微波着陆仿真模拟系统的制作方法

本发明涉及微波着陆系统(mls)仿真模型的建模，可适用于各型飞机的训练模拟器的微波着陆系统模拟系统仿真模型的建模。

背景技术：

飞机从安全高度下滑过渡到接地滑跑直至完全停止的整个过程称为着陆过程，着陆过程对于飞机的安全来说是非常重要的，一方面是由于该过程所需要的操作非常复杂，对操作的精确性要求也非常严格；另一方面，这种操作又是在飞行员经过长期飞行，精力和体力相当疲乏的情况下进行的；此外，着陆及操作与外界气象条件有密切的关系。据统计，飞机的飞行事故大约有一半是发生在着陆阶段的。目前民航系统主要采用的是仪表着陆系统(ils)，这种系统只能提供一条下滑角固定不变的对准跑道中心线的进场着陆航道，不适用于短距起落和垂直起落的飞机；通道少(40个)，不能满足国际民航的新要求(200个)。随着空中交通量的剧增以及空中交通状况的日益复杂，仪表着陆系统(ils)在某些方面暴露出了本身的缺点和局限性。仪表着陆系统的局限性首先体现在它只能提供单一而又固定的下滑道，其次，ils的航向台和下滑台分别工作在vhf和uhf频段，天线尺寸较大，信号波束也宽，其工作在很大程度上受到机场及其附近建筑物所产生的多径干扰的影响。从使用上来看，ils的航向台和下滑台成对至多只能提供40多个有用频道，当空中交通比较繁忙的时候，频道拥挤问题已变得日益显著。而微波着陆系统(mls)进场下滑线的选择是任意的，天线尺寸大大缩小，并且它所采用的天线波束极窄，可避开大多数机场上的建筑物，mls允许飞机任意选择机场航道，系统容量大(200个通道)，适用于作各种起落的各型飞机。仪表着陆系统在技术上和使用上所存在的局限性，使微波着陆系统得以迅速发展。飞机通信导航识别(cni)模拟器是飞机训练模拟器中重要的组成部分，完成对飞机的cni系统功能和性能的模拟，使载机试飞员掌握机载cni的操作程序和方法。微波着陆系统是cni系统中的一个子系统，微波着陆是工作在c波段的一种非目视进近着陆引导技术，位于跑道附近的地面台向空间定向发射经过某种角度编码的射频信号，信号覆盖区内的飞机接收到这一信号，通过处理后得到其所在空间的角位置数据，这些数据被送到专门的指示器，提供飞机进近和着陆指示，对微波着陆训练模拟的逼真度将对训练飞行员的进近着陆效果产生很大的影响。微波着陆系统作为一种具备先进技术体制的航空无线电导航系统，具有提供多种进近路径、对场地要求低、工作波道数多、受电磁干扰影响小等优点。它通过测量方位角、仰角和斜距确定飞机坐标，为进场着陆的飞机提供灵活多样的进场引导、拉平引导和复飞引导。但微波着陆系统的工作性能仍不可避免地受到机场场地环境的影响。对于一架尚未进入mls比例制导范围的进近飞机，可能由于地形反射或其他不正常情况引起mls伪制导信号，从而产生信号错读。微波着陆系统的中频信号带有很大的噪声干扰，信噪比可能是负值，同时还会带有多普勒频移及相位干扰。对机载接收机来说，从地面台站辐射的同一电波信号在信道传播过程中经过反射和绕射后将会形成多条来自不同方向、经过不同传播时延、不同反射次数的无线电波。这些来自多条不同路径电波在接收机内会以矢量方式合成，造成接收合信号的电场强度快速急剧变化，即进近着陆系统多径衰落现象，多径干扰是影响微波着陆系统mls导航精度的主要误差源之一。

