CN114945962A - 飞机导航和监视系统的端到端无人控制系统 - Google Patents
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Abstract
描述了一种与飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一通信的控制系统。控制系统从报告测量数据的无人驾驶飞机(unmanned aerial vehicle,UAV)获取与由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输的射频(radio frequency,RF)信号相关联的测量数据。控制系统还基于UAV在靠近飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一的空域中的位置确定测量数据是否表明RF信号在值范围内。控制系统进一步基于测量数据和UAV的位置控制由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输的RF信号。还描述了由控制系统执行的方法。
Description
相关申请的交叉引用
本申请要求于2019年11月15日提交的题为“便携式仪表着陆系统”的美国临时专利申请第62/936,065号的权益和优先权，其公开内容通过引用整体并入本文。
技术领域
当前公开的主题总体上涉及包括仪表着陆系统(instrument landing system,ILS)的导航辅助系统和飞机监视系统，并且更具体地涉及便携式仪表着陆系统(portableinstrument landing system,PILS)。当前公开的主题总体上还涉及控制由飞机导航辅助系统和飞机监视系统传输的射频(Radio Frequency,RF)信号的控制。
背景技术
可部署的ILS(Deployable ILS,D-ILS)系统包括可在5-7天内发动、部署和飞行检查的传统ILS。在设置飞机跑道以用于灾难恢复和临时军事基地方面，该解决方案是理想的。这些系统现已投入生产，为军方提供了一种使用传统ILS系统的军用飞机的可行的飞机精密进近解决方案。
同时，任务已经发展，并且对战术系统的要求现在需要更小的运输占用面积和高度灵活的部署能力。一些解决方案包括新的航空电子系统，这是不可取的，因为一些现有的飞机无法与这些系统通信。其他解决方案包括转发器着陆系统(Transponder LandingSystem,TLS)。虽然TLS解决方案理论上承诺相对于传统D-ILS的占用面积更小，但它具有类似于精密进近雷达(Precision Approach Radar,PAR)的严苛的操作限制和风险。TLS要求飞机与航空运输管制(Air Traffic Control,ATC)进行有源通信。在恶劣环境中，这意味着飞机必须广播无线电频率。即使使用Mode-5转发器，这也可能使隐形飞机面临通过无源检测定位的风险。TLS还在任何时候限制进场的飞机数量。最后，它要求飞行员接受这种非传统进近的训练和认证——这与PAR一样，随着时间的推移会产生重大的成本影响。
当安装或修改导航辅助时，必须使用机载设备对导航设备进行校准。传统上，这需要飞机上的飞行员/机组人员以及地面技术人员。飞行员/机组人员使用通信无线电以将空间信号所需的更改传送给地面技术人员，然后地面技术人员手动更改系统参数以实现更改。飞行检查难以安排、耗时、昂贵且在诸如军事应用之类的恶劣环境中执行存在危险。地面上的人类技术人员进行系统更改可能需要以某些模式飞行多次以验证更改，从而延长飞行时间。人为的调整可能不正确，这可能会延长飞行检查时间。因此，现有的手动调谐过程很繁琐，容易出错，而且在恶劣环境中执行存在危险。
发明内容
根据本公开的发明构思的实施例，描述了便携式仪表着陆系统(PILS)。PILS包括多个天线无线电单元，每个天线无线电单元配置为设置天线元件的传输参数。PILS还包括下滑道，下滑道包括天线元件的下滑道非成像天线阵列，下滑道非成像天线阵列的每个天线元件直接耦合到多个天线无线电单元中的相应天线无线电单元。下滑道被配置为将由直接耦合到下滑道非成像天线阵列的每个天线元件的相应天线无线电单元生成的RF信号的传输参数传送给与下滑道非成像天线阵列的每个天线元件直接耦合的相应天线无线电单元。PILS还包括定位器，定位器包括天线元件的定位器天线阵列，定位器天线阵列的每个天线元件直接耦合到多个天线无线电单元的相应天线无线电单元。定位器被配置为将由直接耦合到下滑道非成像天线阵列的每个天线元件的相应天线无线电单元生成的RF信号的传输参数传送给与定位器天线阵列的每个天线元件直接耦合的相应天线无线电单元。PILS还包括控制系统，控制系统配置为向定位器和下滑道之一传送以下数据：该数据将由定位器和下滑道之一使用来生成待由多个天线无线电单元生成的RF信号的传输参数。
