鐘倫瓏, 樊振東, 張卓軒

(中國民航大學(xué) 智能信號與圖像處理天津市重點實驗室,天津 300300)

在所有飛行階段中,進近著陸過程是最復(fù)雜和最危險的。目前,民航中引導(dǎo)飛機著陸的主要方式是儀表著陸系統(tǒng)(instrument landing system,ILS)。ILS是一種陸基無線電導(dǎo)航系統(tǒng),機載設(shè)備接收陸基電臺輻射的航向波束和下滑波束,計算出與固定下滑道的水平和垂直相對偏離,控制飛機使這種偏離為0,從而引導(dǎo)飛機沿固定下滑道進近。但ILS存在頻道少,對場地敏感度高,只能提供單一直線下滑道以及成本較高等缺陷。為克服ILS的缺點,航空業(yè)提出計算飛機絕對位置,然后與虛擬下滑道比較引導(dǎo)著陸的方法,即衛(wèi)星著陸系統(tǒng)(GBAS landing system,GLS)方式。GLS是一種基于空間導(dǎo)航衛(wèi)星提供基本定位信息,以及由陸基增強系統(tǒng)(ground-based augmentation system,GBAS)進行導(dǎo)航性能增強的精密進近著陸系統(tǒng),機載設(shè)備計算增強后的定位信息,并由地面提供的運行信息模擬出虛擬下滑道,由這些信息引導(dǎo)飛機著陸,能彌補ILS運行成本高和對地面環(huán)境要求高的缺陷,并且能夠提高機場終端區(qū)容量[1]。國際民用航空組織(international civil aviation organization,ICAO)已將GLS定為新一代主用著陸導(dǎo)引系統(tǒng),按照運行能力分為CAT I/II/III類系統(tǒng)[2]。2009年,美國Honeywell公司CAT I類GBAS系統(tǒng)是首個獲得認證的GBAS系統(tǒng)[3]。

適航驗證是機載設(shè)備獲得在飛機上應(yīng)用許可的必要環(huán)節(jié)[4]。符合性方法是獲得所需的證據(jù)資料以驗證設(shè)備是否符合相應(yīng)適航條款的手段,可依據(jù)設(shè)備和條款的不同,選用不同的方法,并遵循可用簡便方法驗證的適航條款絕不用復(fù)雜方法的原則[5]。如適航條款要求機組對自動駕駛儀的超控必須是安全的,可以通過分析計算、安全性評估和飛行試驗驗證自動駕駛儀對條款的符合性[6]。類似地,在裝機進行飛行實驗之前,依據(jù)適航條款要求,GLS機載設(shè)備也需要進行實驗室實驗、工程模擬和地面實驗等測試,在這些過程中需要一套滿足適航驗證需求的模擬器,按照規(guī)范要求對GLS機載設(shè)備的功能以及精度進行測試,驗證后的指標即可為后續(xù)的飛行實驗提供保障。本文針對用于GLS機載設(shè)備適航驗證的模擬器設(shè)計需求,設(shè)計了一種用于GLS機載設(shè)備適航驗證的模擬器。

1 適航驗證需求分析

1.1 GLS機載設(shè)備適航驗證技術(shù)

GLS主要由衛(wèi)星星座、GLS機載設(shè)備和GBAS地面基站3個部分組成,分別對應(yīng)空間、機載和地面組成部分,設(shè)計目標是滿足不同類別(CAT I/II/III類)進近著陸標準要求[7]。GLS導(dǎo)引信號相關(guān)標準規(guī)范如圖1所示,與著陸導(dǎo)引信號生成相關(guān)的功能性能需求,3個部分分別有不同的標準規(guī)范要求:① 衛(wèi)星星座部分發(fā)送用于定位測速定時的空間信號,相關(guān)的文件主要是空間信號接口控制文件(interface control document,ICD),如列入ICAO四大核心星座GPS的ICD文件ICD-GPS-200C、北斗ICD文件BDS-SIS-ICD;② GLS機載設(shè)備是完成CAT I/II/III類進近著陸導(dǎo)引的重要設(shè)備,美國聯(lián)邦航空局頒布了和設(shè)備兩大功能相關(guān)的技術(shù)標準規(guī)定(TSO-C161、TSO-C162),具體的性能和符合性手段可參照美國航空無線電技術(shù)委員會適航標準DO-253要求;③ GBAS地面基站可為機場附近的GLS機載設(shè)備提供衛(wèi)星完好性、偽距差分修正等信息以及GLS下滑道播送,各國局方對GBAS地面基站的信號接口文件主要參照美國聯(lián)邦航空局的命令文件[8]。在GLS機載設(shè)備的適航驗證中,需要考慮這些標準規(guī)范形成驗證環(huán)境以及對導(dǎo)引性能進行審定。

