RF 航段銜接ILS 進近程序的最大下降角設計方法
2021-12-23 11:31:44賴欣趙得存
航空工程進展 2021年6期
賴欣，趙得存
（中國民用航空飛行學院空中交通管理學院，廣漢618307）
0 引 言
飛行程序設計的質量對航空運行安全起著重要作用，規范的設計流程與設計方法對設計質量的提升有較大促進作用，設計過程中的關鍵參數選擇影響飛行安全。基于性能導航程序（PBN）的所需導航性能（RNP）通過星基導航定位點規劃航跡，具有航跡規劃靈活且能有效減少飛行路徑、降低燃油排放的優勢。同時RNP 航段在設計過程中須考慮的保護區范圍相比其他程序設計方式也更窄，尤其適合在凈空及空域受限的機場實施進場、起始進近階段程序設計。儀器著陸系統（ILS）引導的精密進近方式是目前全球使用最為廣泛的最后進近著陸方式。各大中型機場都以儀表進近程序作為機場的首選進近方式。將RNP 航段和ILS 進近程序結合能在飛行安全、節能減排與環境保護等方面發揮兩者優勢。但實現這種程序的銜接需要在兩種程序設計方法之間進行轉換，RNP程序屬于星基程序設計規范，ILS 程序屬于傳統陸基程序設計規范。同時還需考慮從基于衛星導航的RNP 航段實施完成后，轉為陸基無線電信號程序所需解決的無線電信號穩定截獲問題。
目前國際上主流的飛行程序設計標準為國際民航組織（ICAO）的 8168 標準與美國美國聯邦航空局（FAA）的 TERPS 標準，兩類程序設計標準在設計思路上一致，但在設計的技術細節上存在差異。FAA TERPS 標準總結了在 RNP 程序與ILS 程序結合的設計要點，并通過分析多種航空器模型提出了該類程序設計指南，但未就如何設計兩種程序過渡的下降剖面給出方法。D.Smedt 等根據 ICAO 8168 標準通過飛行模擬方法對兩種程序的過渡階段進行了研究，但并未針對兩種程序過渡階段的最大下降角度提出設計方法。因此目前在實際工程設計中，都是通過設計人員根據經驗進行預估，再通過反復試算的過程來進行設計。
人工試算準確度低，設計效率不高，針對這一問題，本文對銜接兩種程序階段的過渡進近航段的設計方法進行研究。首先分析兩種程序的結構特點，總結過渡航段設計過程中下降剖面幾何關系形成的設計參數限制，給出過渡程序運行階段無線電信號穩定截獲的運行限制；在同時滿足參數幾何關系與信號穩定截獲的限制下，提出一種計算過渡航段最大下降角度的方法，并進行仿真驗證。
1 ILS 精密進近與RF 航段結構分析
ILS 進近程序是目前國際上主要采用的最后進近方式，該程序方式采用進近跑道末端安裝的航向臺LOC 與進近跑道側方安裝的下滑臺GS，形成兩組空中無線電信號，航向臺信號引導航空器對準著陸跑道，下滑臺信號引導航空器建立正確的下滑剖面。ILS 程序分為起始進近段、中間進近段與精密進近段，其中起始進近段可采用不同程序模式，但要求該段結束的中間進近定位點IF 必須位于ILS 航向信標的作用范圍內，以保證在完成起始進近航段后能結合航向信號，即IF 通常是航空器截獲航向臺的最晚位置點，即FACF。程序至最后進近點FAP 后進入精密航段，該航段要求航空器能在保持航向引導的同時結合下滑臺信號，從而保證在最后進近階段能同時獲得航向臺與下滑臺信號引導，直至完成著陸。IF 到FAP 的中間進近航段是將起始進近航段與精密航段平滑安全連接的關鍵航段。
RNP 程序航路點由導航數據庫提供，以衛星定位的形式實施導航。航跡布局靈活，比如其中的固定半徑轉彎航段即RF 航段，可以設計轉彎在2°～300°之間的弧線。RF 航段平面圖與剖面圖如圖1 所示。
圖1 RF 航段平面結構與剖面結構圖［4］Fig.1 Plan and profile structure of RF segment［4］
