仪表着陆系统

仪表着陆系统（共7篇）

仪表着陆系统 篇1

1949年, 仪表着陆系统 (ILS:instrument landing system) 被国际民航组织采纳为飞机进近着陆引导的标准设备。飞机着陆时, 驾驶员可以目视外界地标操纵飞机着陆, 但为保证着陆安全, 在目视着陆飞行条例中规定, 目视着陆的水平能见度必须大于4.8km, 云底高不小于300m。当着陆机场气象条件不能满足该条件时, 着陆飞机只能依靠飞行仪表系统的引导进行着陆, 该系统称为“仪表着陆系统”。盲降是仪表着陆系统的俗称, 因为它能在低天气标准或飞行员看不到任何目视参考的天气下, 引导飞机进近着陆, 所以人们通常称其为盲降。

仪表着陆系统是一种引导飞机进近着陆的设备, 它由地面电台向空中的飞机提供沿跑道横向平面 (航向道) 和垂直平面 (下滑道) 着陆的信息。当飞机到达目的地机场上空, 就需借助地面航向台和下滑台发射的波束引导着陆。ILS提供的引导信号, 驾驶员根据仪表的指示操纵飞机或使用自动驾驶仪“跟踪”仪表的指示, 使飞机沿着跑道中心线的垂直距离和规定的下滑角, 从450m的高空引导到跑道入口水平面的一定高度上, 再由驾驶员看着跑道操纵飞机目视着陆。因此, ILS只能引导飞机到达看见跑道的最低允许高度——决断高度 (DH:Decision Height) 上。那何为DH呢, 它是指驾驶员对飞机着陆或复飞作出判断的最低高度。在决断高度上, 驾驶员必须看到跑道才能着陆, 否则应放弃着陆进行复飞。

仪表着陆系统包括三个分系统:提供航向引导的航向信标、提供垂直引导的下滑信标和提供距离引导的指点信标。每一个分系统又由地面发射设备和机载设备组成。地面设施包括1个甚高频航向台, 1个超高频下滑台和1组 (2个或3个) 甚高频指点标台;在机载ILS系统中, 一般有3个接收机:1个甚高频航向接收机, 1个超高频下滑接收机和1个甚高频指点接收机。

航向信标天线产生的辐射场, 在通过跑道中心延长线的垂直平面内, 形成航向面或叫航向道, 用来提供飞机偏离航向道的航向引导信号。机载接收机收到信号经航向接收机处理后, 输出飞机相对于航向道的偏离信号, 经电子飞行仪表系统符号发生器加到驾驶舱仪表板上的电子水平姿态指示器的航向指针。若飞机在航向道上, 即对准跑道中心线, 偏离指示为零;如果飞机在航向道的左边或右边, 航向指针就向右或左指, 给驾驶员提供“飞右”或“飞左”的指令。下滑信标台天线产生的辐射场形成下滑面, 下滑面和跑道水平平面的夹角, 根据机场的净空条件, 可在2°~4°之间选择。下滑信标用来产生飞机偏离下滑面的垂直引导信号, 机载下滑接收机收到信号处理后, 输出相对于下滑面的偏离信号, 加到仪表着陆系统上的下滑指示器。如飞机在下滑面上, 下滑指针在中心零位;若飞机在下滑面的上面或下面, 指针向下或向上指, 给驾驶员“飞下”或“飞上”的指令。航向面和下滑面的交线定义为下滑道, 飞机沿着这条交线着陆, 就对准了跑道中心线和规定的下滑角, 在离跑道入口300m处着地。指点信标台装在顺着着陆方向的跑道中心延长线的规定距离上, 分别叫内、中、外指点信标。每个指点信标台发射垂直向上的倒锥形波束。当飞机飞越指点信标台上空的有效范围时, 机载接收机才能收到信号。由于各指点信标台发射信号的调制频率和识别码不同, 机载接收机就分别使驾驶舱仪表板上不同颜色的识别灯亮, 同时驾驶员也可以通过耳机听到不同频率的音调和识别码来判断飞机在哪个信标台的上空, 即知道飞机离跑道入口的距离。

然而, 随着空中交通量的剧增以及交通状况的日益复杂, ILS在某些方面暴露出本身的缺点和局限性。局限性来自它只能提供单一而又固定的下滑道。随着飞机种类的增多, 飞机性能的提高和更先进技术的出现, ILS的进近方式也显得适应不了发展, 由于ILS进近航线规定在跑道中心延长线所在的平面内, 下滑角又很小, 这会引起大型飞机接近城市和居民区飞行时产生低空噪声污染进近;而对于具有短距起降和垂直起降的飞机来说, 由于固定的下滑角很小, 不能发挥其优越性。ILS在单一下滑道的前提下, 显得缺乏足够的灵活性, 所以它从根本上限制了诸如曲线进近、分段进近和大下滑角进近等各种灵活进近方式的使用。局限性还来源于它所采用的频率。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。航向台对其较为敏感, 信号波束容易受到干扰而产生扭曲。另外, ILS的航向台和下滑台成对提供约40个有用频道。在某些空中比较繁忙的机场, 频道拥挤的问题已变得日益显著。同时, 随着各地调频无线电台的增加和升级, 处于其低频段的ILS航向台的工作频率会受到调频台信号的干扰。

微波着陆系统是基于克服ILS存在的问题提出的, 主要提高了工作频率 (5031MHz~5090.7MHz) , 采用时间基准扫描波束和时分多址传输方式, 从而提高了精度, 减少了天线的尺寸, 减少了地面建筑物反射信号的影响, 可选频道多达200个, 引导范围大 (方位±60°, 仰角0°~20°) 。随着科学技术的日益发展, 仪表着陆系统将会日臻完善, 许多大型飞机上已安装了全球卫星引导的着陆系统, 它已经越来越先进, 也越来越完善, 为飞机着陆提供更加安全可靠的技术保障。

摘要：仪表着陆系统作为一种精密仪表进近系统, 已被广泛用于国际、国内各机场的着陆引导系统中, 它能在气象条件恶劣以及低能见度条件下为飞行员提供引导信息。本文介绍了仪表着陆系统的作用和工作原理, 并对仪表着陆系统的优越性和相关问题进行了分析和探讨, 让我们能更加深刻地了解仪表着陆系统。

关键词：仪表着陆系统,航向道,下滑道,局限性

参考文献

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[2]蔡成仁.航空无线电[M].北京:科学出版社, 1992.

