CN105259913A

CN105259913A - 确定飞行器自动着陆引导指令的方法及装置

Info

Publication number: CN105259913A
Application number: CN201510664920.8A
Authority: CN
Inventors: 杨汀; 秦成; 刘世民
Original assignee: Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Current assignee: Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority date: 2015-08-11
Filing date: 2015-10-15
Publication date: 2016-01-20
Anticipated expiration: 2035-10-15
Also published as: CN105259913B

Abstract

本发明提供了一种确定飞行器自动着陆引导指令的方法及装置，该方法包括：确定飞行器的下滑偏差和航向偏差；根据下滑偏差和航向偏差确定飞行器的自动着陆引导指令。通过本发明，解决了相关技术中飞行器自动着陆引导指令不精确的问题，进而达到了飞行器自动着陆引导指令比较精确的效果。

Description

确定飞行器自动着陆引导指令的方法及装置

技术领域

本发明涉及自动飞行控制系统领域，具体而言，涉及一种确定飞行器自动着陆引导指令的方法及装置。

背景技术

国内战斗机具备自动着陆功能的不多，因战斗机用自动着陆的机会不多，设计者对自动着陆的验证也不够充分，国内运输机自动着陆功能的设计还是首次，如何在工程模拟器、“铁鸟”上验证则需要突破。以往战斗机验证自动着陆都是建立一个地面坐标系，利用飞机在坐标系中的坐标和信标台的坐标以及下滑道和航向道的坐标，对自动着陆引导指令进行计算。这种计算方法不够精确，将地球视为一个平面，忽略了地球曲率，会造成引导指令在距离机场近点和远点精度不一，也会造成在低纬度和高纬度计算出的引导指令精度有差别，纬度越高，精度越差，不适合推广应用。

发明内容

本发明提供了一种确定飞行器自动着陆引导指令的方法及装置，以至少解决相关技术中飞行器自动着陆引导指令不精确的问题。

根据本发明的一个方面，提供了一种确定飞行器自动着陆引导指令的方法，该方法包括：确定所述飞行器的下滑偏差和航向偏差；根据所述下滑偏差和航向偏差确定所述飞行器的自动着陆引导指令。

优选地，确定所述飞行器的所述下滑偏差：获取所述飞行器待降落机场的下滑信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度；根据所述下滑信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度确定所述下滑偏差。

优选地，获取所述下滑信标台的所述经纬度包括：获取所述飞行器待降落机场的跑道的磁航向、所述下滑信标台相对于所述跑道的位置，所述跑道的端头的经纬度，和所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径；根据所述跑道的磁航向、所述下滑信标台相对于所述跑道的位置，所述跑道的端头的经纬度、所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径确定所述下滑信标台的所述经纬度。

优选地，获取所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径包括：根据所述跑道的端头的经纬度，地球的赤道半径和极半径计算出所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径。

优选地，根据所述下滑信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度确定所述下滑偏差包括根据如下公式确定所述下滑偏差：

n＝(Lat_GS-Lat_p)*(Rv+H_RW)

m＝(Long_GS-Long_p)*(RLat0+H_RW)

d＝sqrt(m*m+n*n)

Et＝atan(H_P/d)；

其中，Et是下滑偏差，Lat_GS是所述下滑信标台的纬度，Long_GS是所述下滑信标台的经度，Lat_p是所述飞行器当前所在位置的纬度，Long_p是所述飞行器当前所在位置的经度，Rv是所述地球的极半径，H_RW是所述跑道的磁航向，RLat0是所述机场所在位置的纬线圈的半径，m是所述飞行器与所述下滑信标台的直线距离在地球纬线方向上的投影距离，n是所述飞行器与所述下滑信标台的直线距离在地球经线方向上的投影距离，d是所述飞行器与所述下滑信标台的直线距离，H_P是所述飞行器的当前无线电高度。

优选地，确定所述飞行器的航向偏差包括：获取所述飞行器待降落机场的航向信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度；根据所述航向信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度确定所述航向偏差。

优选地，获取所述航向信标台的所述经纬度包括：获取所述飞行器待降落机场的跑道的磁航向、所述航向信标台相对于所述跑道的位置，所述跑道的端头的经纬度，和所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径；根据所述跑道的磁航向、所述航向信标台相对于所述跑道的位置，所述跑道的端头的经纬度、所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径确定所述航向信标台的所述经纬度。