为待着陆飞机提供航向信息、下滑信息和距离信息的微波着陆系统(mls)通常包括机场地面发射台及机载接收设备两部分。地面发射台分为7个部分：方位扫描波束发射台、仰角扫描波束发射台、拉平引导台、方位引导台、精密测距应答机、全向着陆数据字发射台、复飞方位引导台，其中复飞方位引导台为可选项。机载设备分为微波着陆接收机和精密测距收发机两部分。机载设备在地面台信号覆盖范围内，通过接收地面台发射的信号，向飞机领航员或驾驶员提供航向、下滑角、所选地面台的莫尔斯识别等诸多信息。机载接收机通过接收各个分系统的信号，识别出各个系统的功能识别码，然后作出相应的处理，计算出飞机着陆所需要的各个数据，控制飞机的飞行姿势，达到安全着陆的目的。以往的训练模拟器仿真，对微波着陆系统仿真采用飞行软件包(如stk软件或gis平台软件)和导航控制台位置数据进行几何空间关系计算，给出微波着陆导航参数数据，与微波着陆原型系统工作原理设计相差太大，导致其性能指标与原型系统不一致。以往的训练模拟器仿真导致其性能指标与原型系统不一致在于，没有考虑地面导航控制台设备的技术性能和地面导航控制台在机场与着陆点的几何部署关系，就给出了微波着陆导航参数数据，使得微波着陆模拟器仿真系统与微波着陆原型系统工作原理设计相差太大。

技术实现要素：

本发明的目的针对现有技术存在的不足之处，提供一种模拟环境逼真、结论科学可靠、费用低廉、时效性高的微波着陆仿真模拟系统。

本发明的上述目的可以通过以下技术方案予以实现：微波着陆仿真模拟试验系统包括：环境模拟子系统、分布式模拟管理子系统、航电模拟子系统、、微波着陆视景显示子系统、状态监视子系统、微波着陆仿真子系统和数据文件储存子系统、其特征在于：环境模拟子系统将机场环境模拟、飞机轨迹模拟和气象环境模拟数据送入分布式模拟管理子系统，微波着陆仿真子系统通过分布式模拟管理子系统共享接收环境模拟子系统的机场导航台站信息、飞机轨迹信息和气象信息，同时接收航电模拟子系统下发的微波着陆工作的功能控制参数信息，对接收数据进行工作参数mls状态体检验，判断工作参数状态体检验是否失败；若工作参数状态体检验成功，则判断飞机起落架是否落下；如果工作参数状态体检验失败，则用缺省参数初始化微波着陆的工作参数mls状态体；然后判断起落架是否落下，否则由微波着陆仿真系统输出导航参数为无效数据，是则进行工作参数映射，将完成的工作参数的映射处理送入天线功能处理单元，计算覆盖、通视、衰减计算，以及增益值和灵敏度，然后判断载机接收设备能否接收地面发射设备发射信号，否，返回下一周期接收地面设备发射发射信号，是，则进入微波着陆系统mls的功能计算软件模块，计算飞机到dme/p台天线的距离值，同时接收航电模拟子系统下发的进场方位航线，选择下滑角进行角度偏差计算，输出导航数据。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果。

本发明针对微波着陆训练仿真应用需求，以微波着陆进场引导原理出发，逼真科学地对微波着陆训练模拟系统进行总体仿真框架及软件实现，重点对微波着陆训练模拟系统天线功能仿真、对微波着陆训练模拟系统误差模型仿真、对微波着陆训练模拟系统数据处理进行仿真，使微波着陆训练模拟系统与原型系统的功能、误差特性、接口特性和数据传输关系可以尽可能一致，使导航参数输出结果与实装设备贴近，能够实现高精度地模拟微波着陆系统的各种导航输出参数和基本数据字输出参数。该仿真系统为飞行员或者管制员提供了很好的训练平台，操作简便，配置灵活，满足实际需要，可实现角精度为0.005°，方位角范围为-62°～62°，俯仰角范围为-1.5°～29.5°。解决了常规训练的经费高、风险大等问题。应用到飞机任务系统训练模拟器中取得了较好的效果。

本发明从微波着陆系统的功能和工作原理出发，对微波着陆训练模拟系统进行总体仿真框架及软件实现，重点对微波着陆训练模拟系统天线功能仿真、对微波着陆训练模拟系统误差模型仿真、对微波着陆训练模拟系统数据处理进行仿真，使微波着陆训练模拟系统与原型系统的功能、误差特性、接口特性和数据传输关系尽可能一致，使导航参数输出结果与实装设备相吻合。

