張梓航

（北京理工大學(xué)珠海學(xué)院，廣東珠海，519088）

0 引言

目前的飛行校驗由噴氣式飛機(jī)和渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)驅(qū)動的固定翼飛機(jī)完成，該飛機(jī)執(zhí)行許多復(fù)雜的飛行動作，同時捕獲和驗證通信導(dǎo)航信號的完整性。校驗飛機(jī)攜帶超過270kg的航空電子傳感器和設(shè)備，可以進(jìn)行幾乎所有的飛行校驗任務(wù)。然而集成電路技術(shù)的進(jìn)步大大促進(jìn)了航空電子和校驗設(shè)備的小型化發(fā)展，使飛機(jī)任務(wù)載荷大大減輕，減小了校飛任務(wù)對平臺的要求，使無人機(jī)飛行校驗方案成為可能[2]。同時，無人機(jī)進(jìn)行飛行校驗具有進(jìn)一步的優(yōu)勢。首先校驗飛機(jī)幾乎所有的飛行軌跡都是空中固定的直線、弧線或軌道，這些軌跡可以通過無人機(jī)事先編程進(jìn)行自主飛行。目前受固定翼飛機(jī)的飛行軌跡限制，一些軌跡只能進(jìn)行直線飛行，而無人直升機(jī)或多旋翼無人機(jī)具有垂直上升和定點(diǎn)懸停等特點(diǎn)，這可以實現(xiàn)空中信號的更精確的校驗。其次，當(dāng)前校驗飛機(jī)飛行要求空域較大，需要機(jī)場凈空停航配合，降低了飛行校驗的效率，而無人機(jī)攜帶、運(yùn)輸方便，可垂直起降，要求空域小，而且通過減小一些不必要飛行軌跡和分階段飛行來簡化校驗飛行方案，可以大大提高飛行校驗的效率。另外，無人機(jī)系統(tǒng)可以不依賴于目視導(dǎo)航，因此不限于日光或晴天的視覺飛行規(guī)則[3]，無人機(jī)可以在機(jī)場處于諸如深夜或由于起霧而關(guān)閉的最低限度運(yùn)行的條件下飛行；而且任務(wù)模塊概念和數(shù)據(jù)鏈路技術(shù)的發(fā)展，可以大大減少校驗系統(tǒng)的規(guī)模和成本。

綜上，航空電子和校驗設(shè)備的集成化發(fā)展以及無人機(jī)系統(tǒng)的可編程性、可操作性、不依賴于目視導(dǎo)航等技術(shù)特點(diǎn)，大大提高了無人機(jī)進(jìn)行飛行校驗的可行性。

1 儀表著陸系統(tǒng)建模

儀表著陸系統(tǒng)由下滑信標(biāo)臺、航向信標(biāo)臺和指點(diǎn)信標(biāo)臺組成[4]。目前校驗飛機(jī)進(jìn)行下滑信號校驗時主要按三條軌跡飛行，分別校驗不同的項目。飛行方案如下：

(1)下滑角，入口高度，下滑角下限告警和下滑結(jié)構(gòu)的校驗。具體飛行軌跡如圖1所示。

圖1 飛行軌跡一示意圖

圖1中S1所示，從中間進(jìn)近定位點(diǎn)開始按照ILS程序做進(jìn)近飛行，按照進(jìn)近航線飛行至跑道入口。利用校驗飛機(jī)獲取的精確定位信息，結(jié)合下滑道的理論構(gòu)型以及檢測到的下滑信號數(shù)據(jù)，計算出偏移誤差，最后通過平均擬合的方式對A、B兩點(diǎn)間的下滑偏移誤差曲線進(jìn)行處理，得到一條能夠表征下滑道的直線，該直線與地平面的夾角即下滑角；同時擬合出距離跑道入口1830m～300m的最佳擬合直線，該直線延伸至跑道入口時，相對于跑道入口地平面的高度即為跑道入口高度。當(dāng)ILS等級為二、三類時還通過測量A點(diǎn)之外，A點(diǎn)到B點(diǎn)及B點(diǎn)到T點(diǎn)的示值來檢測下滑道結(jié)構(gòu)；等級為一類時，通過檢測A點(diǎn)之外，A點(diǎn)到C點(diǎn)的示值來檢測下滑道結(jié)構(gòu)。校驗項目的標(biāo)準(zhǔn)值及容限要求如表1所示。

