CN106597446B - 融合无线电高度表信息的mls盲区着陆引导方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种融合无线电高度表信息的MLS盲区着陆引导方法，首先获取MLS设备的量测信息、无线电高度表的高度信息h以及机场信息；然后根据飞机高度选择直接计算飞机相对于着陆点的位置或者融合无线电高度表的信息后计算飞机相对于着陆点的位置，并且融合时加入了平滑预处理。本发明能够保证进近和着陆全程引导信息输出的连续有效性，使MLS设备在飞机整个着陆过程中实现IIIC类着陆引导。
Description
技术领域
本发明属于导航领域，涉及微波着陆系统，特别是一种融合无线电高度表信息辅助MLS在飞机进入跑道入口至着陆点之间的MLS仰角信号盲区内进行着陆引导的方法。
背景技术
MLS全称是微波着陆系统，作为一种为飞机着陆服务的精密引导系统，其可以为等待着陆的飞机提供所需信息。在MLS的信号覆盖区内，机载设备通过接收方位、仰角天线的空间扫描信号实时测量飞机相对于台站的方位、仰角信息，并通过与DMEP地面站的问答测量飞机相对于台站的斜距信息。从飞机进入MLS的着陆引导区域到降落到着陆点的范围内，方位信息和斜距信息全程可用，但由于MLS仰角台天线相位中心相对于跑道平面以一定角度向上仰起，因此飞机在进入跑道入口后且到达着陆点前，超出了仰角台信号的正常覆盖范围。由于上述原因，MLS在跑道入口和着陆点之间的航道上存在一个着陆引导盲区，造成MLS设备无法实现IIIC类着陆引导。
目前，国内外MLS设备在仰角信号盲区内尚无方法支撑全程着陆，未发现MLS设备仰角信号盲区内引导方案的相关文献报导。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提供一种融合无线电高度表的高度信息辅助MLS在仰角信号盲区内进行着陆引导的方法，鉴于大多数飞机上都装备了无线电高度表设备，保证进近和着陆全程引导信息输出的连续有效性，使MLS设备在飞机整个着陆过程中实现IIIC类着陆引导。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括以下步骤：
1)获取MLS设备的量测信息、无线电高度表的高度信息h以及机场信息；所述MLS设备的量测信息包括飞机相对于方位台的方位角
飞机相对于仰角台的仰角θ和飞机相对于DME/P台的直线距离ρ、方位台相对于着陆点的距离D1、方位台天线高度H1、DME/P台相对于跑道中心线横偏距离D2、DME/P台相对于着陆点的距离D3、DME/P台天线高度H2、仰角台相对于跑道中心线横偏距离D4、仰角台天线高度H3；所述机场信息包括机场跑道磁航向α和着陆点的位置信息[BL LL HL]T，其中BL、LL和HL分别为着陆点的纬度、经度和高度；
2)判断飞机高度是否大于等于30米，若是则执行步骤3)；否则执行步骤4)；
3)建立着陆点直角坐标系，以着陆点为原点建立直角坐标系n，该坐标系的X轴为跑道中心线，指向跑道尾端为正，Y轴与X轴在同一水平面，Z轴指向天空；根据MLS设备的实时量测信息，计算飞机相对于着陆点的位置[x y z]T，计算方法如下：
设方位台站在坐标系n下的位置为
仰角台站在坐标系n下的位置为[xL_θ yL_θ zL_θ]T，DME台站在坐标系n下的位置为[xL_D yL_D zL_D]T，则根据机场信息计算得到以上三个台站的位置坐标；
DME到飞机所观测到的斜距ρ＝[(x-xL_D)2+(y-yL_D)2+(z-zL_D)2]1/2；
飞机相对于方位台站的方位角
飞机相对于仰角台站的仰角θ，
tanθ＝(z-zL_θ)/[(x-xL_θ)2+(y-yL_θ)2]1/2；