优选地，根据所述航向信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度确定所述下滑偏差包括根据如下公式确定所述下滑偏差：

y＝(Lat_Loc-Lat_p)*(Rv+H_RW)

x＝(Long_Loc-Long_p)*(RLat0+H_RW)

θ＝atan(x/y)*180/π

Ek＝Hdg_RW-θ；

其中，Ek是航向偏差，Lat_Loc是所述航向信标台的纬度，Long_Loc是所述航向信标台的经度，Lat_p是所述飞行器当前所在位置的纬度，Long_p是所述飞行器当前所在位置的经度，Rv是所述地球的极半径，H_RW是所述跑道的磁航向，RLat0是所述机场所在位置的纬线圈的半径，x是所述飞行器与所述航向信标台的直线距离在地球纬线方向上的投影距离，y是所述飞行器与所述航向信标台的直线距离在地球经线方向上的投影距离，θ是所述飞行器与所述航向信标台的直线距离，Hdg_RW是所述跑道的磁航向。

根据本发明的另一方面，提供了一种确定飞行器自动着陆引导指令的装置，包括：确定模块，用于确定所述飞行器的下滑偏差和航向偏差；指令模块，用于根据所述下滑偏差和航向偏差确定所述飞行器的自动着陆引导指令。

通过本发明，确定所述飞行器的下滑偏差和航向偏差，根据所述下滑偏差和航向偏差确定所述飞行器的自动着陆引导指令，解决了相关技术中飞行器自动着陆引导指令不精确的问题，进而达到了飞行器自动着陆引导指令比较精确的效果。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是根据本发明实施例的确定飞行器自动着陆引导指令的方法的流程图；

图2是根据本发明实施例的确定飞行器自动着陆引导指令的装置的结构框图；

图3是根据本发明实施例的赤道半径、经线圈半径、纬线圈半径示意图；

图4是根据本发明实施例的GS/LOC信标台与机场的相对位置的示意图；

图5是根据本发明实施例的航向偏差Ek计算示意图；

图6是根据本发明实施的下滑偏差Et计算示意图；以及

图7是根据本发明实施的下滑偏差Et计算示意图。

具体实施方式

下文中将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

国内运输机自动着陆目前处在研发阶段，如何用工程模拟器、“铁鸟”试验台、训练模拟器模拟自动着陆引导信号成为一大难点。自动着陆即是将飞机控制在航向道和下滑道上飞行，但飞机往往不会正好在航向道和下滑道上，需要纠偏。下滑偏差和航向偏差是飞机当前位置和下滑信标台、航向道信标台的连线与下滑道和航向道之间的夹角，将夹角控制到零，即可保证飞机沿着航向道和下滑道飞行，这两个夹角即是自动着陆的引导信号。

本发明实施例提供了一种自动着陆引导指令计算方法，该方法考虑地球曲率以及地球是椭球体，使用经纬度计算引导指令。机场经纬度以及信标台与跑道的相对位置在工程模拟器、“铁鸟”台、训练模拟器地图库中易获得，飞机的经纬度可用模型现有程序计算，考虑到地球是椭球体，赤道半径和南北极半径不同，准确解算机场所在位置纬线圈半径，再通过飞机当前时刻经纬度和信标台经纬度的差经解算得到下滑偏差和航向偏差，这种计算方式精度一致，不依赖于高低纬度，也不依赖于机场远近，所用基本数据都是在模拟环境中易获得的，推广应用性强。改善了传统的通过建立地面坐标系计算引导信号精度不一致且不够精确的弊端。

在本实施例中提供了一种确定飞行器自动着陆引导指令的方法，图1是根据本发明实施例的确定飞行器自动着陆引导指令的流程图，如图1所示，该流程包括如下步骤：

步骤S102，确定所述飞行器的下滑偏差和航向偏差；

在一个实施例中，确定所述飞行器的所述下滑偏差包括：获取所述飞行器待降落机场的下滑信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度；根据所述下滑信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度确定所述下滑偏差。

在另一个实施例中，获取所述下滑信标台的所述经纬度包括：获取所述飞行器待降落机场的跑道的磁航向、所述下滑信标台相对于所述跑道的位置，所述跑道的端头的经纬度，和所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径；根据所述跑道的磁航向、所述下滑信标台相对于所述跑道的位置，所述跑道的端头的经纬度、所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径确定所述下滑信标台的所述经纬度。

其中，获取所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径包括：根据所述跑道的端头的经纬度，地球的赤道半径和极半径计算出所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径。