從圖1 可以看出：將RF 航段作為ILS 程序的起始航段，則是利用RF 航段的P
至P
航段的固定點半徑轉彎部分，P
應為截獲航向最晚位置即ILS精密進近的中間進近定位點，RF 航段的P
至P
即為ILS 程序的中間進近航段，P
應為截獲下滑最晚位置點即ILS 精密進近的FAP，在進近至P
點之前應完成航向信號截獲，從P
至P
中間進行階段應保持航向信號，并完成下滑臺信號截獲，而兩點中間進近實施完成后的位置高度，決定了ILS 精密進近下滑過程的穩定性。2 過渡航段分析
由上節分析可得RNP 航段與ILS 精密進近航段的銜接關鍵是過渡，即中間進近航段，RF 航段銜接ILS 精密進近的過渡航段平面與剖面圖如圖2所示。
圖2 過渡航段平面與剖面結構［9-10］Fig.2 Plan and profile structure of transition phase［9-10］
在起始進近階段即RF 航段階段，航空器將開始建立航向，實際截獲航向位置點將在RF 航段實施過程中某一點，最晚不應晚于FACF，該點至FACF 的弧長為AL
，
航空器截獲航向后將有一個穩定保持距離，如圖2（a）所示。實際截獲下滑臺的位置點也將在RF 航段實施過程中某一點，最晚不應晚于FAP。在RF 航段設計規范中要求，標稱航跡應在△ISA
＝0 ℃假設溫度下設計。而實際RF 航段下滑剖面與實際運行溫度有關，當溫度高于或低于△ISA
＝0 ℃時（如圖2（b）所示），實際下滑截獲點的位置會有變化。為保持過渡航段穩定截獲下滑信號，需要考慮在可能的最高溫下該航段應具有的最大下降角度即ANG
的最大值，該值須能保證在起始進近的下降執行效率，也須避免因ANG
值過高而導致后續精密進近無法穩定建立。為討論ANG
最大取值建立方法，結合圖2 的平面與剖面幾何關系，可以得到設計所需的參數。L
是從跑道入口（THD）到最后進近點（FAP）的水平距離，考慮地表曲率，可以根據幾何關系計算得到。
r
為地球半徑；H
為基準交叉點高度；θ
為滑坡角（標準為 3°）；H
為標稱 FAP 高度。標稱最后截獲航向定位點高度，可計算如下：
LEN
為從 FAP 到 FACF 的距離；ANG
為下降角。航向截獲點到FACF 的弧距AL
計算如下：
W
為航向臺波束在跑道入口THD 處的寬度；R
為 RF 段的固定半徑；V
為從 RF 航段轉彎中心到航向捕獲點與航向臺之間連線的垂直線的距離。
ISA
＋15 ℃進行校正，校正值為
T
為與標準溫度（ISA
＋15 ℃的平均海平面）的溫度差；L
為ISA
的第一層（海平面至對流層頂）的壓力高度；T
為海平面的標準溫度；h
為THD 在平均海平面以上的高度。3 過渡航段最大下降角計算方法
過渡航段設計過程中須預設最高溫度，溫度差在所有海拔高度上都是恒定的。由運行過程分析可知，在RF 航段實施過程中溫度不會影響航向截獲點位置，而下滑截獲點位置會因為溫度影響導致ILS 下滑道與RF 航段VNAV 垂直剖面上存在高度上的偏差GS
，如圖2（b）所示。過渡航段（中間航段）的下降角將取決于GS
，在溫度逐步抬升的設計條件下，當GS
最大時將對應滿足幾何條件的最大航段下降角ANG
。但如果GS
值過大，將導致在FAP 點后航空器無法截獲下滑臺，從而無法在精密進近航段同時活動航向與下滑信號引導，只能轉為非精密進近模式。由于從不同FAP 高度可計算下滑道的偏離量，因此條件可以從下滑信號捕獲點到最后航向截獲點FACF 的弧距離關系進行判斷，即AL
＜AL
，AL
為下滑信號捕獲點到 FACF 的距離。由上述參數幾何關系與實際運行要求，本文提出過渡航段最大下降角度（ANG
）計算方法，計算流程如圖3 所示。