解出飞机的高度分量z＝zL_θ+[(x-xL_θ)2+(y-yL_θ)2]1/2tanθ；
给x、y以初值x0＝ρ+D1、
则
zi+1＝zL_θ+[(xi-xL_θ)2+(yi-yL_θ)2]1/2tanθ；i＝0，1，2，…
同理，
xi+1＝xL_D+[ρ2-(yi+1-yL_D)2-(zi+1-zL_D)2]1/2；
进行迭代解算，得到利用MLS测量信息解算的飞机在着陆点坐标系n下的位置[x yz]T，然后跳转至步骤7)；
4)判断高度表数据是否可用，若可用则执行步骤5)；否则，算法结束；
5)在3秒内利用无线电高度表的高度信息H(t)对MLS设备解算出的飞机在坐标系n下的高度信息Z(t)进行修正，以便高度信息融合后更加平滑，修正后的z轴坐标Z′(t)＝a(t)Z(t)+b(t)H(t)，式中，t为计算用的时间且步长为300ms，a(t)和b(t)为加权因子，a(t)＝1，0.9，0.8，...0，b(t)＝0，0.1，0.2...1，且a(t)+b(t)＝1；
6)建立新的飞机实时坐标系方程组：
DME到飞机所观测到的斜距ρ′＝[(x-xL_D)2+(y-yL_D)2+(z-zL_D)2]1/2；
飞机相对于方位台站的方位角
飞机相对于着陆点的高度z′＝h；
求解该方程组得到x和y的值，即解算得到飞机在着陆点坐标系n下的位置[x y z]T；
7)将直角坐标系n绕Z轴旋转γ角，γ角为跑道的真北角，得到以着陆点为原点的站心坐标系，按变换公式
将飞机在着陆点坐标系n下的位置[x y z]T变换为飞机在站心坐标系下的位置[Δe Δn Δu]T；
8)将飞机坐标由站心坐标转换为WGS-84坐标系的[Δx Δy Δz]T，
其中，坐标变换矩阵
再加上着陆点的WGS-84坐标[xL yL zL]，得到飞机在WGS-84坐标系中的坐标[xf yfzf]；
9)将飞机坐标由WGS-84坐标转换为大地坐标系坐标(λ，φ，h)，
其中，卯酉曲率半径Rn＝a/(1-e2(sinφ)2)1/2，中间变量
先假设φ值为0，依次计算出Rn、h和φ，然后再将刚得到的值重新代入式中计算，再次更新Rn、h和φ的值，如此循环5次，得到飞机的大地坐标系下位置[λ φ h]T。
本发明的有益效果是：
(1)本发明利用无线电高度表的高度信息进行辅助，解决了MLS设备在飞机进入跑道入口后，在MLS仰角信号盲区内的着陆引导问题；
(2)本发明将无线电高度表的融合时机选在飞机离地高度30米处，保证了融合高度信息后MLS设备的着陆引导精度满足MLS的系统指标；
(3)本发明在MLS设备和高度表设备进行信息融合时加入了平滑预处理，保证了MLS设备输出的着陆引导信息平滑有效。
本发明原理简单，算法满足实际应用的实时性要求，具有较强的工程应用性。
附图说明
图1为本发明的详细流程图；
图2为飞机位置和MLS测量值之间的几何关系图；
图3为飞机在坐标系n下的实际降落轨迹；
图4为应用本发明后飞机降落的仿真轨迹与飞机实际轨迹对比图；
图5为X方向误差曲线；
图6为Y方向误差曲线；
图7为Z方向误差曲线。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。
参照图1，本发明包括以下步骤：
(1)获取MLS设备和无线电高度表设备的量测信息以及机场信息，如下：
a)获取MLS设备的量测信息，包括：飞机相对于方位台的方位角
飞机相对于仰角台的仰角θ和飞机相对于DME/P台的直线距离ρ、方位台相对于着陆点的距离D1、方位台天线高度H1、DME/P台相对于跑道中心线横偏距离D2、DME/P台相对于着陆点的距离D3、DME/P台天线高度H2、仰角台相对于跑道中心线横偏距离D4、仰角台天线高度H3；
b)获取无线电高度表的高度信息h；
c)获取机场信息，包括：机场跑道磁航向为α，着陆点的位置信息[BL LL HL]T，其中BL、LL和HL分别为着陆点的纬度、经度和高度。
