝在距離跑道入口900m ～1200m處且垂直跑道延長線方向偏離不超過70m，外指點信標(biāo)臺安裝在距離跑道入口6.5km ～11.1km 處且垂直跑道延長線方向偏離不超過70m[7]。

1.2 一套基于直升機(jī)平臺的伏爾導(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)滿足設(shè)計要求，能夠達(dá)到預(yù)定的功能且不影響原直升機(jī)平臺。在試飛前需要對伏爾導(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，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，不會對直升機(jī)上其他平臺進(jìn)行干擾。對試飛的機(jī)場的選取也很重要，對于進(jìn)行伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)試飛的機(jī)場需要滿足以下條件。

（1）告警系統(tǒng)的地形數(shù)據(jù)庫中含有試驗機(jī)場的地形信息，導(dǎo)航系統(tǒng)的數(shù)據(jù)庫中包含導(dǎo)航信息；（2）試驗機(jī)場含有需要配合試驗使用的指點信標(biāo)臺、航向臺、下滑臺、VOR臺和DME 臺等設(shè)備需經(jīng)過民航部門的校驗合格。

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)計與使用需求和試驗機(jī)場的實際情況，驗證伏爾導(dǎo)航設(shè)備裝機(jī)后的裝機(jī)適應(yīng)性，驗證VOR 設(shè)備的作用距離、信號全角度覆蓋性、指針方向準(zhǔn)確性，驗證DME 測距機(jī)穿越、進(jìn)場、爬升、遠(yuǎn)距離收訊、最大作用距離等功能是否滿足設(shè)計和使用需求，驗證儀表著陸系統(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。通過直升機(jī)懸停、近地面機(jī)動、起落航行飛行、空域飛行等飛行姿態(tài)，驗證直升機(jī)新增伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)的設(shè)備安裝是否牢固、對機(jī)上平臺是否具有電磁干擾、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 沿試驗機(jī)場的跑道方向背臺飛行至距離VOR 臺最大作用距離的位置，飛行過程中檢查VOR 指針和數(shù)據(jù)是否出現(xiàn)丟失情況；飛過最大作用距離后再沿航線向臺飛行，飛行過程中檢查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，試驗機(jī)場為中心，半徑為10km，分別以順時針和逆時針各盤旋飛行一周，檢查VOR 臺的指針和數(shù)據(jù)是否出現(xiàn)丟失現(xiàn)象。2）VOR引導(dǎo)著陸：直升機(jī)飛行至距離試驗機(jī)場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)至試驗機(jī)場跑道上空；沿著跑道繼續(xù)前飛，檢查VOR 引導(dǎo)的“向臺-背臺”能正確改變指向。

（3）近程測距導(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20km，離地高度600m，指示空速180km/h 向臺飛行，飛過DME 地面臺10km ～20km后，以氣壓高度2100m 平飛，期間航向保持背臺徑向航向，直升機(jī)飛至距離DME 地面臺最大作用距離，飛行至測距器信號丟失，記錄最大距離。

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

（4）儀表著陸系統(tǒng)試飛。在直升機(jī)上設(shè)置試驗機(jī)場的ILS 臺工作頻率，直升機(jī)飛至距跑道入口25km 左右，氣壓高度1300m，截獲航向信號后，按進(jìn)場著陸引導(dǎo)畫面航跡偏離指示航向指引，繼續(xù)進(jìn)場，直至截獲下滑信號，然后按進(jìn)場著陸引導(dǎo)畫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)著陸到試驗機(jī)場；著陸后再次起飛，向左拉起轉(zhuǎn)回至進(jìn)場方向離跑道入口18km 處，氣壓高度900m，再次引導(dǎo)進(jìn)場，下滑至離地高度60m 決斷高度，再向右拉起轉(zhuǎn)回至進(jìn)場方向離跑道入口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 地面臺的距離，GS error 為地面臺的誤差，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 地面臺提供的徑向信號的高斯誤差設(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 地面臺的距離，GSerror為地面臺的誤差，Airerror為空中誤差。

依據(jù)航空無線電技術(shù)委員會的《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)差長軸1σ 的計算表達(dá)式為

實際導(dǎo)航性能(ANP)的公式為

其中，轉(zhuǎn)換因子k與1σ誤差橢圓的長短軸半徑的比例有關(guān)，k的值最終趨近于1.9625，通過上式，以直升機(jī)估計位置為原點可以得出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滿足要求，否則不滿足要求。

圖4 ANP誤差圖

1.4 試飛結(jié)果

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

（1）通過直升機(jī)的裝機(jī)適應(yīng)性飛行驗證了伏爾導(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）通過直升機(jī)的甚高頻全向信標(biāo)飛行驗證了直升機(jī)平臺上的VOR 臺的作用距離、圓弧飛行、引導(dǎo)著陸等功能正常，滿足設(shè)計和使用要求；（3）通過直升機(jī)的近程測距導(dǎo)航系統(tǒng)飛行驗證了直升機(jī)平臺上的MED 臺的爬升、穿越、進(jìn)場、遠(yuǎn)距離收訊、最大作用距離等功能正常，滿足設(shè)計和使用要求；（4）通過直升機(jī)的儀表著陸系統(tǒng)飛行驗證了直升機(jī)平臺上的ILS 臺的引導(dǎo)著陸功能正常，滿足設(shè)計和使用要求。

2.結(jié)論

本文簡要介紹了飛行器的導(dǎo)航臺發(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)飛行試驗提供參考。

在驗證伏爾導(dǎo)航系統(tǒng)的試飛項目時，應(yīng)按照實際的使用需求設(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面和試飛員的評述意見。該試飛科目為航電設(shè)備試飛科目，風(fēng)險性不高，但是試飛過程中需要排除各種干擾因素，防止對飛行結(jié)果產(chǎn)生干擾，導(dǎo)致飛行數(shù)據(jù)準(zhǔn)確性降低。