根据实施例，还描述了便携式仪表着陆系统(PILS)的天线无线电单元。天线无线电单元包括发送电路，发送电路被配置为接收通信，该通信包括射频(RF)信号的传输参数，射频(RF)信号由使用直接耦合到天线无线电单元的天线元件传输。发送电路还被配置为使用传输参数来生成RF信号。发送电路还被配置为使用直接耦合到天线无线电单元的天线元件来发送RF信号。
根据实施例，还描述了便携式着陆系统(PILS)的下滑道。下滑道包括非成像天线阵列，非成像天线阵列的每个天线元件直接耦合到PILS中的多个天线无线电单元的相应天线无线电单元。下滑道还包括耦合到每个相应天线无线电单元的处理电路，相应天线无线电单元直接耦合到非成像天线阵列的相应天线元件。处理电路被配置为从PILS的控制系统接收数据，该数据将用于为由多个天线无线电单元生成的射频(RF)信号生成传输参数。处理电路还被配置为基于接收到的数据为由非成像天线阵列的天线元件传输的射频(RF)信号生成传输参数。处理电路还被配置为将传输参数传送到天线无线电单元以生成RF信号，以用于从非成像天线阵列的天线元件的传输。
根据实施例，还描述了便携式着陆系统(PILS)的定位器。定位器包括天线阵列，天线阵列的每个天线元件直接耦合到PILS的多个天线无线电单元的相应天线无线电单元。定位器还包括耦合到每个相应天线无线电单元的处理电路，相应天线无线电单元直接耦合到天线阵列的相应天线元件。处理电路被配置为从PILS的控制系统接收数据，该数据用于为由PILS的每个相应无线电单元生成的射频(RF)信号生成传输参数。处理电路还被配置为基于接收到的数据为由天线阵列的天线元件传输的射频(RF)信号生成传输参数。处理电路还被配置为将传输参数传送到相应天线无线电单元以生成RF信号，以用于从天线阵列的天线元件的传输。
根据实施例，描述了由便携式仪表着陆系统(PILS)的天线无线电单元执行的方法。该方法包括接收包括射频(RF)信号的传输参数的通信，所述传输参数使用直接耦合到天线无线电单元的天线元件传输。该方法还包括使用传输参数生成射频(RF)信号。该方法还包括使用直接耦合到天线无线电单元的天线元件传输RF信号。
根据实施例，描述了一种由便携式着陆系统(PILS)的下滑道执行的方法。下滑道包括非成像天线阵列，非成像天线阵列的每个天线元件直接耦合到PILS的多个天线无线电单元的相应天线无线电单元。该方法包括从PILS的控制系统接收数据，该数据用于为由PILS的多个天线无线电单元生成的射频(RF)信号生成传输参数。该方法还包括基于接收到的数据为由非成像天线阵列的天线元件传输的射频(RF)信号生成传输参数。该方法还包括将传输参数传送到相应天线无线电单元以生成RF信号以用于非成像天线阵列的天线元件的传输。
根据实施例，描述了一种由便携式着陆系统(PILS)的定位器执行的方法。定位器包括天线阵列，天线阵列的每个天线元件直接耦合到PILS的多个天线无线电单元的相应天线无线电单元。该方法包括从PILS的控制系统接收数据，该数据用于为由PILS的多个天线无线电单元生成的射频(RF)信号生成传输参数。该方法还包括基于接收到的数据为由天线阵列的天线元件传输的射频(RF)信号生成传输参数。该方法还包括将传输参数传送给相应天线无线电单元以生成RF信号以用于从非成像天线阵列的天线元件的传输。
根据一些其他实施例，还描述了便携式着陆系统(PILS)的控制系统。控制系统包括配置成与无人驾驶飞机系统(unmanned aircraft system,UAS)通信的收发器。控制系统还包括处理器和存储器，存储器包括可执行指令，当由处理器执行时，可执行指令使处理器操作以使用收发器从UAS接收测量数据，该测量数据与由PILS的定位器和下滑道之一传输的第一射频(RF)信号相关联。存储器还包括可执行指令，当由处理器执行时，可执行指令使处理器使处理器操作以生成以下数据：该数据由定位器和下滑道之一使用来生成传输参数，该传输参数待由与定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的相应天线元件直接耦合的PILS的天线无线电单元使用以生成由定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的天线元件传输的第二RF信号。存储器还包括可执行指令，当由处理器执行时，可执行指令使处理器操作以生成以下数据：该数据由定位器和下滑道之一使用来生成传输参数。