(2)判断飞机高度是否≥30米。若是，则执行步骤(3)；否则，执行步骤(4)。
高度表的高度数据介入时机选择在飞机离地30米高时，这是由于根据高度表的精度要求，在离地高度30米以下时，高度表的误差不大于0.6米，这也符合微波着陆系统在跑道入口处的误差要求。
(3)建立着陆点直角坐标系，以着陆点为原点建立直角坐标系n，该坐标系的X轴为跑道中心线，指向跑道尾端为正，Y轴与X轴在同一水平面，Z轴指向天空。
根据MLS设备的实时量测信息，计算飞机相对于着陆点的位置[x y z]T。计算飞机相对于着陆点的位置算法如下：
a)在坐标系n下各台站的位置，如图2。设方位台站在坐标系n下的位置为
仰角台站在坐标系n下的位置为[xL_θ yL_θ zL_θ]T，DME台站在坐标系n下的位置为[xL_D yL_D zL_D]T；
根据步骤(1)中获得的各台站的位置，可以得到各个台站的在坐标系n下的坐标值：
b)根据上述获得的测量值和计算值，可以得到飞机在坐标系n下的位置[x y z]T：
从DME到飞机所观测到的斜距ρ，它等于：
ρ＝[(x-xL_D)2+(y-yL_D)2+(z-zL_D)2]1/2 (7)
飞机相对于方位台站的方位角
它等于：
飞机相对于仰角台站的仰角θ，它等于：
tanθ＝(z-zL_θ)/[(x-xL_θ)2+(y-yL_θ)2]1/2 (9)
对上述三个公式加以变换，解出飞机的高度分量：
z＝zL_θ+[(x-xL_θ)2+(y-yL_θ)2]1/2tanθ
给x、y以初值x0、y0，则
zi+1＝zL_θ+[(xi-xL_θ)2+(yi-yL_θ)2]1/2tanθ
i＝0，1，2，…
同理，由式(7)、式(8)可得：
xi+1＝xL_D+[ρ2-(yi+1-yL_D)2-(zi+1-zL_D)2]1/2
i＝0，1，2，…
利用旋转坐标迭代解算算法通过坐标系的平移和旋转消除了飞机纵轴方向上的位移，而后以上面三个公式为基础实现其具体迭代解算过程，最终得到利用MLS测量信息解算的飞机在着陆点坐标系n下的位置[x y z]T，然后跳转至步骤(8)；
(4)当飞机下降到离地30米高度后，判断高度表数据是否有效。若有效，则执行步骤(5)；否则，无法获得高度表的有效补充信息，算法结束。
(5)利用无线电高度表的高度信息对MLS设备解算出的飞机在坐标系n下的z轴坐标(即MLS设备测量的高度信息)z进行修正，以便高度信息融合后更加平滑，修正后z轴坐标为z'。
具体方法如下：
采用线性时变加权平均法进行数据平滑，即采用如下公式：
Z′(t)＝a(t)Z(t)+b(t)H(t)
式中Z′(t)为输出的z轴坐标(即高度信息)，Z(t)为微波着陆设备测量的高度信息，H(t)为无线电高度表设备测量的高度信息，t为计算用的时间且步长为300ms，a(t)和b(t)为加权因子，a(t)＝1，0.9，0.8，...0，b(t)＝0，0.1，0.2...1，且a(t)+b(t)＝1。
该过程为高度表信息的预介入阶段，时长3s。
(6)经过步骤(5)，MLS设备解算出的飞机在坐标系n下的z轴坐标(即MLS设备测量的高度信息)z已不可用，设备完全融合高度表的高度信息h，即z'＝h；
(7)根据步骤(5)中得到的修正后的z'，建立新的飞机实时坐标系方程组：
从DME到飞机所观测到的斜距ρ′，它等于：
ρ′＝[(x-xL_D)2+(y-yL_D)2+(z-zL_D)2]1/2 (10)
飞机相对于方位台站的方位角
它等于：
飞机相对于着陆点的高度：
z′＝h (12)
将式(12)代入式(10)和式(11)，得到关于x和y的二元二次方程组，求解该方程组得到x和y的值，即可解算得到飞机在着陆点坐标系n下的位置[x y z]T；