[3]张焕, 魏光兴.仪表飞行程序[J].中国民航飞行学院, 1995.

仪表着陆系统防雷措施浅析 篇2

1 雷电危害民航空管设备体系的途径

雷电危害主要包括以下几个类型:直击雷、雷电感应、静电感应、电磁感应及雷电波侵入。由于雷电流会从沿机房的进出户电缆窜进设备或者线缆之间的电磁耦合亦会导致设备的电位升高, 因此掌握对雷电的入侵途径才能建立有效的防护措施。如图1所示, 雷电过电压对民航空管设备体系电子设备的损害主要有以下三个途径:

(1) 机房的电源线和通信线、网络线、天馈线或这类电缆的金属外套等在建筑外受直击雷和感应雷而加载的雷电压及过电流沿线窜入, 入侵电子设备;

(2) 直击雷经过接闪器 (如接闪杆、接闪带、接闪网等) 直接放入大地, 导致地网地电位上升, 高电压由设备接地线引入电子设备造成地电位反击;

(3) 电流经引下线入地时, 在引下线周围产生磁场, 引下线周围的各种金属管 (线) 上经感应而产生过电压。

2 航向天线阵分配单元和混合监控网络防雷措施

在ILS设备运行过程中, 我们发现雷暴季节航向的分配单元 (ADU) 和监控混合单元 (MCU) 很容易遭受雷击损坏, 与之相连接的发射机柜被雷击损坏概率却很低。ADU和MCU板卡都集成在一个铁箱子当中, 屏蔽性能良好, 因此不会出现直接感应雷电流导致设备损坏。则最可能的原因是雷电流沿天馈同轴电缆进入ADU和MCU, 大电流作用下设备损坏。

除了直接向电缆流入雷电流以外, 电缆遭受直接雷往往会导致电缆断裂, 以至于损坏与其相连的设备。电缆上的过电压冲击, 绝大多数是感应产生的。但因其能量一般较小, 电压低, 电流弱, 通常很少对电缆本身身造成危害。只能对与电缆相连接的端机构成危害。

图2所示, 埋地深度为h (m) 的电缆, 其距离雷击点的垂直距离为y (m) , 雷电流用双指数波表达式时, 距离雷击入地点最近处电压瞬时值的计算公式为:

式中:A、α、β为常数, 根据不同的雷电流波形而定;

由此可以看出, 当电缆处于电磁脉冲环境场中时, 屏蔽层上产生的感应电流通过屏蔽层和芯线之间的转移阻抗, 在芯线上产生感应过电压, 将严重影响电缆所连接的电子设备正常工作。埋地电缆所采取的防雷措施主要有埋地接地体、架空接闪线、排流线、消弧线等。鉴于此现象, 可以采取如下两种方式保护ADU和MCU:

(1) 对ADU的输入端CSB、SBO、CLRCSB和CLRSBO的电缆屏蔽层做破皮接地;MCU的输出端DS、CL、CLR电缆屏蔽层做破皮接地。

(2) 对ADU的输入端CSB、SBO、CLRCSB和CLRSBO增加天馈浪涌保护器;MCU的输出端DS、CL、CLR增加天馈浪涌保护器。

3 下滑设备天馈浪涌保护器安装

下滑台站防雷设施齐全, 但是下滑设备的ADU和MCU依然会因雷击损坏。这是由于防雷厂家不了解下滑设备的进出户信号电缆, 现场安装过程中导航技术人员对SPD和防雷原理亦不熟悉, 往往发生SPD安装位置错误, 应该被保护的设备却不再保护范围内的现象。

航向设备的浪涌保护器安装位置不易出错, 因为从发射机柜进出户电缆线路很直观, 即发射电缆4根, 监控电缆4根, 在其进出户端安装即可。而下滑设备的电缆连接线路复杂, 防雷厂家分辨不出进出户电缆, 往往参照航向设备位置安装SPD, 即安装在发射机柜端的发射电缆CSB、CSB CLR、SBO端, 监控电缆CL、DS、CLR、NF端。这样导致的结果就是发射机柜处于浪涌保护器的保护端之内, 而ADU和MCU不在浪涌保护器的保护范围之内, 雷电流沿着出入户电缆到达ADU和MCU, 使两者遭受大电流冲击损坏, 因此下滑设备的浪涌保护器正确安装位置如图3所示。

4 设备遥控信号传输线路光纤防雷措施

随着光纤的普及使用, 机场内设备遥控信号传输均已采用光纤传输。因为光纤本身是以Si O2为原料做成的, 它的绝缘性能很好, 并且光信号的频率远远高于雷电电磁波的频率, 因此光信号不会受到雷电电磁波干扰, 被误认为它不存在防雷问题, 所以台站内的光纤大都未做防雷措施, 但实践证明, 光缆也是会遭雷击的。原因是一般光缆的防潮屏蔽层, 加强芯线和接头都采用金属构成, 雷电会通过这些部件袭击光缆, 击穿光缆绝缘保护层。

当雷击光缆附近的大地时, 雷击点电位显著升高, 当雷电流达到一定数值时, 土壤将会被电离, 雷电流就会直接入侵到光缆上。对于均匀的土壤, 雷击点周围会形成电弧区, 该电弧区电位为:

可见, 雷电流强度越大或土壤电阻率越高, 产生的电弧区半径越大, 电弧区电位越高, 对光缆的危害也越大。

埋地光缆较理想的防雷措施是在光缆上方敷设单根或多根排流线, 将光缆中所有的金属构件都在接头处电气断开, 机械连接, 雷击严重地区尽可能采用无金属构件的光缆。若埋地光缆中金属结构做电气连通, 为避免依次雷击而造成多处雷击故障, 光缆除布放排流线外, 还应在光缆的接头处都做集中接地 (最好使用牺牲阳极接地, 以免光缆金属护层铝等被腐蚀) 。

5 结束语

雷暴天气因雷击导致仪表着陆系统设备损坏的现象常有发生, 只要科学正确地采取了防范措施, 其绝大部分是可以避免的。要做好仪表着陆系统防雷工作, 既要掌握设备的信号传输流程和电缆的敷设线路也要了解拟采取的防雷措施原理。只有采取良好的雷电屏蔽措施、合理的安装防雷器、畅通的雷电泄放通道, 才能最大程度的减少雷电对仪表着陆系统的损坏。

摘要：鉴于仪表着陆系统普遍存在防雷措施不严谨、不全面的现象, 本文通过对航向天线阵处防雷设施不足、下滑设备浪涌保护器安装位置错误和光纤防雷措施的遗漏的问题分析, 提出恰当的防雷整改措施。

关键词：仪表着陆系统,防雷措施,屏蔽,浪涌保护器

参考文献

[1]黄裕文, 钟秉武.机场空管设备雷电防护[J].气象科技, 2012, 40 (3) :497-501.

仪表着陆系统 篇3

民机的进近着陆阶段是事故多发阶段, 也是最复杂的飞行阶段。由于这一阶段飞行高度低, 所以, 对飞机安全的要求也最高, 尤其在终端进近时, 飞机的所有状态都必须高精度保持, 直到准确地在一个规定的点上接地。对民机着陆, 目前世界上主要有仪表着陆系统、微波着陆系统、全球定位系统三种方式。

仪表着陆系统目前发展比较成熟, 但存在着智能提供单一而又固定的下滑道、波束覆盖区小、多径干扰严重等缺点;微波着陆系统主要优点是导引精度高、比例覆盖区大, 能提供各种进场航线和全天候导引功能, 但造价高, 地面和记载设备要求高, 换装代价较大, 发展受到限制;GPS是美国军方研制的卫星导航系统, 是继惯性导航之后, 导航技术的又一重大发展, 具有全球、全天候定位能力、军用信号定位精度高、应用范围广和相对造价低的优点, 但也存在由于受到人为干扰时误差较大的缺点。

本文对仪表自动着陆系统进行了控制律设计, 由于在着陆阶段, 飞机的高度和速度变化范围较小, 因此采用小扰动方法将飞机的非线性运动方程进行线性化处理, 从而利用简化后的线性模型进行运动分析和控制律设计。另外由于飞机自身的对称性, 在进行线性化过程中可以将纵向和横侧向进行解耦, 分别进行控制律的设计, 最后通过综合验证, 完成自动着陆系统的控制律设计。

仪表纵向自动着陆控制律设计

纵向自动着陆控制律包括内环电传增稳控制和外环俯仰角控制、下滑着陆航迹控制, 同时需要控制发动机调节速度, 所以纵向仪表自动着陆控制为姿态和航迹的综合控制。设计时需要先设计电传增稳控制律, 保证飞行稳定和驾驶员操纵的飞行品质, 再设计俯仰角跟踪回路以及纵向航迹跟踪保持控制回路。纵向自动着陆系统结构框图见图1所示。

(1) 内环纵向电传增稳控制系统

由于飞机在高速飞行时, 乘客主要感受法向过载的变化, 而在低速飞行时, 主要感受俯仰角速率的变化, 因此在考虑纵向飞行品质时, 采用C*准则, 即综合考虑飞机的法向过载和俯仰角速度进行内环电传纵向增稳的设计。纵向电传增稳控制采用C*显模型跟踪进行最优二次型设计, 该设计兼顾了飞机的操作品质和乘客舒适性, 满足了飞行品质的要求。包含全状态反馈的闭环控制增稳系统结构框图见图2所示。

(2) 俯仰角跟踪控制系统

俯仰角跟踪控制系统用于对飞机俯仰角进行控制, 能够根据飞行状态的需要将飞机保持在给定的俯仰角。作为飞机纵向航迹控制的内环, 其性能是保证自动着陆各阶段航迹精确跟踪的基础, 应实现对俯仰角指令快速、平稳的跟踪。俯仰角跟踪控制系统以纵向电传控制增稳系统作为内环进行设计, 采用了比例积分控制, 结构框图见图3所示。

(3) 速度保持与控制系统

飞机在自动着陆过程中, 需要精确控制着陆速度, 应采用自动油门系统实现速度保持与控制。着陆航迹偏差通过升降舵来进行修正, 而自动油门系统主要用来补偿着陆航迹跟踪过程中带来的速度偏差, 使速度保持在规定范围内。速度保持与控制系统结构框图见图4所示, 采用了比例积分控制。

(4) 定高控制系统

飞机自动着陆初始阶段即为定高阶段, 定高环节采用俯仰角控制环节作为内环, 对给定高度指令进行跟踪, 当偏离指定高度时, 飞机会自动调节飞行姿态, 爬升或下降到指定飞行高度。飞机定高平飞至截获下滑波束后转入下滑控制阶段。定高控制系统以俯仰角控制为内环, 反馈高度信号进行控制, 其结构框图见图5所示。