根据一些其他实施例，描述了一种由便携式着陆系统(PILS)中的控制系统执行的方法。该方法包括从使用控制系统的收发器的无人驾驶飞机系统(UAS)接收与由PILS的定位器和下滑道之一传输的第一射频(RF)信号相关联的测量数据。该方法还包括生成以下数据：定位器和下滑道之一使用该数据来生成传输参数，该传输参数由与定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的相应天线元件直接耦合的PILS的天线无线电单元使用来生成由定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的天线元件传输的第二RF信号。该方法还包括将由定位器和下滑道之一使用的数据传送给定位器和下滑道之一，以生成传输参数。
如本文所述，便携式ILS(PILS)解决方案包括使用软件定义无线电(SoftwareDefined Radio,SDR)收发器的轻量级、低功率定位器。SDR在小型封装中提供动态灵活性，以允许通过分布式架构实现传统天线阵列的性能，从而允许对单个天线元件进行调谐控制。
PILS还利用地面天线的自适应波束形成网络来提供传统的ILS下滑道。下滑道电子设备将采用与定位器相同的、经过现场验证的收发器构建块。通过消除传统下滑道桅杆以及与设置、调整和校准相关的复杂性——以及对机场地形的限制——我们能够引入部署更快、运输更小并且适合在最具挑战性的机场地形条件下使用的系统。
整个解决方案将可在不到2小时内部署，只需2名人员。作为设计实验的一部分，泰雷兹将设计这些经过现场验证的技术的机械封装，并证明该解决方案能够储存在单个463L托盘位置上。为了支持2小时的设置时间，泰雷兹将使用已经在进行的关于使用无人机在飞行检查之前校准ILS空间信号的研究和开发。对于PILS或小型精密进近着陆能力(SmallFootprint Precision Approach Landing Capability,SF-PALC)应用，需要开发和测试针对全球定位系统(Global Positioning System,GPS)拒绝环境的无人机定位解决方案。最后，校准无人机的使用将扩展到ILS空间信号的实时调谐和校准。鉴于全数字化、自适应设计，在几个低范围位置和海拔处的无人机的实时反馈将能够快速调谐定位器和下滑道空间信号，以消除地点特定的反射和部署。
根据一些实施例，描述了一种由与飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一通信的控制系统执行的方法。该方法包括从报告测量数据的无人驾驶飞机(unmanned aerialvehicle,UAV)获取与由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输的射频(RF)信号相关联的测量数据。该方法还包括确定测量数据是否表明RF信号在基于UAV在靠近飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一的空域中的位置的值范围内。该方法还包括基于测量数据和UAV的位置控制由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输的RF信号。
根据一些实施例，描述了与飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一通信的控制系统。该控制系统包括处理器和存储器，存储器包括可执行指令，当由处理器执行时，可执行指令时使处理器执行包括以下的操作：从报告测量数据的无人驾驶飞机(UAV)获取与由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输的射频(RF)信号相关联的测量数据。存储器还包括可执行指令，当由处理器执行时，可执行指令使处理器执行包括以下的操作：基于UAV在靠近飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一的空域内的位置确定测量数据是否表明RF信号在值范围内。存储器还包括可执行指令，当由处理器执行时，可执行指令使处理器执行包括以下的操作：基于测量数据和UAV的位置控制由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输的RF信号。