(8)将直角坐标系n绕Z轴旋转γ角(该角度为跑道的真北角)便可得到以着陆点为原点的站心坐标系，变换公式为：
按上述变换公式将飞机在着陆点坐标系n下的位置[x y z]T，变换为飞机在站心坐标系下的位置[Δe Δn Δu]T；
(9)将飞机坐标由站心坐标转换为WGS84坐标。
首先，由步骤(1)已知着陆点的位置信息[BL LL HL]T，则站心坐标系原点(即着陆点)的WGS-84坐标[xL yL zL]可由下式计算：
xL＝(Rn+HL)cosBLcosLL
yL＝(Rn+HL)cosBLsinLL
zL＝(Rn(1-e2)+HL)sinBL
其中，Rn为卯酉曲率半径Rn＝a/(1-e2(sinBL)2)1/2，a为椭球体长轴半径a＝6378137米，第一偏心率e的平方e2＝0.006694379。
其次，通过以下变换公式可以将飞机的站心坐标系位置[Δe Δn Δu]T变换至WGS-84坐标系下相对于原点的相对位置[Δx Δy Δz]T：
其中，坐标变换矩阵为：
飞机在WGS-84坐标系中相对于原点的相对位置为[Δx Δy Δz]T，再加上站心坐标系原点在WGS-84坐标下的位置[xL yL zL]就得到飞机在WGS-84坐标系中的坐标[xf yfzf]；
(10)最后，将飞机坐标由WGS-84坐标转换为大地坐标，即飞机的经度λ、纬度φ、高度h，从WGS-84坐标系坐标(x，y，z)到大地坐标系坐标(λ，φ，h)的变换公式为：
其中，Rn为卯酉曲率半径Rn＝a/(1-e2(sinφ)2)1/2，中间变量p的计算公式为：
以上计算方法需要借助迭代法来逐次逼进：先假设φ的值为0，依次计算出Rn，h和φ，然后再将刚得到的值重新代入式中计算，再次更新Rn，h和φ的值，如此循环5次，得到飞机的大地坐标系下位置[λ φ h]T。
图3～图7为利用一个实例给出本发明的数字仿真情况。微波着陆系统在着陆点和跑道入口的航道上形成了引导盲区，本例仿真了飞机从500米的高空着陆的飞行轨迹，方位台在坐标系n下的位置为[-3200 0 1.5]T，仰角台在坐标系n下的位置为[0 -110 2.2]T，DME/P台在坐标系n下的位置为[-3200 10 2]T。
图3为飞机在坐标系n下的实际着陆航迹。
图4为应用本发明后飞机降落的仿真轨迹与飞机实际轨迹对比图，仿真参数的设定参照相关国家标准，其中，MLS系统的方位角误差(2σ)≤0.1°，仰角误差(2σ)≤0.1°，精密测距(DMEP)误差(2σ)≤30米，高度表(30米以下)测高误差(2σ)≤0.6米。
图5～图7分别为飞机在着陆过程中在坐标系n下，X、Y、Z三个轴向的误差曲线。
飞机从高度500米下降到高度30米的过程中，依靠MLS系统的输出实现飞机的着陆引导。在飞机下降到30米后，无线电高度表提供的高度信息开始预介入阶段，逐步修正并取代MLS设备原解算出的高度信息，在MLS系统的覆盖盲区内，依靠高度表提供的高度信息的补充，实现了飞机从降落直至着陆点的着陆引导，即IIIC类着陆引导。从图4～图7中可以看出应用本方法，在飞机的着陆全程，MLS设备提供给飞机的着陆引导信号连续有效，在X、Y、Z三个轴向的误差均满足MLS的误差指标。本方法利用高度表的高度信息进行MLS系统着陆引导盲区内信息的补充，方法正确，原理简单，对飞机(包括无人机)的全程着陆引导具有较强的工程应用性。
Claims (1)
1.一种融合无线电高度表信息的MLS盲区着陆引导方法，其特征在于包括下述步骤：
1)获取MLS设备的测量信息、无线电高度表的高度信息H(t)以及机场信息；所述MLS设备的测量信息包括飞机相对于方位台站的方位角