(5) 下滑波束导引系统

飞机着陆截获下滑波束后, 开始进入下滑线跟踪阶段。下滑波束导引系统通过建立航迹倾角∆u与波束偏差角Γ的关系, 构建对应反馈控制环节, 使飞机在下滑阶段能够自动修正偏差, 精确跟踪下滑线。

本文设定下滑波束线的仰角为3度, 航迹倾角∆u和波束偏差角Γ间的运动学关系见图6所示。

下滑波束导引系统以俯仰角控制系统为内回路, 利用下滑耦合器调节飞机姿态, 使波束偏差角最终为0。下滑波束导引系统下滑耦合器结构框图见图7所示。

(6) 拉平控制系统

飞机在垂直平面内, 从下滑过渡到实际着陆点的纵向运动轨迹称为拉平轨迹。自动着陆需要设计拉平控制律, 将下滑时的垂直速度减少到允许的着地速度, 使飞机平稳、安全接地。本文选取的拉平初始高度为15m, 采用指数曲线设计拉平轨迹, 公式为:

拉平控制系统也采用俯仰角控制系统作为内环, 通过改变姿态角来调整飞机的垂直下降速度, 拉平控制系统结构框图见图8所示。

使用Matlab/Simulink软件对纵向自动着陆控制系统进行仿真建模, 模型见图9所示。

仪表横侧向自动着陆系统控制律设计

横侧向自动着陆系统采用内环控制增稳、中环姿态控制和外环轨迹控制。在内环控制增稳回路的基础上, 中环姿态控制回路跟踪飞机姿态控制指令;外环飞机侧偏距控制回路消除在飞机着陆阶段相对于跑道中心线的侧偏距, 横侧向自动着陆系统结构框图见图10所示。

(1) 横侧向增稳控制

横侧向增稳控制主要是从增强稳定性和使滚转角与侧滑运动解耦的角度进行设计, 包括增稳控制以及前馈控制, 横侧向增稳控制结构框图见图11所示。

本文采用特征结构配置方法通过侧滑角β、滚转角速率p、偏航角速率r和滚转角φ反馈信号产生副翼和方向舵指令, 以使飞机具有良好的飞行品质。前馈控制用来实现飞机对驾驶员指令信号的快速跟踪以及滚转与侧滑运动的静态解耦。

(2) 横侧向姿态控制

横侧向姿态控制的基本要求是实现滚转角和偏航角的快速、精确跟踪, 采用模型跟踪最优二次型设计方法进行横侧向姿态控制, 其结构框图见图12所示。

(3) 侧向波束导引系统

侧向波束导引系统是将飞机偏离航向信标台发射的无线电波束中心线的信号通过耦合器变为滚转控制指令, 输给自动驾驶仪的侧向通道, 操纵副翼偏转来改变航迹方位角χ, 修正飞机水平方向上的航迹。即侧向波束耦合器与自动驾驶仪侧向通道耦合, 构成侧向波束自动控制系统, 自动修正飞机水平方向上的航迹, 使飞机对准跑道中心线飞行。

首先建立飞机侧向运动参数与波束偏差角λ之间的几何关系, 见图13所示。

图中:ψ为飞机纵轴偏离给定航向的偏航角;β为侧滑角;y为机偏离等信号线的侧向偏离;R为机重心到航向信标台的距离;λ为离波束等信号线的偏差角。

侧向波束耦合器是将波束偏差角信号转换为滚转指令信号的装置, 其控制律为PID控制, 公式为:

偏差角信号是使飞机稳定在高频无线电波等强度线上的基本信号, 积分信号用来消除静差, 角速率信号用来改善稳定性。综上分析, 侧向波束导引系统结构框图见图14所示。

使用Matlab/Simulink软件对侧向自动着陆系统进行仿真建模, 模型见图15所示。

仿真与分析

利用Matlab/simulink建模的自动着陆控制律模型软件对B747飞机的自动着陆过程进行仿真, 采用Matlab/GUI搭建的自动着陆系统仿真软件界面见图16所示。

在自动着陆系统仿真软件界面中设置飞行初始条件、环境参数及控制参数, 然后点击开始仿真按钮运行仿真模型, 本次设置的参数见表1所示。

自动着陆仿真曲线见图17至图25所示。

从上述飞机着陆曲线可以看出, 所设计的自动着陆控制律可以实现飞机对理想着陆轨迹的精确跟踪。整个着陆过程中滚转角、俯仰角、偏航角变化值都不大, 且振荡次数很少, 飞机姿态变化平稳, 对于民机来说, 具有较好的乘坐舒适性。飞机接地时, 俯仰角为3度, 主轮先接地, 符合实际着陆情况。

另外在定高段和下滑段, 采用自动油门系统进行速度保持, 因此能够将飞行速度控制在75m/s左右, 图中显示速度控制误差范围不超过1m/s。在拉平段飞机适当减速, 由75m/s平稳过渡到72m/s, 确保飞机平稳、安全的着陆。

结语

仪表着陆系统 篇4

1 仪表着陆系统航向信标的原理及建模

仪表着陆系统由地面设备和机载设备两大部分组成,地面设备包括航向信标、下滑信标和指点标。航向信标和下滑信标都采用90Hz和150Hz双音频复合调幅信号,分别为飞机提供对准跑道中心线的航道信号和指示降落角度的下滑道信号,而指点标则为飞机提供与跑道入口之间的距离信号[4]。

1.1 航向信标的原理及模型

航向信标为了在空间得到应有的导航信息,它发射两个信号,一个称为CSB(Carrier Plus Sideband Signal)信号,另一个称为SBO(Sideband only Signal)信号。CSB信号是载波加边带波,而SBO为纯边带波,CSB信号的载波为VHF信号,在载波上调制有(90Hz+150Hz)信号,这个调制信号在发射机内形成,SBO信号为纯边带波,载波受到抑制,它的调制包络为(90Hz-150Hz)信号。