根据一些实施例，描述了包括在非暂时性计算机可读介质上的计算机程序产品。该计算机程序产品包括可执行指令，当由与飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一通信的控制系统的处理器执行时，可执行指令使控制系统执行本文描述的各种方法的操作。
本发明的其他目的、特征和优点将从以下详细描述中变得显而易见。然而，应当理解的是，详细描述和具体示例虽然表明了本发明的优选实施例，但仅以示出的方式给出，因为根据本详细描述在本发明的范围和精神内的各种变化和修改对于技术人员来说将是显而易见的。
附图说明
并入并构成本说明书一部分的附图示出了本发明的一个或更多个示例方面，并且与详细描述一起用于解释它们的原理和实施方式。
图1是示出了根据本公开的实施例的示例性便携式仪表着陆系统(PILS)的框图；
图2是示出了根据本公开的实施例的示例性天线无线电单元的框图；
图3是示出了由根据本公开实施例的便携式仪表着陆系统(PILS)的天线无线电单元执行的方法的流程图；
图4是示出了根据本公开的实施例的PILS的示例性定位器的框图；
图5是示出了根据本公开的实施例的由便携式仪表着陆系统(PILS)的定位器执行的方法的流程图；
图6是示出了由本领域已知的一排天线元件组成的固定基座、安装的8元件定位器阵列的示例的示意图；
图7是示出了根据本公开的实施例的作为PILS的定位器的天线阵列的示例性天线元件的示例性双偶极天线的示意图；
图8是示出了根据本公开的实施例的由8元件阵列辐射的航向加边带(courseplus sideband,CSB)和仅边带(sideband only,SBO)信号的示例性相对功率和方位角的曲线图；
图9是示出了根据本公开的实施例的在相同方位角范围内的示例性调制度差(difference in depth of modulation,DDM)的曲线图；
图10是根据本公开的实施例的便携式着陆系统(PILS)的示例性下滑道的框图；
图11是示出了已知成像天线阵列和根据本公开的实施例的PILS的非成像天线阵列的示例之间的差异的示意图；
图12是示出了根据本公开的实施例的下滑道非成像阵列的示例性对数周期偶极(log periodic dipole,LPD)天线元件的示意图；
图13是示出了在室内测量的非成像天线阵列的下滑道的天线元件的垂直辐射模式的实验结果的信号图；
图14是示出了根据本公开的实施例的下滑道系统的示例性载波加边带(carrier-plus-sideband,CSB)和仅边带(SBO)模式的曲线图；
图15是示出了根据本公开的实施例的下滑道系统的示例DDM模式的曲线图；
图16是示出了根据本公开的实施例的下滑道天线元件垂直模式的示例性CSB和SBO辐射模式的曲线图；
图17是示出了根据本公开的实施例的下滑道的二元件零参考阵列的示例性CSB和SBO辐射模式的曲线图；
图18是示出了根据本公开的实施例的下滑道的四元件水平零参考阵列的示例性DDM模式的曲线图；
图19是示出了根据本公开的实施例的由便携式仪表着陆系统(PILS)中的下滑道执行的方法的流程图；
图20是示出了根据本公开的实施例的执行信号采集、数字信号处理、信号调节和警报检测的示例性架构的框图；
图21是根据本公开的实施例的PILS系统的定位器的示例性封装解决方案的第一视图；
图22是根据本公开的实施例的PILS系统的定位器的示例性封装方案的第二视图；
图23是根据本公开的实施例的PILS系统的封装定位器的扩展视图；
图24是根据本公开的实施例的PILS系统的下滑道的示例性封装解决方案的第一视图；
图25是根据本公开的实施例的PILS系统的下滑道的示例性封装解决方案的第二视图；
图26是示出了根据本公开的实施例的PILS系统的示例性命令和控制系统(command and control system,CCS)的框图；
图27是示出了根据本公开的实施例的PILS系统中的命令和控制系统执行的方法的流程图；