圖1 GLS導(dǎo)引信號相關(guān)標準規(guī)范

為確保飛機的設(shè)計、制造、運行等環(huán)節(jié)達到一定性能標準,民航業(yè)提出了眾多適航規(guī)范和標準,要求各個環(huán)節(jié)進行對應(yīng)的適航驗證。而飛機上裝載的機載設(shè)備和零部件審定,可以隨機審定,也可以取得相對應(yīng)的技術(shù)標準規(guī)定TSOA認定,證明機載設(shè)備和零部件達到一定的性能標準[9]。對機載設(shè)備的申定過程需要包括前述可適用的適航規(guī)范和標準。

在對GLS機載設(shè)備是否符合特定適航條款的驗證中,可選擇的符合性方法見表1所列[10],而適航驗證技術(shù)就是符合性方法所運用的技術(shù)。按照不同的設(shè)計階段,對GLS機載設(shè)備的適航驗證可采用實驗室實驗、工程模擬器實驗和飛行實驗等符合性方法。在此類方法中,構(gòu)建一個可以模擬外部信號環(huán)境的模擬器這種適航驗證技術(shù)是很重要的。

表1 適航驗證符合性方法

1.2 GLS機載設(shè)備最小性能要求

在適航符合性驗證中,需要按照適航標準規(guī)范要求對GLS機載設(shè)備的功能以及性能進行驗證。按照功能劃分,GLS機載設(shè)備可分為與地面接口的甚高頻數(shù)據(jù)廣播VDB子系統(tǒng)和定位與導(dǎo)航PAN子系統(tǒng)。VDB子系統(tǒng)通過與航向道共用的甚高頻天線,接收地面站播送的差分修正信息和下滑道信息;PAN子系統(tǒng)綜合接收到的衛(wèi)星定位信息與VDB子系統(tǒng)輸出的修正信息以及下滑道信息,計算更精確的定位信息及與所選下滑道的偏移信息,導(dǎo)引飛機進行進近著陸。機載設(shè)備接收到的衛(wèi)星定位信息誤差部分可由VDB子系統(tǒng)差分修正信息消除,不能消除的其他誤差也應(yīng)符合標準規(guī)范要求。

GLS機載設(shè)備的性能需依照DO-253文件要求,對GLS機載設(shè)備的測試過程包括如下3個步驟:① 待測設(shè)備需在實驗室環(huán)境下進行包含設(shè)備外殼強度、內(nèi)部電子芯片性能、電源輸入大小等與設(shè)備物理性質(zhì)相關(guān)的測試;② 設(shè)備需要進行臺架測試,即在實驗室或仿真的真實環(huán)境中,對設(shè)備定位功能、進近下滑道偏離輸出功能及定位能力進行測試,該測試旨在飛行測試前,對設(shè)備是否滿足所需的功能進行驗證;③ 對照性能要求規(guī)范(如基于性能導(dǎo)航PBN規(guī)范)驗證設(shè)備的性能。依據(jù)ICAO附件十,GLS機載設(shè)備輸出的精度、完好性和可用性等性能需滿足相應(yīng)類別的要求,具體見表2所列[11]。表2中，L為水平方向數(shù)值;V為垂直方向數(shù)值。

