專利名稱：一種應(yīng)用于飛行校驗(yàn)的航空導(dǎo)航信號(hào)模擬系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種應(yīng)用于飛行校驗(yàn)的航空導(dǎo)航信號(hào)模擬系統(tǒng)，利用工業(yè)控制計(jì)算機(jī)依據(jù)具體的飛行程序及仿真模型控制航空信號(hào)發(fā)生器產(chǎn)生各種導(dǎo)航信號(hào)，本發(fā)明應(yīng)用于空中交通管制領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
機(jī)場(chǎng)無(wú)線電航空導(dǎo)航設(shè)備用于向飛機(jī)提供導(dǎo)航定位信息，然而由于受場(chǎng)地條件、 人為障礙以及電磁干擾等因素的影響，即使導(dǎo)航設(shè)備經(jīng)過(guò)了地面檢查測(cè)試也難以保證能夠向空中飛機(jī)提供準(zhǔn)確無(wú)誤的導(dǎo)航信息，這就需要對(duì)其發(fā)射的空間電磁波信號(hào)進(jìn)行實(shí)際的飛行校驗(yàn)?？罩酗w行校驗(yàn)是指為保證飛行安全，使用安裝有專用校驗(yàn)設(shè)備的飛機(jī)，按照飛行校驗(yàn)的有關(guān)規(guī)范，校準(zhǔn)、檢查和評(píng)估各種導(dǎo)航、雷達(dá)、通信和助航等設(shè)備的空間信號(hào)的質(zhì)量及其容限，并依據(jù)結(jié)果出具飛行校驗(yàn)報(bào)告，并為空管部門對(duì)各種設(shè)備的校準(zhǔn)維護(hù)提供依據(jù)
與參考。飛行校驗(yàn)導(dǎo)航評(píng)估系統(tǒng)需要對(duì)欲評(píng)估的空間信號(hào)進(jìn)行采集處理并生成評(píng)估報(bào)告， 然而在評(píng)估系統(tǒng)開發(fā)或維護(hù)過(guò)程中，頻繁的飛行試驗(yàn)不但費(fèi)用昂貴，而且安全難以得到保證，這就提出了在地面靜態(tài)模擬各種航空導(dǎo)航信號(hào)的需求。目前許多公司已經(jīng)有成熟的產(chǎn)品用以產(chǎn)生標(biāo)準(zhǔn)的航空導(dǎo)航信號(hào)，如AER0FLEX公司的IFR系列，但是這些產(chǎn)品產(chǎn)生的信號(hào)只能靜態(tài)的手動(dòng)調(diào)節(jié)，無(wú)法滿足飛行校驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)實(shí)際動(dòng)態(tài)變化導(dǎo)航信號(hào)的需求，尤其是不能夠滿足依據(jù)不同的飛行程序，動(dòng)態(tài)模擬各種導(dǎo)航信號(hào)的功能。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明解決的技術(shù)問題克服現(xiàn)有航空導(dǎo)航信號(hào)仿真系統(tǒng)的缺陷，提供一種應(yīng)用于飛行校驗(yàn)的航空導(dǎo)航信號(hào)模擬系統(tǒng)，該系統(tǒng)在實(shí)際應(yīng)用中容易實(shí)施，實(shí)現(xiàn)了仿真信號(hào)的閉環(huán)控制，摒棄了現(xiàn)有航空導(dǎo)航信號(hào)模擬系統(tǒng)靜態(tài)手動(dòng)調(diào)節(jié)的缺點(diǎn)，可建立一套完整的飛行校驗(yàn)仿真環(huán)境，為我國(guó)研發(fā)具有自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的飛行校驗(yàn)系統(tǒng)提供了仿真信號(hào)源。本發(fā)明的結(jié)構(gòu)與組成本發(fā)明的航空導(dǎo)航信號(hào)模擬系統(tǒng)主要由工業(yè)控制計(jì)算機(jī)及其上運(yùn)行的仿真系統(tǒng)控制程序，GPIB總線、ARINC429總線及相應(yīng)通信板卡，航空信號(hào)發(fā)生器，多模式接收機(jī)，饋線以及天線等組成。