本发明了满足了军用或民用飞机采用微波着陆过程的模拟训练的仿真要求。可适用于各型飞机的训练模拟器的着陆系统模拟。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

图1是本发明的微波着陆仿真模拟系统组成框图。

图2是图1的微波着陆仿真子系统的仿真流程图。

图3是图2中的mls状态体检验的流程图。

图4是图2中的微波着陆系统天线处理单元流程图。

图5是图4中的地形通视判断示意图。

图6是图2中的mls功能软件模块流程图。

图7是图6中的飞机位置和导航引导台的几何模型。

图8是旋转高斯-让德算法((rgs)坐标旋转示意图。

具体实施方式

参阅图1、图2。在以下描述的优选实施例中，微波着陆仿真模拟系统是由环境模拟子系统、航电模拟子系统、分布式模拟管理子系统、微波着陆仿真子系统、波着陆精度测试子系统、数据文件储存子系统、状态监视子系统、微波着陆视景显示子系统组成的。其中：环境模拟子系统包括：机场环境模拟模块、飞机轨迹模拟模块和气象环境模拟模块，环境模拟模块完成方位台、俯仰台和dmep台位置部署，以及机场参数设置等；飞机轨迹模拟模块完成实时的位置、姿态等参数信息的进近航迹数据；气象环境模拟模块完成机场及其附近天气和地理环境等模拟。

在可选的实施例中，航电模拟子系统主要完成对导航系统所需要工作参数和命令进行数据模拟，以及接收微波着陆仿真子系统输出导航参数回传信息。

在可选的实施例中，分布式仿真控制管理子系统主要完成对微波着陆系统的功能进行起停的控制、工作模式和工作参数进行控制管理。

在可选的实施例中，微波着陆仿真子系统提供微波着陆导航通断功能仿真、进场着陆时飞机偏离预置下滑道及预置航道偏差的仿真和进场着陆时飞机相对于地面dmep台和着陆点的测量距离的仿真，将上述产生的导航输出信息发送给航电模拟子系统。

在可选的实施例中，数据文件储存子系统对机场导航台部署位置信息、航电模拟子系统输出的微波着陆工作参数、微波着陆仿真子系统输出的导航参数信息进行存储。

在可选的实施例中，状态监视子系统对微波着陆的工作参数进行监控、导航输出参数进行监视，保存主要的仿真结果并对结果进行分析。

在可选的实施例中，微波着陆视景显示子系统完成对模拟场景的管理和视景显示的处理和控制，对仿真服务器发回反馈等信息，显示视景系统模拟出来的场景，完成系统的仿真显示。

参阅图2。环境模拟子系统将机场环境模拟、飞机轨迹模拟和气象环境模拟数据送入分布式模拟管理子系统，微波着陆仿真子系统通过分布式模拟管理子系统共享接收环境模拟子系统的机场导航台站信息、飞机轨迹信息和气象信息，同时接收航电模拟子系统下发的微波着陆工作的功能控制参数信息，对接收数据进行工作参数mls状态体检验，判断工作参数状态体检验是否失败，若工作参数状态体检验成功，则判断飞机起落架是否落下；如果工作参数状态体检验失败，则用缺省参数初始化微波着陆的工作参数mls状态体；

如果起落架处于放状态，微波着陆仿真系统中的mls的功能计算软件模块，配合精密测距器dmep系统在与微波着陆系统mls，按照《国际民用航空公约附件10》中规定的mls与配置dmep系统的频率配对关系表执行，根据mls工作波道号，计算dme/p台天线的距离值、方位台方位、俯仰台俯仰值，进行测角和测距误差处理和误差叠加后，根据引导测量距离、方位和俯仰，利用旋转高斯-让德算法rgs求解出对着陆点距离、方位和俯仰值，通过查表得到微波着陆的方位台、俯仰台和微波着陆系统配置dmep台的工作频率，根据微波着陆工作参数和地面台辐射参数信息进行角度偏差计算，完成天线功能的发射和接收处理，如果接收天线满足接收条件，则采用微波着陆仿真子系统进行导航功能解算，把导航结果输出到状态监视子系统和微波着陆视景显示子统。