表1 飛行軌跡一校驗對象的標(biāo)準(zhǔn)值及容限要求

(2)通過一條飛行軌跡完成下滑道寬度，寬度對稱性和下滑道寬度告警的校驗，如圖2所示。

對這些參數(shù)校驗?zāi)壳坝袃煞N校驗飛行方式。第一種飛行方式如圖2中S1所示，飛機(jī)以場高1200m,距離下滑信標(biāo)33.3km做水平向臺飛行，檢測下滑道上下兩側(cè)75μA所對應(yīng)的角度，從而獲得相應(yīng)的參數(shù)數(shù)據(jù)。第二種飛行方式如上圖S2、S3所示，以下滑道上下75μA偏移值進(jìn)行飛行，通過ILS A點(diǎn)至B點(diǎn)之間，下滑道上下兩側(cè)75μA下滑偏移值的記錄以及曲線的計算，獲得兩條75μA點(diǎn)跡的平均直線，通過兩條直線的角度關(guān)系獲得相應(yīng)參數(shù)的數(shù)據(jù)。該動作檢測的各項數(shù)據(jù)的指標(biāo)要求如表2所示。

圖2 飛行軌跡二示意圖

表2 飛行軌跡二校驗對象的標(biāo)準(zhǔn)值及容限要求

(3)對下滑余隙及超障余隙校驗的具體飛行軌跡如圖3所示，此飛行軌跡是場高450m，從下滑道下方0.45θ至上方2θ范圍內(nèi)進(jìn)行向下滑臺水平飛行，測量下滑信號偏移值，計算出上下兩側(cè)余隙信號的最小值。參數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)要求如表3所示。

圖3 飛行軌跡三示意圖

表3 飛行軌跡三校驗對象的標(biāo)準(zhǔn)值及容限要求

2 校驗系統(tǒng)設(shè)計

2.1 無人機(jī)系統(tǒng)組成

校飛無人機(jī)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖4所示，系統(tǒng)包括多旋翼無人機(jī)本體、動力系統(tǒng)、導(dǎo)航控制系統(tǒng)和任務(wù)系統(tǒng)。

圖4 無人機(jī)校驗系統(tǒng)組成圖

總體布局設(shè)計是完成多旋翼無人機(jī)總體方案初步設(shè)計工作的最終階段，是多旋翼無人機(jī)總體設(shè)計的重要工作內(nèi)容之一。

機(jī)體布局采用X字型結(jié)構(gòu)，可降低整體的重量并提高飛機(jī)的機(jī)動性能。采用旋翼位于上方的布局設(shè)計，不僅可在降落時保護(hù)旋翼，又可以保證飛機(jī)上有足夠空間安放下滑信號校驗設(shè)備。多旋翼無人機(jī)的機(jī)體尺寸對其慣性和有效負(fù)載有很大影響，并最終影響無人機(jī)的機(jī)動性，即最大可達(dá)角加速度和位移加速度。nr個螺旋槳的旋翼無人機(jī)的機(jī)體最小半徑R與最大螺旋槳旋轉(zhuǎn)半徑rmax存在如下關(guān)系：

在設(shè)計多旋翼無人機(jī)時，需要將重心設(shè)計到無人機(jī)的中心軸上。多旋翼無人機(jī)在前飛狀態(tài)下，重心在槳盤平面的下方會使前飛運(yùn)動穩(wěn)定。受陣風(fēng)干擾狀態(tài)下，重心位置在槳盤平面上方可以抑制陣風(fēng)干擾。然而實際飛行中，若機(jī)體重心在靠上的位置，無人機(jī)某個運(yùn)動模態(tài)下很不穩(wěn)定。因此在加裝校驗設(shè)備負(fù)載和電池時，將重心位置配置在槳盤平面周圍，可提高無人機(jī)的飛行穩(wěn)定性。

2.2 無人機(jī)校驗軌跡及流程設(shè)計

結(jié)合校驗任務(wù)及旋翼無人機(jī)性能特點(diǎn)，采用快速擴(kuò)展隨機(jī)樹算法(RRT)[5]進(jìn)行無人機(jī)校驗軌跡規(guī)劃，并通過弗洛伊德(Floyd)算法[6]對產(chǎn)生的路徑進(jìn)行平滑處理，最終得到最優(yōu)旋翼無人機(jī)校驗路徑。設(shè)計軌跡示意圖如圖5所示。

圖5 無人機(jī)校驗路徑規(guī)劃圖

由于采用旋翼無人機(jī)進(jìn)行飛行校驗還處于研究階段，并沒有統(tǒng)一的操作規(guī)范。根據(jù)當(dāng)前對ILS進(jìn)行飛行校驗的經(jīng)驗及無人機(jī)特點(diǎn)，對旋翼無人機(jī)進(jìn)行飛行校驗操作流程總結(jié)如下：

2.2.1 作業(yè)前準(zhǔn)備

(1)確認(rèn)待作業(yè)區(qū)域氣象條件是否滿足無人機(jī)飛行的技術(shù)指標(biāo)要求；

(2)根據(jù)航線涉及區(qū)域向空管部門報請空域申請；

(3)現(xiàn)場考察，對桿塔高度、位置進(jìn)行確認(rèn)，規(guī)劃相應(yīng)的檢測起降點(diǎn)；

2.2.2 作業(yè)任務(wù)