本發(fā)明的技術(shù)方案采用模塊化的結(jié)構(gòu)和軟/硬件相結(jié)合的方式構(gòu)建應(yīng)用于飛行校驗(yàn)系統(tǒng)的航空導(dǎo)航信號(hào)模擬系統(tǒng)。包括以下步驟首先進(jìn)行硬件連接，在工業(yè)控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)中安裝PCI總線的GPIB板卡以及 CEI-520板卡，分別用于實(shí)現(xiàn)GPIB通信與ARINC4^通信，將GPIB板卡外部引腳與航空信號(hào)發(fā)生器相連，將CEI-520板卡外部引腳與多模式導(dǎo)航接收機(jī)相連，在工業(yè)控制計(jì)算機(jī)上安裝仿真系統(tǒng)控制程序，通過(guò)饋線連接航空信號(hào)發(fā)生器與發(fā)射天線，同時(shí)將接收天線與多模式接收機(jī)相連，其中采用的多模式導(dǎo)航接收機(jī)可以用ILS接收機(jī)、VOR接收機(jī)、Marker接收機(jī)和DME接收機(jī)等的組合來(lái)代替。硬件連接完畢，系統(tǒng)加電，啟動(dòng)仿真系統(tǒng)控制程序，檢查GPIB通信是否正常，檢查 ARINC429通信是否正常，檢查航空信號(hào)發(fā)生器與多模式導(dǎo)航接收機(jī)是否正常工作，根據(jù)欲進(jìn)行校驗(yàn)的科目與選擇的飛行程序，選擇仿真系統(tǒng)控制程序相應(yīng)的工作模式，模擬產(chǎn)生相應(yīng)飛行程序下的導(dǎo)航信號(hào)。航空信號(hào)發(fā)生器在仿真系統(tǒng)控制程序的控制下動(dòng)態(tài)產(chǎn)生各種導(dǎo)航信號(hào)，導(dǎo)航信號(hào)通過(guò)饋線并經(jīng)過(guò)發(fā)射天線輻射出去，接收天線接收空間輻射的導(dǎo)航信號(hào)， 并通過(guò)饋線將接收的導(dǎo)航信號(hào)送入多模式導(dǎo)航接收機(jī)，多模式導(dǎo)航接收機(jī)解調(diào)相應(yīng)的導(dǎo)航信號(hào)，并將導(dǎo)航信號(hào)以數(shù)字的形式通過(guò)ARINC429總線送回工業(yè)控制計(jì)算機(jī)中的仿真系統(tǒng)控制程序，仿真系統(tǒng)控制程序通過(guò)比較反饋回來(lái)的信號(hào)信息，以一定的算法進(jìn)一步按照相應(yīng)的模型來(lái)維持信號(hào)的變化規(guī)律。工業(yè)控制計(jì)算機(jī)同時(shí)存儲(chǔ)仿真信號(hào)的數(shù)據(jù)即反饋回來(lái)的數(shù)據(jù)，以便后期進(jìn)一步的處理。本發(fā)明有如下優(yōu)點(diǎn)1、本發(fā)明結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，整個(gè)硬件系統(tǒng)由工業(yè)控制計(jì)算、航空信號(hào)發(fā)生器、多模式接收機(jī)及相應(yīng)的連接線組成。2、操作簡(jiǎn)潔、靈活。本項(xiàng)目使用自行開發(fā)的軟件系統(tǒng)，操作過(guò)程簡(jiǎn)單。其硬件設(shè)備少，之間的連接也極易簡(jiǎn)便。


圖1為本發(fā)明的航空導(dǎo)航信號(hào)模擬系統(tǒng)硬件設(shè)備連接圖
圖2為本發(fā)明的仿真系統(tǒng)控制程序結(jié)構(gòu)圖3為圓周飛行校驗(yàn)飛行程序示意圖4為圓周飛行校驗(yàn)中VOR信號(hào)仿真控制流程圖5為徑向飛行程序示意圖6為徑向飛行校驗(yàn)中VOR信號(hào)仿真控制流程圖7為ILS-I飛行程序示意圖8為ILS-I飛行校驗(yàn)中航向信號(hào)仿真控制流程圖9為ILS-2飛行程序示意圖10為ILS-2飛行校驗(yàn)中下滑信號(hào)仿真控制流程圖。
