一种飞行管理系统横向导航精度试飞空域规划方法与流程

本发明属于民用飞机和运输类飞机导航系统适航审定试飞技术，具体涉及一种飞行管理系统横向导航精度试飞空域规划方法。

背景技术：

fms横向导航精度试飞是基于区域导航(rnav)的机载导航系统在水平方向导航精度的验证。rnav由美国在20世纪七八十年代提出，rnav导航设备可使用多传感器输入，自动确定航空器位置，可以大的提升航空器运行效率，国际民航组织(icao)以及美国联邦航空局(faa)等机构相继出台了大量的运行规范和指南性文件来指导rnav技术在全球的运行和推广。我国于2005年引入了rnav技术，将其列为我国建设新一代航空运输系统的核心技术之一，并于2009年10月颁布了《中国民航基于性能的导航实施路线图》。

rnav横向导航可用的导航源包括vor/dme、dme/dme、ins或irs、gnss等四种。其中ins/irs为自备式导航源，其导航精度不受导航设备自身之外的其它因素影响，对其定位误差预测方法相对成熟。目前国内关于rnav横向导航精度的研究主要集中在gnss误差分析领域，而针对vor/dme、dme/dme导航精度的分析相对较少。然而，现阶段基于vor/dme和dme/dme的rnav导航仍是我国主要使用的导航方式，随着近年来我国民用客机和大型运输类飞机的迅猛发展，其针对rnav横向导航精度的适航认证工作受到了重点关注。

rnav横向导航需要陆基导航台等导航设施/设备的支持，因此在开展rnav横向导航精度试飞之前，对指定空域内导航信号覆盖情况和导航精度预测并判断其是否满足rnav导航性能要显得十分重要。国际上很多国家纷纷推出了rnav横向导航精度分析，其中应用最为广泛的就是faa委托美国空中交通仿真有限公司开发的专门用于rnav航路设计和评估的软件系统——rnav-pro。在我国，由于目前开通的rnav航路还非常少，且大多都处于十分繁忙的主干航路，不便于我们开展rnav横向导航精度验证试飞，因此开展rnav横向导航精度验证试飞的空域规划，通过预测手段来验证所选导航设施精度满足相应的rnav运行性能要求是十分必要的。

技术实现要素：

本发明的目的是：

用于民用飞机和大型运输类飞机飞行管理系统横向导航精度空域规划，选择无线电导航信号覆盖良好且满足rnav导航精度要求的试飞空域，为系统适航审定试飞验证提供数据支撑和技术支持。

本发明的技术方案是：

本发明提供一种飞行管理系统横向导航精度试飞空域规划方法，其特征包括以下步骤：

确定初步待飞区域，统计电磁覆盖范围在机场空域内的相关导航台位置，包括经度、纬度和高度，根据地形分析检查机场空域内各飞行高度导航台信号的通视性，确定至少2部导航台无线电信号同时覆盖的区域为初步待飞区域。

进一步地，确定导航台更新区的步骤：

dme/dme导航模式下，

要求飞机试飞空域在2个dme导航台的更新区内，

内的要求为“(1)飞机必须位于2个dme台的公共覆盖范围之内；(2)保证飞机与两个dme台站之间的夹角必须在30°到150°之间，根据以上要求预选dme/dme导航试飞的待飞区域；

进一步地：根据预试飞的vor/dme模拟定位，得到定位误差的步骤：

在初步待飞空域中进行预试飞，根据模拟定位算法对飞机位置进行模拟定位，飞机采用vor/dme导航模式时，采用vor/dme模拟定位算法对飞机进行模拟定位，

vor/dme模拟定位算法，通过连续记录飞机到达地面台的距离和方位信息，由方位和距离信息进行逆向推导得出飞机位置观测，数学根据迭代运算实现模拟定位，模型如下：

迭代运算飞机位置初始值：导航台位置，

迭代修正量：

lat_err＝|ρ×cos(θ)/60|

lon_err＝|ρ×sin(θ)/(60×cos(lat))|(式-1)

其中lat_err和lon_err为飞机实际位置与vor/dme导航台的纬度和经度误差，ρ为飞机真实位置与当前迭代值的距离，其计算方法见式-2，θ为飞机真实位置与当前迭代位置的相对方位角，以vor/dme台到迭代位置的向量为x轴，以迭代位置到真北方向的向量为y轴建立坐标系，该坐标系的第二象限为i区，第一象限为ii区，三、四象限为iii区，当飞机实际位置落在i、ii、iii区时，θ角的计算方法分别见(式-3)、(式-4)、(式-5),其中dme为飞机输出的dme距离，vor为飞机输出的vor方位，bearing为当前迭代位置的真方位，range为当前迭代位置与导航台的距离，

θ＝180-bearing-acos((range²+ρ²-dme²)/(2×ρ×dme))(ⅰ区)(式-3)