微波着陆仿真系统mls将工作参数映射处理结果送入天线功能处理单元完成覆盖、通视、衰减计算，以及增益值、灵敏度等计算；然后判断载机接收设备能否接收地面发射设备发射信号，否，返回下一周期接收地面设备发射发射信号，是，则进入微波着陆系统mls的功能计算软件模块，mls的功能计算软件模块计算飞机到dme/p台天线的距离值。mls的功能计算软件模块在方位台所在地的东北天坐标系内计算飞机到方位台的方位值，在俯仰台所在地的东北天坐标系内计算飞机到方位台的俯仰值后，根据误差产生机理进行测角和测距的误差解算处理，将解算的方位值、俯仰值和距离值与误差值进行误差叠加，引导测量距离、方位和俯仰，通过旋转高斯-让德算法(rgs)求解出对着陆点距离、方位和俯仰值，同时接收航电模拟子系统下发的进场方位航线，选择下滑角进行角度偏差计算，输出导航数据。

参阅图3。在mls状态体检验中，mls状态体检验包括：mls波道号检验、mls工作模式检验、mls进场方位磁航线检验和mls选择下滑角检验。mls波道号检验是判断mls波道号是否处在500到699之间；mls工作模式检验是判断mls工作模式是否处在手动和自动两种模式之外；mls进场方位磁航线检验是判断mls进场方位磁航线是否处在0度到360度之间；mls选择下滑角检验是判断mls选择下滑角是否处在0.9度到20度之间，检验mls工作参数是否在有效范围内，如果不在有效范围内，则返回参数检验失败。

参阅图4。微波着陆仿真子系统包含天线处理单元，天线处理单元根据环境模拟子系统的机场导航台站位置信息和飞机轨迹位置信息，计算出飞机相对于微波着陆系统配置dmep台的未rgs坐标转换前距离、方位和俯仰的三维信息，飞机在方位台天线坐标系的未rgs坐标转换前距离、方位和俯仰的三维信息，飞机在俯仰台天线坐标系的未rgs坐标转换前距离、方位和俯仰的三维信息，根据地面方位台设备引导信息的覆盖范围(距离覆盖范围、方位覆盖范围和俯仰覆盖范围)，判断飞机是否落入方位台天线的覆盖范围内；根据地面俯仰台设备引导信息的覆盖范围(距离覆盖范围、方位覆盖范围和俯仰覆盖范围)，判断飞机是否落入俯仰台天线的覆盖范围内；根据地面dme/p设备引导信息的覆盖范围(距离覆盖范围、方位覆盖范围和俯仰覆盖范围)，判断飞机是否落入dme/p天线的覆盖范围内；如果落入哪个地面台站设备引导信息的覆盖范围内，就判断飞机与此天线相位中心是否通视，如果通视不被阻挡，则进行功率衰减计算，即衰减后到达对端天线口面的功率值是否大于对端接收灵敏度，满足条件的话就完成信号接收功能。

衰减计算：天线功能处理单元按如下衰减计算公式计算出到达接收端信号功率:

p＝pt+gt-at+gr-n-(l1+l2)

式中，pt表示发射天线的输入功率，单位db，gt表示发射天线增益，单位db，at为自由空间路径损耗，gr表示接收机天线增益，单位db，n表示到达接收机端天线副瓣电平，l1、l2表示发射天线和接收天线损耗。用下列公式计算仰角为α，在600m高度处的传播损耗at＝10lg(π/4πr)²，并且r＝600/sinα。