具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明提供的應(yīng)用于飛行校驗(yàn)的航空導(dǎo)航信號(hào)模擬系統(tǒng)進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明。如圖1所示，本發(fā)明提供的應(yīng)用于飛行校驗(yàn)的航空導(dǎo)航信號(hào)模擬系統(tǒng)的硬件設(shè)備連接圖，主要包括工業(yè)控制計(jì)算機(jī)100、航空信號(hào)發(fā)生器700和多模式導(dǎo)航接收機(jī)800，以上設(shè)備構(gòu)成一個(gè)完整的閉環(huán)仿真系統(tǒng)。工業(yè)控制計(jì)算機(jī)100具有擴(kuò)展PCI插槽，PCI插槽內(nèi)安裝GPIB板卡300和CEI-520 板卡400，GPIB板卡300采用NI公司生產(chǎn)的GPIB板卡，CEI-520板卡400采用GE公司 ARINC429總線的CEI-520A板卡，工業(yè)控制計(jì)算機(jī)上安裝附帶的相應(yīng)的板卡驅(qū)動(dòng)。
在所述的工業(yè)控制計(jì)算機(jī)100上安裝有仿真系統(tǒng)控制程序200，該程序主要實(shí)現(xiàn)各種飛行程序下相應(yīng)導(dǎo)航信號(hào)的模擬控制，對(duì)于不同的飛行程序均有相應(yīng)的信號(hào)仿真模型，具體的信號(hào)仿真方式在后面會(huì)具體介紹。所述的航空信號(hào)發(fā)生器700通過(guò)GPIB總線500連接GPIB板卡，并通過(guò)饋線連接有發(fā)射天線900。航空信號(hào)發(fā)生器700采用AER0FLEX公司的IFR2030信號(hào)發(fā)生器，該發(fā)生器可以靜態(tài)模擬ILS、V0R、DME、MARKER等導(dǎo)航信號(hào)，并且該信號(hào)發(fā)生器可以通過(guò)GPIB總線進(jìn)行動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)控制。GPIB總線500為標(biāo)準(zhǔn)GPIB接頭連接線。多模式導(dǎo)航接收機(jī)800通過(guò)ARINC^9總線600連接CEI-520板卡，并通過(guò)饋線連接接收天線1000。所述的多模式導(dǎo)航接收機(jī)800采用Collins公司的MMR930多模式接收機(jī)，該接收機(jī)可以同時(shí)接收ILS、VOR、GNSS、VDB等導(dǎo)航信號(hào)，另外這里也可以采用ILS接收機(jī)、VOR接收機(jī)、DME接收機(jī)、ADF接收機(jī)等標(biāo)準(zhǔn)航空接收機(jī)的組合。ARINC^9總線600 標(biāo)準(zhǔn)ARINC^9總線，采用SCIX68針引腳接頭。如圖2所示，本發(fā)明中的仿真系統(tǒng)控制程序的功能模塊示意圖，所述的仿真系統(tǒng)控制程序200主要包括如下部分GPIB底層驅(qū)動(dòng)模塊，主要是封裝了 NI公司生產(chǎn)的GPIB板卡的驅(qū)動(dòng)，通過(guò)該GPIB 底層驅(qū)動(dòng)模塊的封裝，使得上層對(duì)GPIB板卡的操作透明化，所有的GPIB板卡操作細(xì)節(jié)均在此GPIB底層驅(qū)動(dòng)模塊內(nèi)部完成，上層應(yīng)用只需要調(diào)用該GPIB底層驅(qū)動(dòng)模塊的接口即可。ARINC429底層驅(qū)動(dòng)模塊，該模塊是對(duì)GE公司CEI-520A板卡的驅(qū)動(dòng)封裝，通過(guò)該 ARINC429底層驅(qū)動(dòng)模塊的封裝，使得上層對(duì)CEI-520A板卡的操作透明化，所有的CEI-520A 板卡操作細(xì)節(jié)均在此ARINC^9底層驅(qū)動(dòng)模塊內(nèi)部完成，上層應(yīng)用只需要調(diào)用該ARINC429 底層驅(qū)動(dòng)模塊的接口即可。IFR20320通信模塊，該模塊封裝了對(duì)于IFR2030信號(hào)發(fā)生器的各種控制命令，該 IFR20320通信模塊內(nèi)部調(diào)用GPIB底層驅(qū)動(dòng)模塊，將命令字發(fā)送給航空信號(hào)發(fā)生器700，同時(shí)可以解析返回的結(jié)果字符集，該IFR20320通信模塊使得上層對(duì)航空信號(hào)發(fā)生器700的各種控制透明化。通信參數(shù)配置模塊，該模塊主要實(shí)現(xiàn)GPIB板卡300通信的參數(shù)初始化配置以及航空信號(hào)發(fā)生器700初始狀態(tài)的設(shè)置。