现用国际标准的ILS采用比幅制,即比较90Hz和150Hz音频信号的调制度来得到航道或下滑道信息,而这两个音频信号调制度的差称为DDM,为一个标量,只有大小,没有方向[5]。DDM可以表示为

航向信标包含两部航道发射机和两部余隙发射机,其工作原理相同,用来产生CSB和SBO信号。航向信标产生的CSB和SBO信号可表示为:

其中:m90、m150分别为90Hz、150Hz音频信号的调制度,fc为载波频率,EC为载波幅度,Ess90为分离辐射的90Hz音频边带波幅度,Ess150为分离辐射的150Hz音频边带波幅度。图1所示为正常情况下CSB、SBO信号时域波形图。

1.2 航向信标空间合成信号模型

航向信标天线阵将来自航道、余隙的CSB、SBO信号按规定的幅度和相位进行分配,发送至各个天线单元,按照航向信标所要求的场型辐射出去,它在空中产生的甚高频信号包含有调制信息,从而使正在处于着陆过程中的飞机能准确地对准跑道中心线。

本文中的航向信标采用八单元的对数周期天线,天线间横向间隔为0.75λ,λ为载波波长。表1为八单元天线阵的幅度和相位分配表。

从表1可看出,从发射机反馈给航向信标天线阵的射频由两个部分组成,一个是CSB,另一个是SBO,这两个射频信号通过射频分配网络进行幅度和相位的分配,以不同的幅度和相位关系馈给每个天线单元。由SBO射频信号通过天线产生的辐射场型和由CSB射频信号产生的辐射场型是不同的,而航向信标天线阵的辐射场型可视为这两个场型的综合,由它们在飞机机载接收机中产生空间调制和调制度差的概念,正因为这样,调制度差应该是CSB和SBO信号所有90Hz和150Hz调制信号的差异。

在天线阵辐射范围内,空间任意一点的信号是四对天线辐射信号之和[6]。先对其中一对天线振子的CSB信号建模,如图2所示。

设天线阵中第i对天线相对于天线中心的距离为Di,馈电幅度为Ai,馈电相位为Фi(参见表1),K为衰落因子(仿真中假设为1),航向信标天线阵发送给左右天线Li,Ri的信号分别为:

设对数周期天线的方向性函数为F(θ),且

则航向信标信号辐射范围内的任意A点所收到的CSB信号为[7]:

若r0=Di,则有rLi≈r0+Disinθ,rRi≈r0-Disinθ,将式(2)、(4)、(5)代入式(6)得:

式(7)为第i对天线振子在空间A点辐射的CSB信号数学模型,同理可以得到第i对天线振子在空间A点辐射的SBO信号的模型。

2 仿真与分析

利用Matlab仿真软件对航向信标进行数学建模,实现航向信标系统仿真。在仿真中,假设空间信道为理想信道。

2.1 音频相位不正确的波形仿真

在CSB、SBO中90Hz和150Hz音频相位不正确时,仿真结果如图3、图4所示。

在航向信标中,音频产生器所产生的90Hz和150Hz音频信号之间要保持一定的相位关系,即锁相。当90Hz和150Hz相位关系不正常时,产生CSB和SBO所需的调制信号(90Hz+150Hz)和(90Hz-150Hz)的相位关系就会出现偏差,从而导致CSB、SBO波形出现异常。由图3、图4可看出,与正常CSB、SBO波形比较,当90Hz和150Hz音频相位不正确时,CSB、SBO波形的峰值会出现不等高。

2.2 音频调制度不平衡的波形仿真

在航向信标中,90Hz和150Hz音频信号的调制度应处于平衡状态,即90Hz音频调制度等于150Hz音频调制度。从图5、图6可看出,与正常CSB、SBO波形比较,当90Hz和150Hz音频调制度不相等时,CSB、SBO信号出现过调或欠调现象,波形振荡发生明显变化,而且部分波形的峰-峰值不等。

2.3 空间任意点的波形仿真

仿真输出的空间任意点的信号波形由天线单元各振子根据不同幅度和相位辐射的CSB、SBO信号在空间叠加而成,从图7、图8可看出,空间任意点的信号与机内产生的信号波形及实际系统理想状态波形一致,该数学模型的建立符合理论要求,为后续对航向信标的深入研究提供有价值的参考。

3 结语

仪表着陆系统在其运行期间,都必须经过严格的地面检验和运行维护,在检验和维护过程中,信号波形是否符合要求又是工作的关键,因此,应当得到标准的CSB、SBO波形。本文利用仿真工具Matlab实现了理想信道环境下仪表着陆系统航向信标的波形仿真,分析了各种情况下CSB、SBO信号的波形,为今后的运行维护工作提供了理论基础,同时通过仿真,也验证了模型创建的正确性以及利用Matlab对仪表着陆系统进行建模仿真的可行性,为仪表着陆系统的仿真作了初步的探索,为今后的研究打下基础。

参考文献

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[4]张建超.仪表着陆导航系统[M].广州:广州民航职业技术学院,1998.

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[6]吴世龙,尹成友,张克芳.地面对对数周期天线阵列影响的近似镜像法分析[J].装备指挥技术学院学报,2003,14(6):75-78.