表2 不同類別精密進近導(dǎo)航性能需求

除了上述測試和最后的飛行測試之外,GLS機載設(shè)備的VDB子系統(tǒng)及PAN子系統(tǒng)分別需要滿足自身的測試要求,包括在整體或功能性缺失下的風險值,以及硬件失效后的誤導(dǎo)率。該風險值與定位誤差及衛(wèi)星完好性、地面設(shè)備可用性都有關(guān)。

1.3 GLS適航驗證模擬器需求分析

在對GLS機載設(shè)備依據(jù)不同符合性方法進行適航測試時,主要考慮GLS機載部分的適航性驗證需求(最小性能要求),即基于性能導(dǎo)航的標準和子系統(tǒng)功能測試,如圖2所示。

圖2 機載設(shè)備適航驗證需求分析圖

為了驗證最小性能,需要構(gòu)建GLS機載設(shè)備工作的外部環(huán)境,包括:VDB子系統(tǒng)接收到的GBAS地面基準站差分修正信號等信息;PAN子系統(tǒng)在定位時接收到的衛(wèi)星信號,以及衛(wèi)星信號在傳播過程中引入的各種誤差。

2 系統(tǒng)設(shè)計

在上文對適航驗證技術(shù)和符合性方法分析的基礎(chǔ)上,結(jié)合中國民航局頒布的規(guī)范性文件《衛(wèi)星著陸系統(tǒng)GLS運行標準指南》第7.2節(jié)中對運行GLS的機載設(shè)備功能要求,進行GLS機載設(shè)備適航驗證,采用實驗室實驗等符合性方法,重點是搭建可模擬GLS機載設(shè)備外部運行環(huán)境,能仿真各種誤差源和失效情況的適航驗證模擬器。

2.1 總體設(shè)計方案

從適航驗證需求出發(fā),設(shè)計出模擬器功能方框圖如圖3所示,整個模擬器的功能由基礎(chǔ)信息設(shè)置、導(dǎo)航激勵信號生成、參數(shù)處理顯示3個模塊實現(xiàn),各個模塊又由若干子模塊組成。為支持整個模擬器的運行,系統(tǒng)還包含導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫、大氣環(huán)境數(shù)據(jù)庫和地形數(shù)據(jù)庫。

圖3 模擬器功能方框圖

基礎(chǔ)信息設(shè)置模塊實現(xiàn)機場信息、進近程序信息和外部環(huán)境仿真模型的管理,提供導(dǎo)航激勵信號生成模塊所需的環(huán)境信息和數(shù)據(jù)。

導(dǎo)航激勵信號生成模塊利用進近程序信息驅(qū)動飛行模擬模塊生成仿真航跡,通過全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)(global navigation satellite system,GNSS)衛(wèi)星星座模塊和GBAS地面站模塊實現(xiàn)衛(wèi)星空間信號和地面站偽距差分修正和下滑道信息VDB信號的生成,并提供給GLS機載部分。GLS機載設(shè)備PAN子系統(tǒng)利用衛(wèi)星空間信號數(shù)據(jù)和VDB信號數(shù)據(jù)實現(xiàn)GBAS定位和類ILS進近信息生成,并將其數(shù)據(jù)供給GLS引導(dǎo)顯示模塊。模塊中涉及到的外部環(huán)境模型由基礎(chǔ)信息設(shè)置模塊控制下的外部環(huán)境數(shù)據(jù)庫提供。

參數(shù)處理顯示模塊利用模擬器各子模塊和數(shù)據(jù)庫進行運算,生成相關(guān)參數(shù)數(shù)據(jù)。此模塊的搭建為了觀察程序設(shè)計是否符合適航測試標準,按照基于PBN測試和進近著陸階段實際情況,將生成的參數(shù)分成信號類參數(shù)(如信號信噪比等)和信息類參數(shù)定位(如定位精度、衛(wèi)星可見星數(shù)量等)。模擬器本身不涉及性能評估,信號的精度、完好性、連續(xù)性和可用性等信息類參數(shù)設(shè)置此處不作討論。此外,由基礎(chǔ)信息設(shè)置模塊設(shè)置的環(huán)境參數(shù)信息也將通過此模塊顯示在人機界面上。