图28是根据本公开的实施例的基于所获取的测量数据判断第二RF信号的参数是否在值范围内的方法的流程图；
图29是示出了根据本公开的实施例的由定位器和下滑道之一使用以生成到定位器和下滑道之一的维护传输参数的通信维护数据的方法的流程图；
图30是示出了根据本公开的实施例的确定UAS在靠近飞机跑道的空域中的位置的方法的流程图；
图31是示出了根据本公开的实施例的将行进到空域中的不同位置的指令传送到UAS的方法的流程图；
图32是示出了根据本公开的实施例的第一示例性端到端无人校准系统(end-to-end unmanned calibtration,E2EUC)的框图；
图33是示出了根据本公开的实施例的第二示例性端到端无人校准系统(E2EUC)的框图；
图34A-图34C是示出了根据本公开的实施例的第三示例性端到端无人校准系统(E2EUC)的框图；
图35是示出了根据本公开的实施例的用于基于闭环无人机的导航调谐的示例性控制回路结构的框图；
图36是具有某些参考点的示例方法的俯视图；
图37是定位器的调制度差(DDM)位移灵敏度的曲线图；
图38是示出了根据本公开的实施例的定位器的示例航向公差的示意图；
图39是示出了根据本公开的实施例的定位器航向公差和跑道长度之间的示例关系的曲线图；
图40是示出了根据本公开的实施例的定位器的航向扇区宽度的示意图；
图41是示出了根据本公开的实施例的定位器扇区宽度和跑道长度之间的示例性关系的曲线图；
图42是示出了示例性下滑道调试角度和公差的示意图；
图43是示出了根据本公开的实施例的下滑道公差和下滑道角度之间的示例关系的曲线图；
图44是示出了示例性下滑道扇区宽度的示意图；
图45是示出了根据本公开的实施例的下滑道扇区宽度公差和下滑道角度之间的示例性关系的曲线图；
图46是示出了根据本公开的实施例的高度公差和下滑道角度之间的示例性关系的曲线图；
图47是示出了根据本公开的实施例的无人机仰角与固定范围和各种高度之间的示例性关系的曲线图；
图48是示出了根据本公开的实施例的在各种无人机高度处无人机仰角和无人机范围之间的示例性关系的曲线图；
图49是示出了根据本公开的实施例的用于定位器和下滑道测量的示例性无人机穿越模式的图表；
图50是示出了根据本公开的实施例的示例性中央控制系统的框图；
图51是示出了根据本公开的实施例的与飞机导航系统和飞机监视系统通信的控制系统的框图；
图52是示出了由根据本公开的实施例的控制系统执行的方法的流程图；
图53是示出了根据本公开的实施例的确定UAV的实际位置是否在空域内的期望位置的预定阈值内的方法的流程图；
图54是示出了根据本公开的实施例的向UAV传送用于报告测量数据的指令的方法的流程图；
图55是根据本公开的实施例的向UAV传送用于将UAV的实际位置调整为在预定阈值内的第二指令的方法的流程图；
图56是根据本公开的实施例的将修改与RF信号相关联的传输参数的指令传送到飞机导航系统和飞机监视系统之一的方法的流程图；
图57是根据本公开的实施例的确定更新后测量数据是否表明修改后RF信号在值范围内的方法的流程图；
图58是根据本公开的实施例的将报告更新后测量数据的指令传送到UAV的方法的流程图；
图59是根据本公开的实施例确定更新后测量数据是否表明仅根据天线阵列的天线元件传输的修改后RF信号在值范围内的方法的流程图；
图60是根据本公开的实施例的基于第二测量数据和UAV在空域内的第二位置控制由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输的RF信号的方法的流程图。
具体实施方式
现在将在下文中参考附图更全面地描述当前公开的主题，在附图中示出了当前公开的主题的一些但不是所有实施例。相同的数字始终指代相同的元件。当前公开的主题可以以许多不同的形式体现，并且不应被解释为限于本文所阐述的实施例；相反，提供这些实施例是为了使本公开满足适用的法律要求。实际上，受益于前述描述和相关附图中呈现的教导，本公开主题所属领域的技术人员将想到本文阐述的当前公开主题的许多修改和其他实施例。因此，应当理解的是，当前公开的主题不限于公开的具体实施例，并且修改和其他实施例旨在包括在所附权利要求的范围内。