仪表着陆系统 篇5

根据GB50052-2009《供配电系统设计规范》, ILS导航台用电按一级负荷设计, 其中导航通信设备机房等特别重要的场所的部分用电按一级负荷中特别重要的负荷设计。根据GB50174-2008《电子信息系统机房设计规范》, ILS导航台的导航通信设备机房按A级机房设计, A级电子信息系统机房内的设施应按容错系统配置, 即同一时刻至少有两套系统在工作。

2 供电设计

仪表着陆系统航向导航台电气设计分析以虹桥机场某航向台为实例进行分析。ILS导航台为机场内无人值守导航台, 导航台采用双路供电, 第一路由机场外变电所引来一路9.8k V高压电, 通过台站内的9.8/0.39k V箱式变电站转化为0.39k V低压电给设备供电。第二路由机场中心变电所引来一路0.39k V低压电为设备供电, 两路电源在导航台机房内经双电源切换开关转换成单路低压电为设备供电。供电负荷情况:2台空调2P空调 (一主一备使用) 1.8k W、1台0.9 k W除湿机、ILS设备功率2k W, 导航台总用电功率为4.7k W。

3 防雷设计

3.1 直击雷防护

查表后某导航台平均年雷暴日为28.4, 根据《民用航空通信导航监视设施防雷技术规范》MH/T4020-2006中的规定确定防雷等级为甲级。

对于直击雷的防护, 航向阵列天线采用避雷线作为接闪器, 把雷电流接下来, 用引下线引入大地, 从而达到防止直击雷对天线系统的危害。避雷线采用25mm2裸铜线, 安装高度为5m, 引下线一般采用园钢或扁钢, 规格为50 mm2裸铜线, 所有引下线要镀锌或涂漆, 在腐蚀性较强的场所, 还应加大截面积或采取其他防腐措施。为了减少引下线的电感量, 引下线应沿最短接地路径敷设, 与平行布设的航线天线、馈线、信号线、控制线、电源线的水平间距不应小于1.8m, 并且通过4*40mm镀锌扁钢就近接入接地系统。

3.2 感应雷防护——电涌保护器SPD设计

电涌保护器SPD分为三类, 第一种是电源SPD, 第二种是信号SPD, 第三种是天馈SPD。

信号SPD分别安装在航向设备遥控信号端口、监控信号端口以及遥控和电话线路, SPD输出端与被保护设备的端口相连, 我们将航向信号SPD固定在设备机架上, 接地端宜采用截面积不小于4mm2的铜芯导线就近连接到等电位接地端子板上, 接地线应平直, 长度不宜大于0.5m。

天线系统的ILS射频电缆例如CL、DS等通过天馈SPD连接到主机柜的底端, 天线馈线承载矢量信息, 在安装SPD的同时需确保不会对发射信号的相位产生影响。根据被保护的仪表着陆系统航向设备的工作频率、输出功率等要求, 选用合适天馈SPD, 参数为插入损耗≤0.5 d B, 驻波比≤1.2, 响应时间≤10ns, 平均功率≥1.5倍系统平均功率, 特性阻抗一般设计为50欧姆, 传输功率满足系统要求, 工作频率为108----111.975 MHz。

电源SPD应安装在防护区的每个界面处, 当设备需要精细保护时, 可采用多级SPD进行防护, 应使各级SPD之间达到能量匹配, 当防护区模糊时, 建议靠近设备处加装双端口集成的SPD以克服单级SPD或多级SPD的缺点, 双端口SPD既提供了大的通流量, 又提供了能量匹配和响应速度快等优点。第一级安装在配电系统总出线处 (配电柜处) ;第二级安装在各系统供配电柜 (UPS配电箱和障碍灯处) 内;第三级安装在导航设备前端。各级SPD通流量分别为:第一级不小于20k A (10/350μs) (开关型) , 第二级不小于40k A (8/20μs) (限压型) , 第三级不小于20k A (8/20μs) (限压型) , 第四级不小于10k A (8/20μs) (限压型) 。电涌保护器连接导线应平直, 其长度不应大于0.5m, 受条件限制时, 可采用凯文接线法, 接地线长度应不大于1m。当电压开关型SPD至限压型SPD之间的线路长度小于10m、限压型SPD之间的线路长度小于5m时, 在两级电涌保护器之间应加装退耦装置或采用内部配合好的复合式SPD。当电涌保护器具有能量自动配合功能时, 电涌保护器间的线路长度不受限制。

3.3 电位处理

根据《民用航空通信导航3设施防雷技术规范》中的规定, 导航设施的接地阻值不大于4欧姆, 本导航台所在地土壤属黑土地, 含少量石块经实地勘测, 土壤电阻率为89Ω/M, 测量时无降水, 土壤性质:黑土 (相对湿度5%) 。取季节系数ψ=1.0。本设计采用多根人工接地体设计, 各防雷器、机壳地、工作地、交流地等与接地汇接排有良好连接。

由于此台与DVOR台站合装, 所以ILS和DVOR/DME设备应采用共用接地方式, ILS航线天线和监控天线设置人工接地体, 并用埋地接地线与台站接地装置互连。对接地电阻进行估算:单一垂直接地体的接地电阻为22.18Ω, 采用9根接地体, 成网格状埋设时的接地电阻为2.97<4Ω符合接地要求, 本台站采用9根DN20、2.6m/根的要求, 9根接地极成田字型埋设, 埋设深度0.8m (接地体上端距地面0.8m) 。

参考文献

[1]中华人民共和国建设部.JGJ 16-2008民用建筑电气设计规范[S]

[2]中国联合工程公司.GB 50052-2009供配电系统设计规范[M].北京:中国计划出版社, 2010.

[3]中国电子工程设计院.GB 50174-2008电子信息系统机房设计规范[M].北京:中国计划出版社, 2009.