定點(diǎn)控制模塊，該模塊主要是實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航信號(hào)的靜態(tài)控制，亦即模擬航空信號(hào)發(fā)生器700各種導(dǎo)航模式下的面板按鍵功能，主要包括VOR定點(diǎn)控制模塊、DME定點(diǎn)控制模塊、 ILS定點(diǎn)控制模塊。VOR定點(diǎn)控制模塊主要用于VOR信號(hào)的靜態(tài)控制。DME定點(diǎn)控制模塊主要用于DME信號(hào)的靜態(tài)控制。ILS定點(diǎn)控制模塊主要用于ILS信號(hào)的靜態(tài)控制。飛行程序模擬模塊，主要用于根據(jù)不同的飛行程序及選擇的校驗(yàn)科目按照相應(yīng)的信號(hào)仿真模型仿真各種導(dǎo)航信號(hào)。該飛行程序模擬模塊主要包括圓周飛行程序模擬、徑向飛行程序模擬、ILS-I飛行程序模擬、ILS-2飛行程序模擬等，其中圓周飛行程序模擬主要用于圓周飛行校驗(yàn)中動(dòng)態(tài)仿真VOR信號(hào)的變化規(guī)律，并控制航空信號(hào)發(fā)生器700產(chǎn)生相應(yīng)的VOR信號(hào)。徑向飛行程序模擬主要用于徑向飛行中動(dòng)態(tài)仿真VOR信號(hào)的變化規(guī)律，并控制航空信號(hào)發(fā)生器700產(chǎn)生相應(yīng)的VOR信號(hào)。ILS-I飛行程序模擬主要用于ILS-I飛行程序中動(dòng)態(tài)仿真航向信號(hào)的變化規(guī)律，并控制航空信號(hào)發(fā)生器700產(chǎn)生相應(yīng)的信號(hào)。ILS-2飛行程序模擬主要用于控制ILS-2飛行程序中動(dòng)態(tài)仿真下滑信號(hào)的變化規(guī)律，并控制航空信號(hào)發(fā)生器700產(chǎn)生相應(yīng)的信號(hào)。下面以VOR、ILS信號(hào)為例介紹仿真系統(tǒng)控制程序中信號(hào)的仿真控制模型。甚高頻全向信標(biāo)(簡(jiǎn)稱V0R)屬于地面基準(zhǔn)式導(dǎo)航，是一種近程無(wú)線電相位測(cè)角系統(tǒng)，用于機(jī)場(chǎng)進(jìn)近著陸或者航路導(dǎo)航。其工作頻率在108. OMHZ 117. 95MHZ之間，實(shí)際工作中VOR臺(tái)向空間輻射的信號(hào)場(chǎng)主要由兩部分組成，一部分是30HZ相位與方位有關(guān)的可變相位信號(hào)，另一部分是30HZ相位與方位無(wú)關(guān)的基準(zhǔn)信號(hào)，接收端依據(jù)基準(zhǔn)信號(hào)與可變相位信號(hào)之間的相位關(guān)系得出信標(biāo)臺(tái)相對(duì)于磁北方向的方位角信息。如圖3圓周飛行程序示意圖所示，圓周飛行中飛機(jī)以任意所需半徑順時(shí)針或逆時(shí)針繞VOR臺(tái)做圓周飛行，飛行角度可以大于360度。圓周飛行測(cè)量方位角、方位角誤差、30 信號(hào)調(diào)幅度、9960HZ信號(hào)調(diào)幅度以及頻偏等參量信息。在圓周飛行過(guò)程中，排除環(huán)境及地形等因素的影響主要是方位角參量的變化。因而最簡(jiǎn)單的模型是在維持其他參量不變的情況下控制方位角隨時(shí)間變化。假設(shè)圓周半徑為R，航速V，計(jì)算出勻速情況下VOR方位角α隨時(shí)間的變化率為V*180/(R*Ji) (1)而對(duì)于非勻速情況下，可以采用積分運(yùn)算獲取方位角的變化率。當(dāng)然也可以在方位角變化的同時(shí)引入其他參量的變化來(lái)模擬現(xiàn)實(shí)環(huán)境中由于各種原因?qū)е碌男盘?hào)狀態(tài)的變化。在仿真系統(tǒng)控制程序的實(shí)際模型中，采用定時(shí)器觸發(fā)事件修正當(dāng)前VOR信號(hào)的參量值。如圖4圓周飛行校驗(yàn)中VOR信號(hào)仿真控制流程圖所示，當(dāng)定時(shí)器觸發(fā)事件之后，對(duì)當(dāng)前方位角做一次增量運(yùn)算，然后檢測(cè)其容限。