圖3 過渡航段最大下降角計算流程圖Fig.3 Maximum descent angle calculation flow diagram for transition phase
計算過程需首先設定ANG
初始值為0°，并使用公式（3）計算AL
。&為ANG
角度增量，利用公式（2）在ISA
溫度下計算H
。隨后在ISA
+15 ℃下，使用公式（5）對最高溫度高度進行校正；計算不同高度下的下滑道偏離GS
；由精密進近航段設計評估計算可獲得最后進近定位點高度H
。利用公式（3）計算從滑坡截獲點到FACF 的弧長，如果AL
＜AL
且最大下滑坡度偏差大于1，則算法輸出的ANG
為最大下降角。4 仿真計算與結果分析
根據提出的最大下降角設計方法，本文利用Matlab 進行仿真計算。計算過程設定程序設計參數 為 ：最 高 溫 度ISA
+30 ℃，RF 固 定 半 徑2.5 n mile（1 n mile=1.852 km），入口跑道標高500 f（t1 ft=0.304 8 m），L
=4 300 m，W
為標準參數 210 m。為考慮各類精密進近超障的可能性，最后進近定位點高分別假定為1 000～4 000 ft，以500 ft 為計算增量。根據設計規范要求，中間進近航段LEN
需等于或大于 1 n mile，因此假設LEN
從1 n mile 輸入計算流程，并以0.1 n mile 為增量至2 n mile；ANG
初始值為 0°，并以 0.01°為增量。通過仿真計算得到不同最后進近定位點高度與過渡航段長度組合下的最大下降角如表1 所示。
表1 不同組合參數條件下最大下降角Table 1 Maximum descent angle under different parameters
根據表1 數據得到的曲線圖如圖4 所示，可以看出：根據本文提出的方法在最高假設溫度基礎上，可以在不同過渡航段長度與最后進近定位點高度上計算得到一個最大中間航段下降角度ANG
，且最大ANG
值均小于 2°，與 FAA 提出的設計指南保持一致，即在RF 航段和FAP 之間設計的過渡段具有角度不超過 2°的“淺下降角”；最大ANG
輸出與現實飛行過程一致，當FAP 點的高度較低時，為銜接起始進近階段并保證有效截獲航向信號與下滑信號，下降角度將較大，即相同過渡航段長度，過渡航段需要消失的高差越大下降角度也將越大。需要說明的是ISA
+15 ℃為程序設計中常用理論溫度基準，若程序設計環境的標準溫度不是ISA
+15 ℃，那么ISA
取值會直接影響GS
，進而影響ANG
。
圖4 不同組合參數條件下最大下降角Fig.4 Maximum descent angle under different parameters
5 結 論
（1）本文提出一種RNP 程序RF 航段過渡至ILS 精密進近程序的最大下降角度設計方法，并構建了過渡階段最大下降角度的計算流程，采用不同參數組合條件下的模擬驗證，證實了該方法的可行性。提出的設計方法相較與目前的人工試算方法具有更高效率。
（2）為滿足兩類程序設計規范在幾何空間中的銜接要求，過渡航段的下降角取決于ILS 下滑道與RF 航段VNAV 垂直剖面上存在的高度偏差GS
，在溫度逐步增加的設計條件下，當GS
最大時將對應滿足幾何條件的最大航段下降角ANG
。（3）在從RF 航段的星基導航轉為ILS 進近的陸基導航，需要航空器在FAP 截獲下滑臺信號，若GS
值過大，將導致在FAP 后航空器無法截獲下滑臺，從而無法在精密進近航段同時活動航向與下滑信號引導，只能轉為非精密進近模式。因此可以從下滑信號捕獲點到最后航向截獲點FACF 的弧距離關系進行運行限制條件的判斷。（4）以逐步增量逼近的方式，采用空間幾何參數限制與運行限制條件作為增量循環的判斷條件，能夠快速計算過渡航段的最大下降角度取值。