增益值计算：天线功能处理单元根据图4中计算得到飞机在方位台或俯仰台天线坐标系的未rgs坐标转换前的方位角φ和俯仰角θ在输入的天线方向图数据表中对应的增益值；

如果在天线方向图数据表中找不到对应的方位角和俯仰角的增益值，就采用两元三点插值方法插值得到对应的增益值，二元三点插值的方法如下：

设给定矩形域上的n×m个结点在方位角和俯仰角两个方向上的坐标分别为x0＜x1＜…＜xn-1

y0＜y1＜…＜yn-1

相应的函数值(增益值)为zij＝z(xi,yj)，i＝0，1，…，n-1；j＝0，1，…，m-1；选取最靠近插值点(φ，θ)的9个结点，其两个方向上的坐标分别为

然后用二元三点插值公式计算插值点(φ，θ)处的函数近似值。

参阅图5。通视性是指观测系统能否直接观测到目标的一种性质。这里仅仅给出地形通视性的分析，即当各地面台站到飞机之间的连线未被地形阻断时才能通视，否则视为不通视。通视的判断方法采用离散判断法。离散判断法是在地面观测站与目标连线上取等间隔的点进行判定，如果这些点处的标高值均低于连线上相应点的高度，则为通视，否则为不通视。在图5中，设观测点的位置坐标a(xa,ya,za)点，目标位置坐标b(xb,yb,zb)点，首先把a、b两点的连线分为n等分，第i个分点在坐标平面上的投影坐标为(xi,yi)，于是

其中，zi为其标高，hi为连线上对应高度，za、zb分别为a、b点的标高，sa、sb是地面发射台的高度，为判断规则：如果对所有的i均有hi＞zi，则判断a,b两点之间为通视，否则为不通视。

参阅图6。mls功能软件模块根据图4中计算得到飞机在方位台、俯仰台、微波着陆系统配置dmep台的天线坐标系的未rgs坐标转换前方位角φ真实值、俯仰角θ真实值和距离r真实值，结合测角和测距误差处理模块得到的方位误差、俯仰误差和距离误差，然后将方位误差值、俯仰误差值和距离误差值叠加到方位台的方位真实值、俯仰台的俯仰真实值和仪表着陆系统配置dmep台距离真实值，得到方位台设备的测量引导方位、俯仰台设备的测量引导俯仰角和仪表着陆系统配置dmep台设备的测量距离。mls机载设备通过rgs坐标变换算法将相对于方位天线、仰角天线相位中心的方位角、仰角，转换为以着陆点为顶点的方位角、仰角，然后与航电模拟子系统输出的进场方位磁航线和选择下滑角做差，产生相对于进场方位磁航线和选择下滑角的偏离值，输出导航参数值。测角误差为δθ，计算公式如下：

δθ＝δθac+δθe，其中，

θp表示飞机精确的方位制导角度值，δθa表示指向误差导致的角度误差值，t0以零度角进近时飞机接收到“往”和“返”脉冲间的时间差(微秒)，测距误差为δr，公式如下：δr＝v·δt；

测距误差由测量时间误差产生的，是由应答机固定延迟时间(1us)、信道延迟(1ns)和导脉冲延迟(1us)构成。

参阅图7、图8。mls机载设备通过接收地面引导台发送的扫描和数据信号等，能测得飞机相对于地面台的方位和仰角信息，当联合仪表着陆系统配置dmep设备提供的精密距离信息后，mls机载设备可通过rgs(旋转坐标高斯)坐标变换算法，将相对于方位天线、仰角天线、dme天线相位中心的方位角、仰角以及距离，转换为以着陆点为顶点的方位角、仰角和距离，从而对飞机进行更精密的进场着陆引导。将着陆点定位坐标原点，飞机位置、方位天线相位中心、俯仰天线相位中心、dme天线相位中心的位置坐标分别为(xt,yt,zt)、(xa,ya,za)、(xe,ye,ze)和(xd,yd,zd)。(注：地面台的位置数据信息均可从地面设备发送的辅助数据字a1、a2、a3中获得)。mls机载设备接收方位台、仰角台和dme台的信号，可得观测值方位角θ、仰角φ和距离ρ，可得如下关系式：

tanθ＝(yt-ya)/[(xt-xa)²+(zt-za)²]^1/2(1)

tanφ＝-(zt-ze)/[(xt-xe)²+(yt-ye)²]^1/2(2)