[4]MH/T 4006.2-1998航空无线电导航设备第1部分仪表着陆系统 (ILS) 技术要求

仪表着陆系统 篇6

一类仪表着陆系统 (CATⅠ) , 在能见度为800 m时, 引导飞机进近到离地60 m的高度。

二类仪表着陆系统 (CATⅡ) , 在能见度为400 m时, 引导飞机进近到离地30 m的的高度。

三类仪表着陆系统 (CATⅢ) , 在能见度为0米时, 引导飞机进近着陆直到接地。

传统三类A级仪表着陆系统建模只考虑地理学和几何学关系。一些飞机系统的设计, 特别是自动着陆功能的设计对仪表着陆系统建模的仿真度有着较高的要求。因此, 高仿真度的仪表着陆系统模型可以降低系统研制风险和成本, 提高系统研制效率。本文参考一系列的飞机机载和地面真实设备的性能规范, 建立了一套满足行业标准性能、满足其他系统设计需要的三类A级仪表着陆系统模型。

1 系统建模

1.1 标准几何模型

本文首先从几何学的角度, 建立仪表着陆系统模型。模型的初始化参数为跑道入口的地理坐标LLA (Longitude, Latitude, Altitude) 和方位角、下滑台相对于跑道入口的安装位置、航向台相对于跑道入口的安装位置;模型的输出为飞机相对于理想下滑道和航向道的偏差角。模型的输入输出接口如图1所示, 模型的原理图如图2所示。

已知跑道入口的地理坐标LLA为:

跑道进近方位角为, 飞机地理坐标为:

µ, l, h分别为纬度、精度和高度。以跑道入口为原点, 跑道进近方向为轴建立跑道坐标系, 由地理学和几何学知识可求解飞机在跑道坐标系下的三维坐标:

步骤1:求取飞机AO和跑道入口RO在EC EF坐标系下坐标OAECEF和ROECEF (EC E F坐标系是随地球自转的非惯性坐标系。x轴沿赤道平面指向0度经线;z轴沿自转轴指向北极;y轴按右手定则与xz平面垂直) 。

其中:λs为当地平均海平面高度:

rs为地表半径:

f为地球扁率:f=1/298.257223563

R为赤道半径:R=6378137m

步骤2:求解飞机在跑道坐标系中的坐标OAR。

步骤3:已知下滑台和航向台在跑道坐标系中的安装位置ORGS和ORLOC, 分别求在飞机在下滑台坐标系和航向台坐标系的坐标OAGS和AOLOC:

步骤4:已知下滑角W, 求下滑偏差角ΓGS和航向偏差角ΓLOC

则下滑道偏差:

航向道偏差:

1.2 地面台性能模型

地面台性能模型在几何模型的基础上将偏差的单位从角度偏转为DDM (调制深度差) , 并加入换下滑台和航向台的性能误差, 其接口如图3所示。本文仅以下滑台为例推导模型的建立过程, 航向台的模型完全类似该过程。

根据ICAO相关标准, 三类A级下滑台的DDM应满足如下图所示以下的标准结构。在DDM=0到DDM=±0.0875范围内, DDM应随偏差角线性变化;在DDM=±0.0875到DD M=±0.17 5范围随偏差角近似线性变化, 如图4所示。

因此可得到精确的DDM模型:

根据ICAO标准, 三类A级下滑道结构的性能应以95%的置信度满足以下误差范围要求:

覆盖区边缘到A点:0.035 DDM;

A点到B点:从0.0 35 D D M线性下降到0.023 DDM;

B点到T点:0.0 23 D DM;

其中, ILS“A”点指沿进近相反方向, 在跑道平面上距离跑道入口7500m处的点;ILS“B”点指沿进近相反方向, 在跑道平面上距离跑道入口1050m处的点;ILS“T”点 (基准数据点) 指沿进近相反方向, 在跑道平面上距离下滑道高度15m处的点。如图5所示。

因此, ILS A、B、T三点在GS坐标系的横坐标为

已知飞机在GS坐标系的横坐标为xAGS, 通过下面的插值表可得到在该点的误差∆DDMGS要求如图6。

由95%的置信度要求, 可以利用正态分布建立误差模型:

1.3 机载接收机性能模型

机载接收机性能模型在地面台性能模型的基础上加入机载接收机的性能误差和动态响应模型, 其接口如图7所示。本文仅以下滑台为例推导模型的建立过程, 航向台的模型完全类似。

(1) 精度模型。

根据RTCA DO-192对三类A级下滑道接收机的最低性能标准要求, 其精度保持在5%以内, 因此可以利用平均分布建立误差模型:

(2) 动态响应模型。

根据RTCA DO-192要求, 机载接收机的阶跃动态响应应满足0.6 s时达到67%稳态值, 且超调不超过2%。因此, 可用二阶低通滤波器模拟这一动态响应。利用简单的线性搜索法, 可得到满足上述指标的二阶低通滤波器阻尼比和自然频率:

2 结论

针对传统三类A级仪表着陆系统建模只考虑地理学和几何学关系、模型仿真度不高的缺点, 本文首先建立三类A级仪表着陆系统建模标准几何模型, 依据ICAO和RTCA的相关标准规范, 在几何模型基础上增加了地面设备和机载设备的性能模型, 该模型提高仪表着陆系统模型的仿真度, 能够帮助其他需要该模型的系统设计降低风险和成本, 提高研制效率。

参考文献

[1]大气和空间飞行器坐标系统.AN SI/AIAA r-004-1992.1992.

[2]ICAO附件10航空通信, I卷-无线电导航设备[M].5版.1996.