θ＝-180+bearing+acos((range²+ρ²-dme²)/(2×ρ×dme))(ⅱ区)(式-4)

θ＝180+bearing-acos((range²+ρ²-dme²)/(2×ρ×dme))(ⅲ区)(式-5)

迭代结束条件：当ρ小于规定值时结束迭代，本算法可以精确到ρ≤0.0001m

计算结果：迭代结束时的lat_err和lon_err对vor/dme位置进行修正，即可得到预测的飞机位置；

计算飞机实现位置和模拟定位位置的距离得得到定位误差。

进一步地：根据预试飞的dme/dme模拟定位，得到定位误差的步骤：

在初步待飞空域中进行预试飞，根据模拟定位算法对飞机位置进行模拟定位，飞机采用dme/dme导航模式时，采用dme/dme模拟定位算法对飞机进行模拟定位，

dme/dme模拟定位算法，通过连续记录飞机到达2个不同dme导航台的距离信息，由到2个dme导航台的距离信息计算得出到其中一个导航台的相对方位，再根据3中算法得出飞机当前位置的模拟定位：

载机到达任意dme台的方位角计算方法见式-6，

θ2＝acos((dme1²+range²-dme2²)/(2×dme1×range))(式-6)

其中：

dme1为载机到1#dme导航台的距离，单位：nm，

dme2为载机到2#dme导航台的距离，单位：nm，

range为1#dme台距2#dme导航台的距离，单位：nm，

计算飞机实际位置和模拟定位位置的距离得得到定位误差。

进一步地，还包括：根据模拟定位结果和实际飞机数据进行rnav导航精度预测的步骤：

rnav导航精度预测包括导航系统误差(nse)和飞行技术误差(fte)两部分，nse和fte主要是模似定位得到的位置信息和实际载机差分gps测得的位置信息的定位误差的低频分量和高频分量，需要对3或4中得到的定位误差进行低通和高通滤波，滤波器设计方法如下：

a)nse

参照icao角误差模拟低通滤波器的系统函数：

利用双线性变换法，将其转换为以下差分方程：

yi＝apfe×(xi+2×xi(n-1)+xi(n-2))+bpfe×yi(n-1)+cpfe×yi(n-2)(式-8)

其中：

omn＝om0/0.64

apfe＝omn²/(k²+2×omn×k+omn²)

bpfe＝(2×k²-2×omn²)/(k²+2×omn×k+omn²)

cpfe＝-(k²-2×omn×k+omn²)/(k²+2×omn×k+omn²)

k＝omn/tg(omn×t/2)

其中，xi(n-1)为前一时刻的定位误差，yi为当前的nse值，t为连续测量的信号长度，参照icao规定，横向0.5rad/s的误差，将不会导致载机偏离预定航道。因此滤波器截止频率om0取0.5；

b)fte

高通滤波器起始频率om1选择0.3，通过使用该滤波器对估计位置的摆动特性进行分析，进一步推算对fte的影响，公式见式-9，

利用双线性变换法，将式-9转换为差分方程：

zi＝dcmn×(xi-xi(n-1))+ecmn×zi(n-1)(式-10)

其中，

dcmn＝1/(1+k×om1)

ecmn＝(1-k×om1)/(1+k×om1)

k＝tg(om1×t/2)/om1

其中，xi(n-1)为前一时刻的定位误差，zi为当前的fte值，zi(n-1)为前一时刻的fte值，t为连续测量的信号长度，对定位误差进行以上滤波可得到相应的预测nse和fte值，误差符合指标要求即可确定试飞空域。

本发明的优点是：

在国内首次将空域地形预测和无线电覆盖区域预测应用到横向导航精度试飞中，利用vor/dme、dme/dme模拟定位和导航精度预测技术，对试飞空域进行初选，该技术可应用到无线电通信导航科目试飞的空域选择上，可以大大提高试飞效率。

在rnav试飞前预先对试飞空域进行了rnav导航精度检查，选择了合适的rnav横向导航精度试飞空域，该方法可用于在未公布的空域中筛选符合rnav试飞的航路，大大拓宽了我国rnav试飞的空域资源，克服了我国rnav航路较少，且大多都处于十分繁忙的主干航路或偏僻的西部航路，不便rnav导航精度验证试飞的困难，为后续开展rnav相关导航精度验证试飞提供了一条可行、有效的方法。

附图说明

附图1为双dme导航台更新区；

附图2为vor/dme模拟定位迭代计算示意图；

附图3为dme/dme模拟定位算法示意图；

附图4为定位误差预测结果。

具体实施方式

第一步、确定初步待飞区域：

确定初步待飞区域，统计电磁覆盖范围在机场空域内的相关导航台位置，包括经度、纬度和高度，根据地形分析检查机场空域内各飞行高度导航台信号的通视性，确定至少2部导航台无线电信号同时覆盖的区域为初步待飞区域。