如果超出理論值范圍，則對(duì)結(jié)果進(jìn)行超限處理， 然后對(duì)信號(hào)發(fā)生器進(jìn)行角度設(shè)置；如果結(jié)果仍在理論范圍之內(nèi)，則直接對(duì)信號(hào)發(fā)生器進(jìn)行角度設(shè)置，將信號(hào)發(fā)生器的角度值設(shè)置成計(jì)算結(jié)果的數(shù)值。信號(hào)發(fā)生器設(shè)置完成之后，需要讀取信號(hào)發(fā)生器角度，檢測(cè)是否與設(shè)置值相同。如果不同需要進(jìn)行錯(cuò)誤處理，相同的話說(shuō)明工作正確，可以開始文件存儲(chǔ)步驟了。接下來(lái)需要在顯示界面設(shè)置曲線波形和表盤方位值， 并顯示當(dāng)前設(shè)置角度。然后從導(dǎo)航接收機(jī)讀取采集數(shù)據(jù)，反饋數(shù)據(jù)波形繪制。如圖5徑向飛行程序示意圖所示，VOR臺(tái)徑向校驗(yàn)可以在任意高度并距離VOR臺(tái)任意距離處啟動(dòng)，做進(jìn)場(chǎng)或出場(chǎng)的校驗(yàn)飛行。徑向飛行主要驗(yàn)證航道信號(hào)結(jié)構(gòu)、信號(hào)強(qiáng)度、調(diào)制度以及垂直極化等參量信息，在該飛行程序中信號(hào)強(qiáng)度成為主要的變化參量，理想情況下信號(hào)強(qiáng)度的變化可以按照無(wú)線電信號(hào)隨傳播距離的衰減公式進(jìn)行設(shè)置，公式如下A = 201og(X/4*Ji*d) (2)其中λ為無(wú)線電信號(hào)的波長(zhǎng)，當(dāng)前信號(hào)的波長(zhǎng)可以根據(jù)VOR的工作頻率計(jì)算得到；d為無(wú)線電傳播的距離，即校驗(yàn)飛機(jī)距離VOR臺(tái)的距離。在仿真系統(tǒng)控制軟件的實(shí)際模型中，采用定時(shí)器觸發(fā)事件修正當(dāng)前VOR信號(hào)的參量值。如圖6徑向飛行校驗(yàn)中VOR信號(hào)仿真控制流程圖所示，當(dāng)定時(shí)器觸發(fā)事件之后，對(duì)當(dāng)前距離值進(jìn)行計(jì)算，然后根據(jù)距離計(jì)算當(dāng)前功率值。根據(jù)功率值對(duì)信號(hào)發(fā)生器進(jìn)行設(shè)置，將信號(hào)發(fā)生器的功率值設(shè)置成計(jì)算結(jié)果的數(shù)值。信號(hào)發(fā)生器設(shè)置完成之后，需要讀取信號(hào)發(fā)生器功率值，檢測(cè)是否與設(shè)置值相同。 如果不同需要進(jìn)行錯(cuò)誤處理，相同的話說(shuō)明工作正確，可以開始文件存儲(chǔ)步驟了。接下來(lái)需要在顯示界面設(shè)置曲線波形和當(dāng)前飛機(jī)位置及信號(hào)功率值，并顯示當(dāng)前設(shè)置的功率值。然后從導(dǎo)航接收機(jī)讀取采集數(shù)據(jù)，反饋數(shù)據(jù)波形繪制，設(shè)置完成。儀表著陸系統(tǒng)(簡(jiǎn)稱ILS)，屬于無(wú)線電振幅導(dǎo)航系統(tǒng)，是一種以儀表方式提供航向道、下滑道和距離信息的飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)著陸引導(dǎo)系統(tǒng)，為飛行員提供相對(duì)預(yù)定下滑線的水平和垂直面內(nèi)的修正指示以及到跑道入口點(diǎn)的距離指示。航向信標(biāo)臺(tái)的導(dǎo)航原理，信標(biāo)天線沿跑道中心線兩側(cè)發(fā)射兩束水平交叉的輻射波瓣，分別被90HZ和150HZ低頻信號(hào)調(diào)幅。當(dāng)飛機(jī)飛行在跑道中心線上時(shí)，兩者的調(diào)制系數(shù)相同，儀表指針或者水平位置指示器中的航道桿在中心位置，當(dāng)飛機(jī)在跑道中心線的左邊時(shí)， 90HZ信號(hào)的調(diào)制系數(shù)將大于150HZ的調(diào)制系數(shù)，儀表指針偏向右邊，飛機(jī)向右修正航道；當(dāng)位于跑道中心線的右邊時(shí)，飛機(jī)向左修正航道。下滑道的導(dǎo)航原理與航向道相同。