(1)打開遙控器和地面站軟件后，為無人機(jī)上電，查看系統(tǒng)自檢是否通過，查看通信狀態(tài)；

(2)檢查無人機(jī)各傳感器數(shù)據(jù)，校準(zhǔn)數(shù)據(jù)和姿態(tài)；

(3)地面站設(shè)置檢測航線，并發(fā)送給無人機(jī)；

(4)無人機(jī)起飛然后按照規(guī)劃航線自主檢測；

(5)飛行過程中，檢查無人機(jī)速度，姿態(tài)，油門，地空數(shù)據(jù)通信鏈路以及GPS定位 數(shù)據(jù)是否正常；

(6)完成檢測任務(wù)，無人機(jī)返航降落，記錄相關(guān)數(shù)據(jù)。

2.2.3 作業(yè)結(jié)束

(1)檢查系統(tǒng)各部分狀態(tài)是否正常，保存檢測數(shù)據(jù)，填寫無人機(jī)檢測記錄；

(2)分析檢測數(shù)據(jù)，并根據(jù)相關(guān)規(guī)程判斷 HA&G程度。

系統(tǒng)檢測整體流程圖如圖6所示，地面站檢測流程圖如圖7所示。

圖6 系統(tǒng)檢測流程圖

圖7 地面站檢測流程圖

2.3 無人機(jī)組合定位算法設(shè)計優(yōu)化

合定位系統(tǒng)松散、降維、間接、輸出校正的方法對無人機(jī)定位進(jìn)行設(shè)計，組合定位系統(tǒng)原理圖如圖8所示。

圖8 組合定位系統(tǒng)原理圖

經(jīng)分析可得組合定位系統(tǒng)的量測方程，即位置、速度組合定位系統(tǒng)的量測方程為：

為量測噪聲向量。

設(shè)計多速率自適應(yīng)卡爾曼濾波算法的步驟為：

Step 6:量測噪聲理論和實際值的一致性：

Step 7: 計算T-1時刻的量測噪聲協(xié)方差修正系數(shù)βT，利用梯度檢測函數(shù)計算e。

Step8：計算e：

通過比較e和ε的大小，確定量測噪聲協(xié)方差調(diào)整大小λk。

Step9 :濾波增益的更新：

Step10:位置信息的狀態(tài)估計：

Step11:狀態(tài)估計協(xié)方差更新：

利用基于GPS測量間隙的無縫融合方法提高無人機(jī)定位的實時性[7]。GPS測量間隙利用加速度計輸出數(shù)據(jù)定位[8]。但是加速度數(shù)據(jù)具有不確性噪聲，采用位置前饋加速度校正該時刻的加速度信息，然后通過積分得到速度和位置，從而提高無人機(jī)定位信息的實時性，定位結(jié)構(gòu)圖如圖9、圖10所示。

圖9 水平方向前饋校正圖

圖10 垂直方向前饋校正圖

其中的前饋校正利用的加權(quán)平均的方法將濾波后的加速度計和T時刻的加速度進(jìn)行融合，融合后得到的加速度積分得到速度，再次積分得到位移信息?；贕PS前饋校正的無縫融合方法研究能夠?qū)崟r的修正無人機(jī)定位信息，保證無人機(jī)定位的實時性。

3 實驗驗證

項目主要研究用旋翼無人機(jī)在高壓輸電線與下滑信號共存的實驗環(huán)境下，按照正常校驗流程，檢測下滑信號所受到的電磁干擾程度。使用研究所自主搭建的八旋翼無人機(jī)平臺進(jìn)行算法的驗證，實驗無人機(jī)的示意圖如圖11所示，下滑信號校驗設(shè)備如圖12所示。

圖11 實驗用八旋翼無人機(jī)

圖12 下滑信號外場測試儀

在進(jìn)行模擬飛行校驗之前，需要驗證校飛無人機(jī)在下滑信號輻射場內(nèi)飛行的安全性[9]。將已經(jīng)搭建測試完成的信號發(fā)射天線啟動，控制校飛無人機(jī)在下滑信號輻射場內(nèi)飛行，如圖13所示，觀察無人機(jī)的飛行狀況。實驗結(jié)果表明，下滑信號不會對無人機(jī)飛行造成影響，無人機(jī)可安全穩(wěn)定飛行。

圖13 模擬校驗實驗

校飛軌跡由近跑道端(即下滑信號發(fā)射端)0.6km開始，垂直起飛上升到31米高，懸停定點(diǎn)飛行8s，繼續(xù)向遠(yuǎn)離信號發(fā)射天線端飛行，當(dāng)飛行到水平距離1.0km，高度52米時，懸停定點(diǎn)飛行8s，然后原地降落。如此反復(fù)進(jìn)行其余部分的信號測試。飛行過程中，機(jī)載計算機(jī)實時采集下滑信號和無人機(jī)的位置信息，并本地保存。圖14示出了第一階段測試的結(jié)果。