在一个优选地实施例中，根据所述下滑信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度确定所述下滑偏差包括根据如下公式确定所述下滑偏差：

n＝(Lat_GS-Lat_p)*(Rv+H_RW)

m＝(Long_GS-Long_p)*(RLat0+H_RW)

d＝sqrt(m*m+n*n)

Et＝atan(H_P/d)；

步骤S104，根据所述下滑偏差和航向偏差确定所述飞行器的自动着陆引导指令。

在一个实施例中，确定所述飞行器的航向偏差包括：获取所述飞行器待降落机场的航向信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度；根据所述航向信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度确定所述航向偏差。

在另外一个实施例中，获取所述航向信标台的所述经纬度包括：获取所述飞行器待降落机场的跑道的磁航向、所述航向信标台相对于所述跑道的位置，所述跑道的端头的经纬度，和所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径；根据所述跑道的磁航向、所述航向信标台相对于所述跑道的位置，所述跑道的端头的经纬度、所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径确定所述航向信标台的所述经纬度。

在一个优选地实施例中，根据所述航向信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度确定所述下滑偏差包括根据如下公式确定所述下滑偏差：

y＝(Lat_Loc-Lat_p)*(Rv+H_RW)

x＝(Long_Loc-Long_p)*(RLat0+H_RW)

θ＝atan(x/y)*180/π

Ek＝Hdg_RW-θ；

通过上述步骤，相关技术中飞行器自动着陆引导指令不精确的问题，进而达到了飞行器自动着陆引导指令比较精确的效果。

在本实施例中还提供了一种确定飞行器自动着陆引导指令的装置，该装置用于实现上述实施例及优选实施方式，已经进行过说明的不再赘述。如以下所使用的，术语“模块”可以实现预定功能的软件和/或硬件的组合。尽管以下实施例所描述的装置较佳地以软件来实现，但是硬件，或者软件和硬件的组合的实现也是可能并被构想的。

图2是根据本发明实施例的确定飞行器自动着陆引导指令的装置的结构框图，如图2所示，该装置包括确定模块22和指令模块24。

确定模块22，用于确定所述飞行器的下滑偏差和航向偏差。

在一个实施例中，所述确定模块22还用于：获取所述飞行器待降落机场的下滑信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度；根据所述下滑信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度确定所述下滑偏差。

在另一个实施例中，所述确定模块22还用于：获取所述飞行器待降落机场的跑道的磁航向、所述下滑信标台相对于所述跑道的位置，所述跑道的端头的经纬度，和所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径；根据所述跑道的磁航向、所述下滑信标台相对于所述跑道的位置，所述跑道的端头的经纬度、所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径确定所述下滑信标台的所述经纬度。

其中，所述确定模块22还用于：根据所述跑道的端头的经纬度，地球的赤道半径和极半径计算出所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径。

在一个优选地实施例中，所述确定模块22还用于：根据如下公式确定所述下滑偏差：

n＝(Lat_GS-Lat_p)*(Rv+H_RW)

m＝(Long_GS-Long_p)*(RLat0+H_RW)

d＝sqrt(m*m+n*n)

Et＝atan(H_P/d)；

指令模块24，用于根据所述下滑偏差和航向偏差确定所述飞行器的自动着陆引导指令。

在一个实施例中，指令模块24还用于：获取所述飞行器待降落机场的航向信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度；根据所述航向信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度确定所述航向偏差。

在另外一个实施例中，指令模块24还用于：获取所述飞行器待降落机场的跑道的磁航向、所述航向信标台相对于所述跑道的位置，所述跑道的端头的经纬度，和所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径；根据所述跑道的磁航向、所述航向信标台相对于所述跑道的位置，所述跑道的端头的经纬度、所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径确定所述航向信标台的所述经纬度。

在一个优选地实施例中，指令模块24还用于根据如下公式确定所述下滑偏差：

y＝(Lat_Loc-Lat_p)*(Rv+H_RW)

x＝(Long_Loc-Long_p)*(RLat0+H_RW)

θ＝atan(x/y)*180/π

Ek＝Hdg_RW-θ；

本发明优选实施例还提供了一种确定飞行器自动着陆引导指令的方法，该方法包括以下步骤：

(1)确定机场长度、航向信标台LOC(localizer)发射台与机场的相对位置，下滑信标台GS(glideslope)发射台与机场的相对位置；

(2)因地球不是一个标准球体，是椭圆的，赤道半径和南北极半径不相等，用赤道半径计算飞机所在纬度圈的半径，用南北极半径加上飞机距平均海平面的高度计算飞机所在位置经线圈的半径；