2.2 外部環(huán)境仿真模型設(shè)計

關(guān)于導(dǎo)航信號生成和參數(shù)處理算法,與普通衛(wèi)星模擬器一樣,具體可參考文獻[12],此處模擬器更關(guān)鍵的是生成滿足驗證需求的外部環(huán)境。由于GLS機載設(shè)備是基于衛(wèi)星信號進行定位的,GLS機載設(shè)備外部誤差環(huán)境主要和PAN子系統(tǒng)接收到的衛(wèi)星信號在傳播時引入的誤差有關(guān),如大氣延遲以及多徑造成的延遲等因素。同時,GBAS地面基準站收到的衛(wèi)星信號也受類似因素影響。

參照相關(guān)適航標準規(guī)范,外部環(huán)境仿真模型設(shè)計如圖4所示,主要考慮衛(wèi)星信號的電離層、對流層、多徑誤差以及偽距修正量的殘差。其中:電離層延遲誤差采用國際參考電離層模型；對流層誤差采用Hopfield模型；多徑誤差采用DO-247模型。由于GBAS發(fā)出的偽距修正量會補償部分GLS機載設(shè)備接收到的衛(wèi)星信號誤差量,在實現(xiàn)過程中有些環(huán)節(jié)予以簡化。例如：電離層殘差在機場環(huán)境對機載系統(tǒng)定位影響不大,采用簡化后的電離層模型;對流層殘差采用DO-253模型;多徑殘差采用值擬合的方式,將多徑殘差總結(jié)為均值為0的高斯分布；其他誤差的殘差模型簡化為高斯白噪聲。

圖4 外部環(huán)境仿真誤差模型設(shè)計

在進近著陸階段,除了考慮以上與衛(wèi)星信號的外部環(huán)境模擬外,還要是考慮傳播環(huán)境對VDB信號造成的影響,這將影響最終GLS機載設(shè)備輸出參數(shù)的性能。影響VDB子模塊的因素主要是復(fù)雜地形造成的遮蔽角,即從天線中心點和該點所在水平面向上算起的電波信號被地形遮擋的垂直張角。確定基站經(jīng)緯度坐標和高度信息,根據(jù)地形數(shù)據(jù)信息計算360°方位上的遮蔽角θs為:

(1)

其中:h為地面某點的高度;d為該點到VDB基站的距離;hd為基站天線的高度;Re為地球等效半徑;λ為天線的工作波長,將某一方位上的遮蔽角最大值作為基準遮蔽角。

2.3 軟件設(shè)計

軟件主要實現(xiàn)圖3所示的功能,按照分層程序設(shè)計思想[13],模擬器軟件由數(shù)據(jù)層、接口層、應(yīng)用層3層結(jié)構(gòu)組成,如圖5所示。

數(shù)據(jù)層依據(jù)接口層轉(zhuǎn)發(fā)的應(yīng)用層指令生成導(dǎo)航數(shù)據(jù),為系統(tǒng)提供數(shù)據(jù)支持,包括GLS仿真數(shù)據(jù)和飛行仿真數(shù)據(jù)模塊。接口層位于數(shù)據(jù)層與應(yīng)用層之間,轉(zhuǎn)發(fā)應(yīng)用層指令至數(shù)據(jù)層,轉(zhuǎn)換處理數(shù)據(jù)層的數(shù)據(jù)并發(fā)送到應(yīng)用層,包括GLS動態(tài)傳輸數(shù)據(jù)鏈和坐標轉(zhuǎn)換動態(tài)鏈。其中：GLS動態(tài)傳輸數(shù)據(jù)鏈負責應(yīng)用層和數(shù)據(jù)層之間的通信,以及將坐標轉(zhuǎn)換動態(tài)鏈轉(zhuǎn)換數(shù)據(jù)發(fā)給應(yīng)用層；坐標轉(zhuǎn)換動態(tài)鏈對坐標相關(guān)數(shù)據(jù)提供直角坐標和地理坐標相互轉(zhuǎn)換功能。應(yīng)用層對應(yīng)圖3中所示的模擬器3大功能,分為基礎(chǔ)信息設(shè)置、導(dǎo)航激勵信號生成和參數(shù)處理顯示3個功能模塊。在數(shù)據(jù)層和接口層提供的服務(wù)下,應(yīng)用層以Windows窗體的形式實現(xiàn)人機交互。