飞机相对于仰角台站的仰角θ和飞机相对于DME台站的直线距离ρ、方位台站相对于着陆点的距离D1、方位台站天线高度H1、DME台站相对于跑道中心线横偏距离D2、DME台站相对于着陆点的距离D3、DME台站天线高度H2、仰角台站相对于跑道中心线横偏距离D4、仰角台站天线高度H3；所述机场信息包括机场跑道磁航向α和着陆点的位置信息[BL LL HL]T，其中BL、LL和HL分别为着陆点的纬度、经度和高度；
2)判断飞机高度是否大于等于30米，若是则执行步骤3)；否则执行步骤4)；
3)建立着陆点直角坐标系，以着陆点为原点建立直角坐标系n，该坐标系的X轴为跑道中心线，指向跑道尾端为正，Y轴与X轴在同一水平面，Z轴指向天空；根据MLS设备的实时测量信息，计算飞机相对于着陆点的位置[x y z]T，计算方法如下：
设方位台站在坐标系n下的位置为
仰角台站在坐标系n下的位置为[xL_θ yL_θ zL_θ]T，DME台站在坐标系n下的位置为[xL_D yL_D zL_D]T，则根据机场信息计算得到以上三个台站的位置坐标；
DME台站到飞机所观测到的斜距
ρ＝[(x-xL_D)2+(y-yL_D)2+(z-zL_D)2]1/2；
飞机相对于方位台站的方位角
飞机相对于仰角台站的仰角θ，
tanθ＝(z-zL_θ)/[(x-xL_θ)2+(y-yL_θ)2]1/2；
解出飞机的高度分量z＝zL_θ+[(x-xL_θ)2+(y-yL_θ)2]1/2tanθ；
给x、y以初值x0＝ρ+D1、
则
zi+1＝zL_θ+[(xi-xL_θ)2+(yi-yL_θ)2]1/2tanθ；i＝0，1，2，…
同理，
xi+1＝xL_D+[ρ2-(yi+1-yL_D)2-(zi+1-zL_D)2]1/2；
进行迭代解算，得到利用MLS测量信息解算的飞机在着陆点坐标系n下的位置[x y z]T，然后跳转至步骤7)；
4)判断高度表数据是否可用，若可用则执行步骤5)；否则，算法结束；
5)在3秒内利用无线电高度表的高度信息H(t)对MLS设备解算出的飞机在坐标系n下的高度信息Z(t)进行修正，以便高度信息融合后更加平滑，修正后的Z轴坐标Z′(t)＝a(t)Z(t)+b(t)H(t)，式中，t为计算用的时间且步长为300ms，a(t)和b(t)为加权因子，a(t)＝1，0.9，0.8，...0，b(t)＝0，0.1，0.2...1，且a(t)+b(t)＝1；
6)建立新的飞机实时坐标系方程组：
DME台站到飞机所观测到的斜距
ρ′＝[(x-xL_D)2+(y-yL_D)2+(z-zL_D)2]1/2；
飞机相对于方位台站的方位角
飞机相对于着陆点的高度
其中Z′(t)在步骤5)中已获得，H(t)为高度表的高度信息；
求解该方程组得到x和y的值，即解算得到飞机在着陆点坐标系n下的位置[x y z]T；
7)将直角坐标系n绕Z轴旋转γ角，γ角为跑道的真北角，得到以着陆点为原点的站心坐标系，按变换公式
将飞机在着陆点坐标系n下的位置[xy z]T变换为飞机在站心坐标系下的位置[ΔE ΔN ΔU]T；
8)将飞机坐标由站心坐标转换为WGS-84坐标系的[Δx Δy Δz]T，
其中，坐标变换矩阵
再加上着陆点的WGS-84坐标[xL yL zL]，得到飞机在WGS-84坐标系中的坐标[xf yfzf]；
9)将飞机坐标由WGS-84坐标转换为大地坐标系坐标[λ，φ，h]，
其中，卯酉曲率半径Rn＝a/(1-e2(sinφ)2)1/2，中间变量
a为椭球体长轴半径，e为第一偏心率；
先假设φ值为0，依次计算出Rn、h和φ，然后再将刚得到的值重新代入式中计算，再次更新Rn、h和φ的值，如此循环5次，得到飞机的大地坐标系下位置[λ φ h]T。
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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