圖14 信號強(qiáng)度變化曲線

圖14中，橫坐標(biāo)為z軸位置(飛行高度)，縱坐標(biāo)為y軸位置(前飛距離)，由目標(biāo)曲線S1和響應(yīng)曲線S2的關(guān)系可知，無人機(jī)的飛行軌跡精度較高，為校飛任務(wù)提供了精確空間位置信息。理論上信號強(qiáng)度隨距離變大而減小，且是非線性的關(guān)系[10]。圖中曲線上的特殊點(diǎn)示出了對應(yīng)位置的下滑信號強(qiáng)度，可見隨距離天線越遠(yuǎn)信號強(qiáng)度越小，信號強(qiáng)度趨勢正確。

基于無人機(jī)PAPI燈光校驗系統(tǒng)包括旋翼無人機(jī)校驗載體和地面站兩部分。在實現(xiàn)精確定位與精確高度控制的基礎(chǔ)上，旋翼無人機(jī)垂直起飛，機(jī)載計算機(jī)實時對三軸增穩(wěn)云臺掛載的前置攝像機(jī)拍攝到的PAPI光束圖像和旋翼無人機(jī)的位置數(shù)據(jù)進(jìn)行處理和存儲，并將數(shù)據(jù)實時傳送回地面站。機(jī)載計算機(jī)實時的識別PAPI光束顏色，當(dāng)檢測到PAPI光束的顏色由紅色變?yōu)榘咨珪r，記錄當(dāng)前旋翼無人機(jī)的實時飛行高度，綜合水平距離數(shù)據(jù)計算得到當(dāng)前PAPI燈具的仰角，實現(xiàn)PAPI燈光的校驗。

實驗所采用PAPI燈為瑞士ADB公司生產(chǎn)的PAPI燈具。電源：系統(tǒng)由恒流2.8A～6.6A串聯(lián)燈光回路供電隔離變壓器，功率300W。無人機(jī)在指定校驗點(diǎn)垂直起飛，實時識別燈光顏色并記錄當(dāng)前無人機(jī)位置，當(dāng)燈光顏色變化時，記錄并計算當(dāng)前無人機(jī)位置，得到燈光角度。地面站實時顯示并存儲位置及圖像信息，出示校驗報告單。

檢測數(shù)據(jù)鏈、無人機(jī)性能、地面站等各系統(tǒng)工作正常后，確定校驗點(diǎn)。以PAPI所在位置為原點(diǎn)(0,0,0)，校驗點(diǎn)為（15m,0,0）即燈具前15m為校驗點(diǎn)，無人機(jī)垂直起飛，如圖15(a)。同時地面站顯示數(shù)據(jù)及測得角度如圖16所示，16(a)圖為校驗無人機(jī)垂直起飛過程，當(dāng)前位置坐標(biāo)為（14.55m,0.44m，1.82m）表示具PAPI燈具的距離為14.55m，沿Y軸漂了0.44m，當(dāng)前高度為1.82m,沒有檢測到燈光變化。16(b)圖為檢測到燈光變化，并實時記錄當(dāng)前角度為2.51°，誤差為1'。

圖15 校驗無人機(jī)校驗PAPI燈具飛行實驗圖

圖16 校驗無人機(jī)校驗PAPI角度地面監(jiān)控軟件圖

通過以上實驗分析可知，根據(jù)校驗原理以并在允許校驗誤差范圍內(nèi)，以無人機(jī)代替真實校驗飛機(jī)對PAPI進(jìn)行校驗，可得當(dāng)前PAPI燈具角度。滿足PAPI檢驗任務(wù)要求的旋翼無人機(jī)載體的位置及高度控制精度誤差要求，實驗證明此校驗方法可校驗PAPI燈角度。

4 結(jié)論

針對當(dāng)前飛行校驗中存在的諸多問題，對旋翼無人機(jī)用于飛行校驗的可行性進(jìn)行了分析論述，主要從系統(tǒng)組成、校驗軌跡設(shè)計和定位算法優(yōu)化等幾個方面，解決了將無人機(jī)用于飛行校驗的關(guān)鍵技術(shù)問題。完成了對無人機(jī)校驗系統(tǒng)流程及軌跡設(shè)計，提高了校驗效率。建立了無人機(jī)位置、速度組合數(shù)學(xué)模型，采用了GPS與SINS組合定位的方式，設(shè)計了多速率自適應(yīng)卡爾曼濾波無縫融合的組合定位算法。最后，以PAPI無人機(jī)校驗實驗為例進(jìn)行介紹，驗證了上述分析設(shè)計的可靠性與有效性，為將無人機(jī)用于飛行校驗提供了一定的工程支持。