在評(píng)估ILS系統(tǒng)的性能時(shí)，采用三種不同的飛行程序來(lái)衡量航向臺(tái)、下滑臺(tái)的導(dǎo)航質(zhì)量。如圖7ILS-1飛行程序示意圖所示，該飛行程序用于衡量航向信標(biāo)間隙、航道寬度以及對(duì)稱性。飛機(jī)以距離航向臺(tái)IOnm(海里)為飛行半徑，高度1000英尺到1500英尺，在跑道中心線兩側(cè)正負(fù)35度范圍內(nèi)飛一段圓弧。同時(shí)在正負(fù)10度范圍內(nèi)還需要以ISnm為半徑飛一段圓弧來(lái)校驗(yàn)信號(hào)強(qiáng)度。在航道寬度范圍內(nèi)ILS要求航向信號(hào)的DDM值線性變化，首先根據(jù)航道寬度以及航道對(duì)稱性計(jì)算出90HZ信號(hào)占優(yōu)勢(shì)以及150HZ信號(hào)占優(yōu)勢(shì)場(chǎng)區(qū)的半航道寬度，在這兩個(gè)半航道寬度內(nèi)，航向信標(biāo)的DDM值從ODDM線性變化到0. 155DDM，而從半航道寬度臨界點(diǎn)到正負(fù)35度的區(qū)間內(nèi)，DDM值只需要滿足大于0. 155DDM且非減變化即可，簡(jiǎn)單起見，這里仍把 DDM值看從0. 155DDM線性增長(zhǎng)到0. 4DDM。因而可以根據(jù)預(yù)模擬場(chǎng)型的航道寬度以及航道對(duì)稱性計(jì)算出航道中心線兩側(cè)的場(chǎng)區(qū)寬度，然后控制在場(chǎng)區(qū)寬度范圍內(nèi)DDM隨角度值線性變化。在仿真系統(tǒng)控制軟件的實(shí)際模型中，采用定時(shí)器觸發(fā)事件修正當(dāng)前航向信號(hào)的參量值，如圖8中ILS-I飛行校驗(yàn)中航向信號(hào)仿真控制流程圖所示，當(dāng)定時(shí)器觸發(fā)事件之后，對(duì)當(dāng)前位置信息進(jìn)行計(jì)算，并對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行檢測(cè)，估計(jì)飛機(jī)是否處于航道內(nèi)。如果在航道內(nèi)，則采用線性區(qū)模型計(jì)算；如果不在航道內(nèi)，則采用非線性模型進(jìn)行計(jì)算。當(dāng)飛機(jī)位于航道內(nèi)的時(shí)候，需要進(jìn)一步判斷飛機(jī)是在左航道還是右航道；同理，當(dāng)飛機(jī)位于非航道區(qū)時(shí)，也需要進(jìn)一步判斷飛機(jī)位于左側(cè)非航道區(qū)還是右側(cè)非航道區(qū)。根據(jù)具體位置采用具體的方法計(jì)算DDM值。然后根據(jù)計(jì)算結(jié)果將信號(hào)發(fā)生器的航向DDM值設(shè)置成計(jì)算結(jié)果值。信號(hào)發(fā)生器設(shè)置完成之后，需要讀取信號(hào)發(fā)生器的航向DDM值信息，檢測(cè)是否與設(shè)置值相同。如果不同需要進(jìn)行錯(cuò)誤處理，相同的話說(shuō)明工作正確，可以開始文件存儲(chǔ)步驟了。接下來(lái)需要在顯示界面設(shè)置曲線波形和當(dāng)前飛機(jī)位置及航向信號(hào)DDM值，并顯示當(dāng)前設(shè)置的航向DDM值。然后從導(dǎo)航接收機(jī)讀取采集數(shù)據(jù)， 反饋數(shù)據(jù)波形繪制，設(shè)置完成。如圖9中ILS-2飛行程序示意圖所示，該飛行程序用來(lái)衡量下滑道結(jié)構(gòu)，主要測(cè)量下滑角、下滑道寬度及對(duì)稱性。飛機(jī)沿著航向道或航向信標(biāo)作用域的邊緣以恒定高度橫越跑道，一般采用高度為1000英尺，起始距離為lOnm。在航道寬度范圍內(nèi)下滑信標(biāo)信號(hào)DDM值的變化也是近似線性的，根據(jù)航道寬度值以及對(duì)稱性計(jì)算出下滑信號(hào)90HZ占優(yōu)勢(shì)信號(hào)區(qū)域與150HZ占優(yōu)勢(shì)信號(hào)區(qū)域的寬度。依據(jù)飛機(jī)的飛行高度h，飛機(jī)距下滑截取點(diǎn)的水平距離d，計(jì)算出角度α α = arctan (d/h) (3)當(dāng)α落到航道寬度內(nèi)時(shí)，信號(hào)DDM值從ODDM線性變化到0. 