圖5 模擬器軟件設(shè)計

具體程序設(shè)計時,數(shù)據(jù)層的實現(xiàn)利用了ADO.NET技術(shù)。作為一種面向?qū)ο箢悗?ADO.NET允許和不同類型的數(shù)據(jù)源以及數(shù)據(jù)庫進行交互。模擬器將包括外部環(huán)境模型數(shù)據(jù)在內(nèi)的不同更新率和不同協(xié)議的數(shù)據(jù)存在數(shù)據(jù)庫中,并通過接口層傳輸給應(yīng)用層。

接口層的實現(xiàn)利用了Python腳本。接口層作為應(yīng)用層和數(shù)據(jù)層的連接口,將數(shù)據(jù)庫中的數(shù)據(jù)按照不同協(xié)議分別處理。

以下重點說明應(yīng)用層的模塊設(shè)計。

(1) 基礎(chǔ)信息設(shè)置模塊?；A(chǔ)信息設(shè)置模塊負責整個系統(tǒng)的輸入界面主要通過Windows窗體界面對后臺數(shù)據(jù)庫進行存儲和管理等操作,實現(xiàn)機場信息、進近程序信息和外部環(huán)境仿真模型的管理。

在程序?qū)崿F(xiàn)上,基礎(chǔ)信息設(shè)置模塊利用ADO.NET技術(shù)訪問數(shù)據(jù)庫,結(jié)合SQL語句,通過以C#編譯的Windows窗體界面,實現(xiàn)機場與外部環(huán)境信息仿真模型相關(guān)數(shù)據(jù)的添加、修改、刪除等操作,設(shè)置界面如圖6所示。

圖6 基礎(chǔ)信息設(shè)置界面

(2) 導(dǎo)航激勵信號生成模塊。導(dǎo)航激勵信號生成模塊利用航跡數(shù)據(jù)驅(qū)動飛行模擬模塊生成仿真航跡,通過GNSS衛(wèi)星星座模塊實現(xiàn)衛(wèi)星空間信號生成,由GBAS地面站模塊生成包含地面站偽距差分修正和下滑道信息的VDB信號,并提供給GLS機載部分。GLS機載設(shè)備PAN子系統(tǒng)利用衛(wèi)星空間信號數(shù)據(jù)和VDB信號數(shù)據(jù)實現(xiàn)GBAS定位和類ILS進近信息生成,并將其數(shù)據(jù)供給GLS引導(dǎo)顯示模塊。此模塊所有的外部環(huán)境模型由外部環(huán)境數(shù)據(jù)庫提供。

GNSS衛(wèi)星星座模塊按照ICD-GPS-200C文件以廣播星歷數(shù)據(jù)庫的形式存在于GBAS數(shù)據(jù)庫[14]中。

GBAS地面站模塊按照ORDER 6884.1進行位置設(shè)計。此外,為了仿真故障等實際情形, GBAS地面站模塊需要輸出一致完好性參數(shù)B。完好性參數(shù)B值體現(xiàn)了地面站模塊是否出現(xiàn)故障或其信息是否可用,定義[15]如下:

(2)

