機(jī)場儀表著陸系統(tǒng)檢驗(yàn)RPAS的設(shè)計(jì)

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(yàn)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(yàn)證通信導(dǎo)航信號的完整性。校驗(yàn)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(yàn)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(yàn)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(yàn)方案成為可能[2]。同時，無人機(jī)進(jìn)行飛行校驗(yàn)具有進(jìn)一步的優(yōu)勢。首先校驗(yàn)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(shí)現(xiàn)空中信號的更精確的校驗(yàn)。其次，當(dāng)前校驗(yàn)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(yàn)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(yàn)飛行方案，可以大大提高飛行校驗(yàn)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(yàn)系統(tǒng)的規(guī)模和成本。

綜上，航空電子和校驗(yàn)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(yàn)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(yàn)飛機(jī)進(jìn)行下滑信號校驗(yàn)時主要按三條軌跡飛行，分別校驗(yàn)不同的項(xiàng)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(yàn)。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(yàn)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(jì)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(yàn)項(xiàng)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(yàn)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(yàn)，如圖2所示。

對這些參數(shù)校驗(yàn)?zāi)壳坝袃煞N校驗(yàn)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(jì)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(xiàng)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(yàn)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(yàn)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(jì)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(yàn)對象的標(biāo)準(zhǔn)值及容限要求

2 校驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

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(yàn)系統(tǒng)組成圖

總體布局設(shè)計(jì)是完成多旋翼無人機(jī)總體方案初步設(shè)計(jì)工作的最終階段，是多旋翼無人機(jī)總體設(shè)計(jì)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(jì)，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(yàn)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(jì)多旋翼無人機(jī)時，需要將重心設(shè)計(jì)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(shí)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(yàn)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(yàn)軌跡及流程設(shè)計(jì)

結(jié)合校驗(yàn)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(yàn)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(yàn)路徑。設(shè)計(jì)軌跡示意圖如圖5所示。

圖5 無人機(jī)校驗(yàn)路徑規(guī)劃圖

由于采用旋翼無人機(jī)進(jìn)行飛行校驗(yàn)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(yàn)的經(jīng)驗(yàn)及無人機(jī)特點(diǎn)，對旋翼無人機(jī)進(jìn)行飛行校驗(yàn)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(jì)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(jì)，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(jì)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(shí)際值的一致性：

Step 7: 計(jì)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(jì)算e。

Step8：計(jì)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(jì)：

Step11:狀態(tài)估計(jì)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(shí)時性[7]。GPS測量間隙利用加速度計(jì)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(shí)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(jì)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。基于GPS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(shí)時性。

3 實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

項(xiàng)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(shí)驗(yàn)環(huán)境下，按照正常校驗(yàn)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(yàn)證，實(shí)驗(yàn)無人機(jī)的示意圖如圖11所示，下滑信號校驗(yàn)設(shè)備如圖12所示。

圖11 實(shí)驗(yàn)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(yàn)之前，需要驗(yàn)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(shí)驗(yàn)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(yàn)實(shí)驗(yàn)

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(jì)算機(jī)實(shí)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(yàn)系統(tǒng)包括旋翼無人機(jī)校驗(yàn)載體和地面站兩部分。在實(shí)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(jì)算機(jī)實(shí)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(shí)時傳送回地面站。機(jī)載計(jì)算機(jī)實(shí)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(shí)時飛行高度，綜合水平距離數(shù)據(jù)計(jì)算得到當(dāng)前PAPI燈具的仰角，實(shí)現(xiàn)PAPI燈光的校驗(yàn)。

實(shí)驗(yàn)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(yàn)點(diǎn)垂直起飛，實(shí)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(jì)算當(dāng)前無人機(jī)位置，得到燈光角度。地面站實(shí)時顯示并存儲位置及圖像信息，出示校驗(yàn)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(yàn)點(diǎn)。以PAPI所在位置為原點(diǎn)(0,0,0)，校驗(yàn)點(diǎn)為（15m,0,0）即燈具前15m為校驗(yàn)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(yàn)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(shí)時記錄當(dāng)前角度為2.51°，誤差為1'。

圖15 校驗(yàn)無人機(jī)校驗(yàn)PAPI燈具飛行實(shí)驗(yàn)圖

圖16 校驗(yàn)無人機(jī)校驗(yàn)PAPI角度地面監(jiān)控軟件圖

通過以上實(shí)驗(yàn)分析可知，根據(jù)校驗(yàn)原理以并在允許校驗(yàn)誤差范圍內(nèi)，以無人機(jī)代替真實(shí)校驗(yàn)飛機(jī)對PAPI進(jìn)行校驗(yàn)，可得當(dāng)前PAPI燈具角度。滿足PAPI檢驗(yàn)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(shí)驗(yàn)證明此校驗(yàn)方法可校驗(yàn)PAPI燈角度。

4 結(jié)論

針對當(dāng)前飛行校驗(yàn)中存在的諸多問題，對旋翼無人機(jī)用于飛行校驗(yàn)的可行性進(jìn)行了分析論述，主要從系統(tǒng)組成、校驗(yàn)軌跡設(shè)計(jì)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(yàn)的關(guān)鍵技術(shù)問題。完成了對無人機(jī)校驗(yàn)系統(tǒng)流程及軌跡設(shè)計(jì)，提高了校驗(yàn)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(jì)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(yàn)實(shí)驗(yàn)為例進(jìn)行介紹，驗(yàn)證了上述分析設(shè)計(jì)的可靠性與有效性，為將無人機(jī)用于飛行校驗(yàn)提供了一定的工程支持。