ρ＝[(xt-xd)²+(yt-yd)²+(zt-zd)²]^1/2(3)

由于(1)～(3)式组成的方程组不存在一个完整的封闭解，因此用解常规线性方程组的方法无法求解，一种解决方法是采用rgs旋转坐标高斯算法。rgs算法本质上是通过坐标旋转减少未知量，再通过迭代的方式间接求解方程组的解。

(1)旋转高斯-让德算法(rgs)描述

先对(1)～(3)式做变换，得到非旋转的gs迭代方程，得到高度分量y、z、x的迭代关系，其中x0和y0为初值：

yi+1＝ya+[(xi-xa)²+(zi+1-za)²]^1/2tanθi＝0,1,2......(4)

zi+1＝ze+[(xi-xe)²+(yi-ye)²]^1/2tanφi＝0,1,2......(5)

xi+1＝xd+[ρ²-(zi+1-zd)²-(yi+1-yd)²]^1/2i＝0,1,2......(6)

为了消去一个变量，需要进行坐标旋转，即求得一个旋转角θp使得飞机在y轴或x轴方向上的值为零，由于旋转是围绕z轴进行的，故z轴分量不变。在做坐标旋转前，要先做坐标平移，将坐标原点从着陆点平移到方位天线的位置上，坐标平移前后参量的关系如下：

接着进行坐标旋转，这里以消去变量y为例，即需要求得一个旋转角θp使得飞机在y轴上的分量为零，坐标旋转示意图如图8所示：

假设飞机位于t处，通过顺时针转θp后，飞机在y轴上的分量为零。旋转角θp和观测角θ的关系为：

旋转前后飞机位置和地面台参量的关系矩阵如下：

将(5)、(6)、(8)进行坐标平移和理想的旋转后可得：

zi+1^*＝ze^*+[(xi^*-xe^*)²+(-ye*)²]^1/2tanφ(11)

xi+1^*＝xd^*+[ρ²-(-yd^*)²-(zi+1^*-zd^*)²]^1/2(12)

(sinθp)i+1＝[1+(zi+1^*/xi+1^*)²]^1/2sinθ(13)

通过式(5)、(8)、(9)做迭代的初始化，再利用式(10)～(13)做迭代，当迭代到所需要的精度时，根据式(14)求得飞机位置在直角坐标下的最终估计值：

根据迭代计算得到的飞机相对于着陆点的三维坐标(xt、yt、zt)，可计算出飞机相对于着陆点的距离、方位和仰角。具体公式如下：

ρtrans＝[xt²+yt²+zt²]^1/2(15)

θtrans＝-arcsin(yt/ρtrans)(16)

φtrans＝arcsin(zt/ρtrans)(17)。

(2)rgs坐标变换算法步骤：

步骤1：从界面输入地面方位天线、仰角天线以及dme天线相位中心的坐标，即坐标(xa,ya,za)、(xe,ye,ze)和(xd,yd,zd)，坐标取值可按照辅助数据字a1、a2和a3中设定的值来确定，具体提取方法见附录b；同时，获取飞机相对于地面台的观测值，包括方位角θ、仰角φ和距离ρ。

步骤2：给定迭代初值x0＝ρ+xd和y0＝x0sinθ，代入式(5)和式(8)计算出z0和(sinθp)0，将x0,y0,z0按式(7)做坐标平移后，再代入式(9)求得x0^*。

步骤3：将x0^*、(sinθp)0和经过坐标平移后的地面台坐标代入式(10)～(13)做迭代处理，分别得到(z1^*,x1^*,(sinθp)1^*)，(z2^*,x2^*,(sinθp)2^*)，…(zi^*,xi^*,(sinθp)i^*)，……其中(zi^*,xi^*,(sinθp)i^*)为第i次迭代后的输出结果。

步骤4：当迭代次数为i＝6时(注：迭代6次可满足收敛条件)，跳出迭代，并根据(14)式计算飞机相对于着陆点的坐标(xt,yt,zt)，再按照式(15)～(17)计算得到飞机相对于着陆点的距离ρtrans、方位θtrans和仰角φtrans。

尽管上述已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。