其中：下標i為衛(wèi)星的編號;j為基準站的編號;n表示第n顆衛(wèi)星;Pi,j為第j個地面基準站發(fā)布的第i顆衛(wèi)星的偽距修正值;M為地面基準站的數(shù)目;Pi,n為第n號基準站接收第i顆衛(wèi)星的信號而計算出的第i顆衛(wèi)星的偽距修正值;Bi,j為第j號基準站接收第i顆衛(wèi)星的信號而獲得的B值,是利用多個地面基準站的偽距修正量構(gòu)造的參考值。

為了滿足軟件測試的需求,參照DO-253和《衛(wèi)星著陸系統(tǒng)GLS運行標準指南》有關(guān)GLS機載端的功能描述,在導(dǎo)航激勵信號生成模塊中內(nèi)建立GLS機載設(shè)備的仿真模塊,實現(xiàn)了GBAS定位和GLS適航測試及導(dǎo)航參數(shù)的生成。此模塊可以在測試實際系統(tǒng)時關(guān)閉。

在程序?qū)崿F(xiàn)上,導(dǎo)航激勵信號生成模塊利用Matlab/Simlink中六自由度飛機氣動模型生成仿真飛行航跡，利用Python腳本實現(xiàn)GBAS系統(tǒng)的仿真和定位數(shù)據(jù)輸出。

(3) 參數(shù)處理顯示模塊。參數(shù)處理顯示模塊利用模擬器各子模塊和數(shù)據(jù)庫進行運算,生成相關(guān)參數(shù)數(shù)據(jù)。生成的參數(shù)分成信號類參數(shù)(例如信號信噪比等)和信息類參數(shù)(例如定位精度和衛(wèi)星可見星數(shù)量等)。因為模擬器不涉及性能評估,所以不輸出系統(tǒng)完好性、連續(xù)性和可用性等信息類參數(shù)。

在程序?qū)崿F(xiàn)上,利用C#中ListView控件實現(xiàn)信號參數(shù)的列表顯示,有利于GLS機載設(shè)備適航測試的數(shù)據(jù)觀察和記錄。

3 測試結(jié)果

測試所用航跡數(shù)據(jù)是2018年2月26日執(zhí)飛機型為A320neo的武漢-北京航班航線的進近著陸階段航跡數(shù)據(jù)及外部環(huán)境數(shù)據(jù)。將進近程序和內(nèi)建GLS機載設(shè)備仿真程序調(diào)為CAT I,此時相關(guān)數(shù)據(jù)順利生成。

為了驗證模擬器是否能夠按照程序設(shè)定生成適航驗證環(huán)境,將GLS機載設(shè)備導(dǎo)航定位精度要求和機載設(shè)備仿真模塊的實際定位精度進行對比。

設(shè)定已知基準點和連續(xù)定位時間為24 h,并將相關(guān)GLS定位誤差數(shù)據(jù)導(dǎo)入Matlab。取絕對值后的水平位置誤差和垂直位置誤差如圖7、圖8所示。

圖7 水平定位誤差

圖8 垂直定位誤差

對比表2所示的CAT I精度標準(水平誤差極限16.0 m,垂直誤差極限7.7 m),可見GLS定位精度符合模擬器程序設(shè)定要求。這也表明了模擬器能夠按照程序設(shè)定生產(chǎn)相應(yīng)外部適航驗證環(huán)境。

4 結(jié) 論

為滿足衛(wèi)星著陸系統(tǒng)機載系統(tǒng)適航驗證需求的實際需求,設(shè)計了一種用于GLS機載設(shè)備適航驗證的模擬器。通過內(nèi)建GLS機載設(shè)備仿真實驗驗證,該模擬器成功生成適合GLS機載設(shè)備的適航驗證環(huán)境,并成功輸出用于適航驗證和性能評估的相關(guān)信息參數(shù)。

模擬器可在減少成本的前提下,實現(xiàn)導(dǎo)航激勵信號的仿真生成及外部環(huán)境的仿真,這將大大有利于GLS機載設(shè)備適航評估地面系統(tǒng)的設(shè)計。由于條件限制,此次設(shè)計的測試全部在軟件仿真環(huán)境下進行,并沒有結(jié)合硬件系統(tǒng),這也是本文下一步的工作。