175DDM，落到航道區(qū)間外時(shí)，變化規(guī)律是非線性的，但由于航道寬度之外的部分不是校驗(yàn)所關(guān)注的，仍可以假設(shè)信號(hào)DDM值的變化是線性的，變化范圍為0. 175DDM到0. 8DDM。亦即模型假設(shè)信號(hào)DDM值同角度α的變化具有分段線性的關(guān)系。在仿真系統(tǒng)控制軟件的實(shí)際模型中，采用定時(shí)器觸發(fā)事件修正當(dāng)前下滑信號(hào)的參量值，如圖10中ILS-2飛行校驗(yàn)中航向信號(hào)仿真控制流程圖所示，當(dāng)定時(shí)器觸發(fā)事件之后，對(duì)當(dāng)前位置信息進(jìn)行計(jì)算，并對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行檢測(cè)，估計(jì)飛機(jī)是否處于航道內(nèi)。如果在航道內(nèi)，則采用線性區(qū)模型計(jì)算；如果不在航道內(nèi)，則采用非線性模型進(jìn)行計(jì)算。當(dāng)飛機(jī)位于航道內(nèi)的時(shí)候，需要進(jìn)一步判斷飛機(jī)是在上半航道還是下半航道；同理，當(dāng)飛機(jī)位于非航道區(qū)時(shí)，也需要進(jìn)一步判斷飛機(jī)位于上方非航道區(qū)還是下方非航道區(qū)。根據(jù)具體位置采用具體的方法計(jì)算DDM值。然后根據(jù)計(jì)算結(jié)果將信號(hào)發(fā)生器的下滑 DDM值設(shè)置成計(jì)算結(jié)果值。信號(hào)發(fā)生器設(shè)置完成之后，需要讀取信號(hào)發(fā)生器的下滑DDM值信息，檢測(cè)是否與設(shè)置值相同。如果不同需要進(jìn)行錯(cuò)誤處理，相同的話說(shuō)明工作正確，可以開始文件存儲(chǔ)步驟了。接下來(lái)需要在顯示界面設(shè)置曲線波形和當(dāng)前飛機(jī)位置及航向信號(hào)DDM 值，并顯示當(dāng)前設(shè)置的下滑DDM值。然后從導(dǎo)航接收機(jī)讀取采集數(shù)據(jù)，反饋數(shù)據(jù)波形繪制， 設(shè)置完成。而ILS-3飛行程序主要用來(lái)衡量航向道與下滑道的結(jié)構(gòu)以及引導(dǎo)功能，飛機(jī)需要嚴(yán)格按照航向信號(hào)與下滑信號(hào)DDM值為0的軌跡飛行，在信號(hào)模擬中需要將航向信號(hào)與下滑信號(hào)的DDM值設(shè)置為Oddm，在此基礎(chǔ)上可以加入鋸齒狀噪聲模擬飛機(jī)偏移航向道或下滑道的過(guò)程。對(duì)于DME等信號(hào)的仿真可以參照VOR信號(hào)的仿真方式實(shí)現(xiàn)。最后應(yīng)說(shuō)明的是以上實(shí)施例僅用以說(shuō)明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對(duì)其限制；盡管參照前述實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說(shuō)明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解其依然可以對(duì)前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對(duì)其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的精神和范圍。
權(quán)利要求
1.一種應(yīng)用于飛行校驗(yàn)的航空導(dǎo)航信號(hào)模擬系統(tǒng)，其特征在于主要由工業(yè)控制計(jì)算機(jī)、航空信號(hào)發(fā)生器和多模式導(dǎo)航接收機(jī)組成，在工業(yè)控制計(jì)算機(jī)具有擴(kuò)展PCI插槽，安裝 PCI總線的GPIB板卡以及CEI-520板卡，分別用于實(shí)現(xiàn)GPIB通信與ARINC^9通信，GPIB 板卡與航空信號(hào)發(fā)生器相連，CEI-520板卡與多模式導(dǎo)航接收機(jī)相連，在工業(yè)控制計(jì)算機(jī)上安裝仿真系統(tǒng)控制程序，航空信號(hào)發(fā)生器通過(guò)饋線與發(fā)射天線連接，同時(shí)多模式導(dǎo)航接收機(jī)通過(guò)饋線與接收天線相連。