(3)确定飞机所降落跑道头的经纬度，机场跑道的磁航向，根据LOC台、GS台与跑道的相对位置、跑道的磁航向、跑道头的经纬度、以及机场处纬线圈的地球半径和经线圈的地球半径计算LOC台和GS台的经纬度；

(4)由飞机起飞地的经纬度根据飞机地速经过积分再结合经线圈地球半径和纬线圈地球半径计算飞机当前位置经纬度；

(5)飞机的当前经纬度与LOC台的经纬度做差，结合飞机当前位置经线圈地球半径和纬线圈地球半径，计算飞机当前位置距LOC台的X方向距离和Y方向距离，用反三角函数计算飞机当前位置与LOC台的连线与磁北方向的夹角，再结合跑道磁航向，计算飞机当前位置与LOC台连线与跑道磁航向的夹角，即是航向偏差角；

(6)飞机的当前经纬度与GS台的经纬度做差，结合飞机当前位置经线圈地球半径和纬线圈地球半径，计算飞机当前位置距GS台的X方向距离和Y方向距离，对两个距离求平方和开根号，用飞机当前距跑道平面的高度，用反三角函数计算飞机当前位置与GS台的连线和飞机当前位置在地面的投影之间的夹角，即是下滑偏差角；

(7)航向偏差角和下滑偏差叫即是自动着陆引导指令。

本发明优选实施例还提供了另外一种确定飞行器自动着陆引导指令的方法。

在本实施例中，假定，机场跑道长度为L，机场跑道头的经纬度为Lat0,long0,跑道磁航向为Hdg_RW,机场标高H_RW，LOC台距跑道尾端的距离为L1，GS台距跑道头的距离为L2。

步骤1：根据跑道长度L，机场跑道头的经纬度，已知的地球赤道半径和南北极半径计算机场所在位置的纬线圈的半径，计算公式如公式1，示意图如图3所示；

Rlat0＝Rv*cos(lat0)；(1)

步骤2：根据机场跑道头的经纬度Lat0和long0、机场长度L、LOC台距跑道尾端的距离L1、GS台距跑道头的距离L2计算LOC台和GS台的经纬度；计算公式如公式2、3、4、5，示意图如图4；

Lat_GS＝L2*cos(Hdg_RW)/(Rv+H_RW)+Lat0；(2)

Long_GS＝L2*sin(Hdg_RW)/(RLat0+H_RW)+Long0；(3)

Lat_Loc＝(L1+L)*cos(Hdg_RW)/(Rv+H_RW)+Lat0；(4)

Long_Loc＝(L1+L)*sin(Hdg_RW)/(RLat0+H_RW)+Long0；(5)

步骤3：如图5所示，飞机在星号位置，已知飞机当前经纬度Lat_p、Long_P，根据Loc台的经纬度，可计算出飞机距Loc信标台的横向距离和纵向距离x、y、x’、y’,通过对x、y或x’、y’求反三角函数，再和跑道磁航向相减，可计算出航向偏差Ek，计算公式如公式6、7、8、9；

y＝(Lat_Loc-Lat_p)*(Rv+H_RW)(6)

x＝(Long_Loc-Long_p)*(RLat0+H_RW)(7)

θ＝atan(x/y)*180/π(8)

Ek＝Hdg_RW-θ(9)

步骤4：如图6和图7所示，飞机在星号位置，已知飞机当前经纬度Lat_p、Long_P，根据GS台的经纬度，可计算出飞机距GS信标台的横向距离和纵向距离m、n、m’、n’,通过对m、n或m’、n’求反三角函数，再和跑道磁航向相减，可计算出航向偏差Et，计算公式如公式10、11、12、13；

n＝(Lat_GS-Lat_p)*(Rv+H_RW)(10)

m＝(Long_GS-Long_p)*(RLat0+H_RW)(11)

d＝sqrt(m*m+n*n)(12)

Et＝atan(H_P/d)(13)

其中，在图3中，Rm是地球赤道半径，Rv是地球南北极半径(极半径)，Lat是机场跑道端头纬度，RLat是机场跑道端头所在位置地球纬线圈半径。在图4中，RW是机场跑道，Loc是航向道信标台，GS是下滑道信标台，L1是航向道信标台距跑道尾端的距离，L2是下滑信标台距跑道头的距离。在图5中，x、x’是飞机距航向信标台的纬线圈距离，y、y’是飞机距航向信标台的经线圈距离，Ek是航向偏差，在图6和图7中，m、m’是飞机距航向信标台的纬线圈距离，n、n’是飞机距航向信标台的经线圈距离，d、d’是飞机在地面的投影距下滑信标台的距离，h是飞机距离地面的高度，Et是下滑偏差。