第二步、确定导航台更新区：

dme/dme导航模式下，要求飞机试飞空域在2个dme导航台的更新区内，“(1)飞机必须位于2个dme台的公共覆盖范围之内；(2)保证飞机与两个dme台站之间的夹角必须在30°到150°之间，根据以上要求预选dme/dme导航试飞的待飞区域，见图1；

第三步、根据预试飞的vor/dme模拟定位得到定位误差：

在初步待飞空域中进行预试飞，根据模拟定位算法对飞机位置进行模拟定位，飞机采用vor/dme导航模式时，采用vor/dme模拟定位算法对飞机进行模拟定位，

vor/dme模拟定位算法，通过连续记录飞机到达地面台的距离和方位信息，由方位和距离信息进行逆向推导得出飞机位置观测，数学根据迭代运算实现模拟定位，见图2，θ为飞机真实位置与当前迭代位置的相对方位角，以vor/dme台到迭代位置的向量为x轴，以迭代位置到真北方向的向量为y轴建立坐标系，坐标系可以为正交坐标系，也可以为非正交坐标系，该坐标系的第二象限为i区，第一象限为ii区，三、四象限为iii区，当飞机实际位置落在i、ii、iii区时。模型如下：

迭代运算飞机位置初始值：导航台位置，

迭代修正量：

lat_err＝|ρ×cos(θ)/60|

lon_err＝|ρ×sin(θ)/(60×cos(lat))|(式-1)

θ＝180-bearing-acos((range²+ρ²-dme²)/(2×ρ×dme))(ⅰ区)(式-3)

θ＝-180+bearing+acos((range²+ρ²-dme²)/(2×ρ×dme))(ⅱ区)(式-4)

θ＝180+bearing-acos((range²+ρ²-dme²)/(2×ρ×dme))(ⅲ区)(式-5)

迭代结束条件：当ρ小于规定值时结束迭代，本算法可以精确到ρ≤0.0001m

计算结果：迭代结束时的lat_err和lon_err对vor/dme位置进行修正，即可得到预测的飞机位置；

计算飞机实现位置和模拟定位位置的距离得得到定位误差。

第四步、根据预试飞的dme/dme模拟定位得到定位误差：

在初步待飞空域中进行预试飞，根据模拟定位算法对飞机位置进行模拟定位，飞机采用dme/dme导航模式时，采用dme/dme模拟定位算法对飞机进行模拟定位，见图3，

dme/dme模拟定位算法，通过连续记录飞机到达2个不同dme导航台的距离信息，由到2个dme导航台的距离信息计算得出到其中一个导航台的相对方位，再根据3中算法得出飞机当前位置的模拟定位：

载机到达任意dme台的方位角计算方法见式-7。

θ2＝acos((dme1²+range²-dme2²)/(2×dme1×range))(式-7)

计算飞机实际位置和模拟定位位置的距离得得到定位误差。

第五步：根据模拟定位结果和实际飞机数据进行rnav导航精度预测

rnav导航精度预测包括导航系统误差(nse)和飞行技术误差(fte)两部分。nse和fte主要是模拟定位得到的位置信息和实际载机差分gps测得的位置信息的定位误差的低频分量和高频分量，需要对3或4中得到的定位误差进行低通和高通滤波，滤波器设计方法如下。

c)nse

参照icao角误差模拟低通滤波器的系统函数：

利用双线性变换法，将其转换为以下差分方程：

yi＝apfe×(xi+2×xi(n-1)+xi(n-2))+bpfe×yi(n-1)+cpfe×yi(n-2)(式-4)

其中：

omn＝om0/0.64

apfe＝omn²/(k²+2×omn×k+omn²)

bpfe＝(2×k²-2×omn²)/(k²+2×omn×k+omn²)

cpfe＝-(k²-2×omn×k+omn²)/(k²+2×omn×k+omn²)

k＝omn/tg(omn×t/2)

参照icao规定，横向0.5rad/s的误差，将不会导致载机偏离预定航道。因此滤波器截止频率om0取0.5。

d)fte

高通滤波器起始频率选择0.3，通过使用该滤波器对估计位置的摆动特性进行分析，进一步推算对fte的影响，公式见式5。

利用双线性变换法，将式-5转换为差分方程：

zi＝dcmn×(xi-xi(n-1))+ecmn×zi(n-1)(式-6)

其中，

dcmn＝1/(1+k×om1)

ecmn＝(1-k×om1)/(1+k×om1)

k＝tg(om1×t/2)/om1

对定位误差进行以上滤波可得到相应的预测nse和fte值，误差符合指标要求即可确定试飞空域，图4为某民用客机在机场rnav横向导航精度试飞的误差预测结果。