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種應(yīng)用于飛行校驗(yàn)的航空導(dǎo)航信號(hào)模擬系統(tǒng)，其特征在于多模式導(dǎo)航接收機(jī)用ILS接收機(jī)、VOR接收機(jī)、Marker接收機(jī)和DME接收機(jī)的組合來(lái)代替。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種應(yīng)用于飛行校驗(yàn)的航空導(dǎo)航信號(hào)模擬系統(tǒng)，其特征在于所述的仿真系統(tǒng)控制程序主要包括GPIB底層驅(qū)動(dòng)模塊、ARINC429底層驅(qū)動(dòng)模塊、 IFR20320通信模塊、通信參數(shù)配置模塊、定點(diǎn)控制模塊和飛行程序模擬模塊。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種應(yīng)用于飛行校驗(yàn)的航空導(dǎo)航信號(hào)模擬系統(tǒng)，其特征在于所述定點(diǎn)控制模塊，主要是實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航信號(hào)的靜態(tài)控制，模擬航空信號(hào)發(fā)生器各種導(dǎo)航模式下的面板按鍵功能，主要包括VOR定點(diǎn)控制模塊、DME定點(diǎn)控制模塊、ILS定點(diǎn)控制模塊。
5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種應(yīng)用于飛行校驗(yàn)的航空導(dǎo)航信號(hào)模擬系統(tǒng)，其特征在于所述飛行程序模擬模塊主要包括圓周飛行程序模擬、徑向飛行程序模擬、ILS-I飛行程序模擬和ILS-2飛行程序模擬，其中圓周飛行程序模擬主要用于圓周飛行校驗(yàn)中動(dòng)態(tài)仿真 VOR信號(hào)的變化規(guī)律，并控制航空信號(hào)發(fā)生器產(chǎn)生相應(yīng)的VOR信號(hào)；徑向飛行程序模擬主要用于徑向飛行中動(dòng)態(tài)仿真VOR信號(hào)的變化規(guī)律，并控制航空信號(hào)發(fā)生器產(chǎn)生相應(yīng)的VOR信號(hào)；ILS-I飛行程序模擬主要用于ILS-I飛行程序中動(dòng)態(tài)仿真航向信號(hào)的變化規(guī)律，并控制航空信號(hào)發(fā)生器產(chǎn)生相應(yīng)的信號(hào)；ILS-2飛行程序模擬主要用于控制ILS-2飛行程序中動(dòng)態(tài)仿真下滑信號(hào)的變化規(guī)律，并控制航空信號(hào)發(fā)生器產(chǎn)生相應(yīng)的信號(hào)。
全文摘要
本發(fā)明公開一種應(yīng)用于飛行校驗(yàn)的航空導(dǎo)航信號(hào)模擬系統(tǒng)，主要由控制計(jì)算機(jī)、多模式接收機(jī)和航空信號(hào)發(fā)生器組成，ARINC429總線、發(fā)射天線、接收天線組成。該系統(tǒng)可以依據(jù)不同飛行程序下各種導(dǎo)航信號(hào)的仿真模型，利用仿真系統(tǒng)控制程序控制航空信號(hào)發(fā)生器產(chǎn)生各種導(dǎo)航信號(hào)，并通過(guò)發(fā)射天線發(fā)送出去，從而為飛行校驗(yàn)系統(tǒng)提供模擬仿真信號(hào)，降低飛行校驗(yàn)系統(tǒng)研發(fā)以及校準(zhǔn)維護(hù)的成本。本發(fā)明能夠較好的模擬ILS、VOR、DME以及Marker等導(dǎo)航信號(hào)，該系統(tǒng)成本低廉、界面美觀、穩(wěn)定性好。
文檔編號(hào)G05B17/02GK102426426SQ201110421300
公開日2012年4月25日 申請(qǐng)日期2011年12月15日 優(yōu)先權(quán)日2011年12月15日
發(fā)明者史曉鋒, 張軍, 王成林 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)