本发明实施例具有以下有益效果：本发明实施例考虑了地球曲率以及地球是椭球体的因素，使用经纬度计算自动着陆引导指令。机场经纬度以及信标台与跑道的相对位置在工程模拟器、“铁鸟”台、训练模拟器地图库中易获得，飞机的经纬度可用模型现有程序计算，考虑到地球是椭球体，赤道半径和南北极半径不同，准确解算机场所在位置纬线圈半径，再通过飞机当前时刻经纬度和信标台经纬度的差经解算得到下滑偏差和航向偏差，这种计算方式精度一致，不依赖于高低纬度，也不依赖于机场远近，所用基本数据都是在模拟环境中易获得的，推广应用性强。改善了传统的通过建立地面坐标系计算引导信号精度不一致、不够精确的弊端。解决了在工程模拟器、“铁鸟”试验台和训练模拟器上对自动着陆无法准确模拟验证的问题。

显然，本领域的技术人员应该明白，上述的本发明的各模块或各步骤可以用通用的计算装置来实现，它们可以集中在单个的计算装置上，或者分布在多个计算装置所组成的网络上，可选地，它们可以用计算装置可执行的程序代码来实现，从而，可以将它们存储在存储装置中由计算装置来执行，并且在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤，或者将它们分别制作成各个集成电路模块，或者将它们中的多个模块或步骤制作成单个集成电路模块来实现。这样，本发明不限制于任何特定的硬件和软件结合。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种确定飞行器自动着陆引导指令的方法，其特征在于，包括：

确定所述飞行器的下滑偏差和航向偏差；

根据所述下滑偏差和航向偏差确定所述飞行器的自动着陆引导指令。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，确定所述飞行器的所述下滑偏差包括：

获取所述飞行器待降落机场的下滑信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度；

根据所述下滑信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度确定所述下滑偏差。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，获取所述下滑信标台的所述经纬度包括：

获取所述飞行器待降落机场的跑道的磁航向、所述下滑信标台相对于所述跑道的位置，所述跑道的端头的经纬度，和所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径；

根据所述跑道的磁航向、所述下滑信标台相对于所述跑道的位置，所述跑道的端头的经纬度、所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径确定所述下滑信标台的所述经纬度。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，获取所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径包括：根据所述跑道的端头的经纬度，地球的赤道半径和极半径计算出所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径。

5.根据权利要求2至4中任一项所述的方法，其特征在于，根据所述下滑信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度确定所述下滑偏差包括根据如下公式确定所述下滑偏差：

n＝(Lat_GS-Lat_p)*(Rv+H_RW)

m＝(Long_GS-Long_p)*(RLat0+H_RW)

d＝sqrt(m*m+n*n)

Et＝atan(H_P/d)；

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，确定所述飞行器的航向偏差包括：

获取所述飞行器待降落机场的航向信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度；

根据所述航向信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度确定所述航向偏差。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，获取所述航向信标台的所述经纬度包括：

获取所述飞行器待降落机场的跑道的磁航向、所述航向信标台相对于所述跑道的位置，所述跑道的端头的经纬度，和所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径；

根据所述跑道的磁航向、所述航向信标台相对于所述跑道的位置，所述跑道的端头的经纬度、所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径确定所述航向信标台的所述经纬度。

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，获取所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径包括：根据所述跑道的端头的经纬度，地球的赤道半径和极半径计算出所述跑道的端头的纬线圈半径和经线圈半径。

9.根据权利要求6至8中任一项所述的方法，其特征在于，根据所述航向信标台的经纬度和所述飞行器的经纬度确定所述下滑偏差包括根据如下公式确定所述下滑偏差：

y＝(Lat_Loc-Lat_p)*(Rv+H_RW)

x＝(Long_Loc-Long_p)*(RLat0+H_RW)

θ＝atan(x/y)*180/π

Ek＝Hdg_RW-θ；

10.一种确定飞行器自动着陆引导指令的装置，其特征在于，包括：

确定模块，用于确定所述飞行器的下滑偏差和航向偏差；

指令模块，用于根据所述下滑偏差和航向偏差确定所述飞行器的自动着陆引导指令。