仪表着陆系统 篇7

近年来, 随着我国民航事业的高速发展, 越来越多的机场启用双跑道或多跑道运行模式, 并将仪表着陆系统 (ILS) 的运行等级由CAT I提升到CATⅡ。为了避免航班落错跑道等不安全事故的发生, 同时也是ILS CATⅡ运行规范的要求, 技术人员需要在ILS遥控器上安装连锁开关, 同时在塔台上放置ILS塔台状态显示板, 便于管制员确认ILS设备是否按要求正确开启。但是按照设备厂家提供的连接方案, 导航集中监控室与塔台直接的电缆距离要求在十几米到几十米之间, 这给导航集中监控室的设置带来了极大的限制和不便。

为了解决这个难题, 研究分析了NORMARC 7000B系列ILS设备遥控面板到塔台状态显示板的信号特征, 结合虹桥机场信号现有的传输条件, 制定了通过光纤进行塔台状态显示板信号传输的方案。

2 NORMARC公司提供的技术方案简述

上海虹桥国际机场为近距双跑道机场, 一共安装了4套仪表着陆系统 (ILS) , 设备型号属于NORMARC 7000B系列。遥控集中监控室与塔台分列两条跑道的东、西两侧, 两者之间的直接距离就达到2公里左右。为了避免航空器由于切错ILS而落错跑道的不安全事故发生, 技术人员给两条跑道的ILS都安装了连锁开关, 并且在运行时采用“只开启一套ILS, 关闭其他三套ILS”的方案。所以在塔台上安装ILS塔台状态显示板有助于管制员确认ILS是否按需求正确开启。

在NORMARC 7000B的技术手册中, 厂方给出了从遥控器 (MB1346) 到塔台状态显示板 (SF1344) 的连接方案, 该方案是通过NORMARC自定义的DB25接口 (MB1346的P3接口与SF1344的P1接口) 实现信号直连, 而这种点到点的传输方案其传输距离有限, 虹桥导航集中监控室与塔台的实际工作位置肯定不能实现这个传输方案。

3 基于光纤技术的传输方案

通过对NORMARC公司提供的传输方案的细化和对比, 结合虹桥机场实际的传输条件, 最终决定采用台湾MOXA公司的io Logik E2200系列微控制器作为信号的采集/还原模块, 并利用光纤进行远距离传输。

3.1 MOXA微控制器介绍

MOXA io Logik E2200系列是一种新型的主动式微控制器, 可以作为RTU (Remote Terminal Unit) 来使用。主动式微控制器是一种基于PC的数据采集和控制设备, 通过主动, 基于事件的报告来控制I/O设备。它可以用软件选择I/O通道类型, 并且支持PNP或NPN类型的传感器, 拥有强大的点对点的I/O功能, 无需控制器。

在以MOXA微控制器为核心的技术改进方案 (以下简称“MOXA方案”) 中, 通过和塔台管制员的需求沟通, 决定只传指示灯状态信号 (NORMAL——绿灯;WARNING——黄灯;ALARM——红灯) , 报警声信号和塔台控制信号则不提供。这样, 需要传输的信号一共是24路。因此最终确定的微控制器型号是E2212, 它可以提供8路输入通道、8路输出通道、还有4路通道可以根据需要自行设置成输入或输出。

3.2 MOXA方案的硬件连接及软件配置

在方案的硬件连接方面, 虹桥导航室一共使用了4台微型RTU控制器:2台放置在导航集中监控室, 作为导控遥控器信号采集端, 每台微控制器提供12路输入通道, 并将信号转换成网络信号通过光纤传输;2台装在塔台状态显示板的机柜中, 作为信号的接收端, 每台微控制器提供12路输出通道, 将信号还原后传送到状态显示板上。方案的硬件连接图如图1所示:

表1所示的是根据MOXA方案硬件连接示意图给出的东跑道18L方向ILS相关部件的引脚定义和连接端口, 东跑道36L以及西跑道18R与36L方向ILS相关定义和连接端口和东跑道18L方向的类似。

软件配置使用的MOXA产品自带的编程软件, 本文不做详细展开, 大家可以参考相关的数据手册。在软件配置中需要注意两点:1.所有的微控制器的IP地址要设置在同一网段中;2.按照上表中的连接定义设置I/O端口, 使其一一对应。以东跑道北下滑台的“NORMAL”信号举例说明, 通过对两端微控制器进行软件配置后, 使还原端的微控制器的DO5端口的输出状态与采集端的微控制器的DI5端口的输入状态保持一致, 即东跑道南下滑状态显示板上的“NORMAL” (绿) 灯的状态和东跑道南下滑遥控器上“NORMAL” (绿) 灯的状态同步变化。

3.3 MOXA方案存在的问题和解决方法

在MOXA方案试的运行期间发现了一个问题:即当采集端的微控制器断电或传输链路中断时, 状态显示板上的指示不会发生变化, 即使此时ILS设备切换了方向, 显示板上的指示仍然保持原来状态。这个问题对整个方案来说是个致命的隐患, 因为它会严重干扰塔台管制员的工作。为了排除这个隐患, 将所有的微控制器E2212的固件升级到最新版本, 微控制器会有一个新的功能出现, 叫做Peer To Peer Connection Fail, 它能够检测线路是否处于有效通信状态, 并给出相应的动作。使其在检测到传输线路无效 (采集端微控制器断电、传输链路中断) 时, 无效线路的输出端口直接输出“OFF (关闭) ”信号, 使得状态显示板上的指示灯灭 (不亮) 。而状态显示板上所有指示灯都不亮时, 此时的状态显示板处于失效状态, 管制员要和导航集中监控室的值班员通过电话等方式来确认ILS设备运行状况。

4 结束语

本文作者通过对MOXA微控制器的介绍, 提出了利用光纤进行ILS塔台状态显示板远距离信号传输的解决方案。目前方案仍处于试运行期间, 运行状态良好, 运行结果符合设计预期。

利用光纤进行ILS塔台状态显示板远距离信号传输的研究与实现, 为日后虹桥机场开放CATⅡ仪表着陆系统做好了技术储备, 也给相关监视工作带来了新的思路。

摘要：本文主要介绍利用光纤技术实现远距离传输仪表着陆系统状态显示信号的研究, 以虹桥机场NORMARC 7000B系列仪表着陆设备为例给出了具体方案。本文旨在通过介绍这一方案, 提出远距离传输导航设备信号的新思路。

关键词：仪表着陆系统 (ILS) ,光纤技术,信号传输

参考文献