根据本公开的发明构思的实施例，描述了便携式仪表着陆系统(PILS)。PILS包括多个天线无线电单元，每个天线无线电单元配置为生成射频(RF)信号，以由直接耦合到天线无线电单元的天线元件传输。PILS还包括下滑道，下滑道包括天线元件的下滑道非成像天线阵列，下滑道非成像天线阵列的每个天线元件直接耦合到多个天线无线电单元的相应天线无线电单元。例如，图1示出了包括多个天线无线电单元(未示出)的示例性PILS 100，每个天线无线电单元配置为设置天线元件的传输参数。下文描述了天线无线电单元(antenna radio unit,ARU)的示例性实施方式。图1还示出了示例性PILS下滑道(glideslope,GS)102，示例性PILS下滑道102包括天线元件A1-A4的下滑道非成像天线阵列。图1的每个天线元件A1-A4直接耦合到PILS 100的多个天线无线电单元的相应天线无线电单元(未示出)。
PILS的下滑道被配置为将与根据实施例的下滑道非成像天线阵列的每个天线元件直接耦合的各个天线无线电单元生成的RF信号的传输参数传送给与下滑道非成像天线阵列的每个天线元件直接耦合的相应天线无线电单元。例如，GS 102可以被配置为将由直接耦合到天线元件A1-A4的各个天线无线电单元生成的RF信号的传输参数传送给直接耦合到天线元件A1-A4的相应天线无线电单元。
根据实施例，PILS还包括定位器，定位器包括天线元件的定位器天线阵列，定位器天线阵列的每个天线元件直接耦合到多个天线无线电单元的相应天线无线电单元。图1示出了示例性PILS定位器104，示例性PILS定位器104包括天线元件的定位器天线阵列(未示出)，定位器天线阵列的每个天线元件直接耦合到PILS 100的多个天线无线电单元的相应天线无线电单元(未示出)。定位器天线阵列的示例实施方式在下文中描述。
PILS还包括控制系统，控制系统配置为向定位器和下滑道之一传送以下数据：该数据将由定位器和下滑道之一使用来生成待由多个天线无线电单元生成的RF信号的传输参数。继续该示例，图1示出了PILS 100包括PILS命令和控制系统(CCS)106，PILS命令和控制系统106配置为向定位器104和下滑道102之一传送以下数据：将由定位器104和下滑道102之一使用来生成RF信号的传输参数，所述RF信号由PILS 100的多个天线无线电单元(未示出)生成。
在一些实施例中，传输参数包括用于由天线元件传输的RF信号的功率、调制指数和相位中的一项或更多项。根据一些实施例，下滑道非成像天线阵列被配置为平行于飞机跑道布置。例如，图1示出了平行于飞机跑道布置的天线元件A1-A4。在一些实施例中，定位器天线阵列被配置为一次折叠和展开。定位器天线阵列的示例将在下面参考图23更详细地讨论。在一些实施例中，多个天线无线电单元、下滑道、下滑道非成像天线阵列、定位器、定位器天线阵列和控制系统被配置为在部署之前在货物托盘上运输。以下将参考图21-图22以及图24-图25更详细地讨论部署之前货物托盘上的多个天线无线电单元、下滑道、下滑道非成像天线阵列、定位器、定位器天线阵列和控制系统的示例配置。
通过电子技术的进步和来自多个学科和背景的泰雷兹工程师的创新思维，便携式仪表着陆系统解决方案成为可能。该解决方案提供传统ILS空间信号，用于接收所有目前配备的飞机，但与以前传统的或可部署的ILS解决方案相比，该解决方案的封装大大减小。
如图1所示，PILS 100解决方案包括定位器104和下滑道(GS)102(也称为下滑道)子系统，增加了飞行检查无线电(Flight Check Radio,FCR)108解决方案，并配备了由命令和控制子系统(Command and Control Subsystem,CCS)106管理的自动化调谐无人机(Tuning Drone,TD)110。该解决方案提供在两个位置(Loc 104和GS 102)处的全面部署，以通过在下滑道(glidepath,GP)102位置处并置FCR 108和CCS 106功能来加快设置。在另一种实施方式中，CCS功能包括ILS运行的整体状态，如果通过与其他机场设备和人员搭配来更好地支持基地运行，CCS功能也被设计为与GP 102分离。例如，图1示出了配置为远离GP102的CCS 112。
使这种解决方案在今天可行的技术的一个关键进步是引入软件定义无线电(SDR)发送器/接收器或收发器。SDR在小型封装中提供动态灵活性，以允许通过分布式架构实现一些传统天线阵列和本文所述创造性天线阵列的性能，允许对单个天线元件进行调谐控制并通过天线无线电单元(ARU)监控性能。
根据实施例，还描述了便携式仪表着陆系统(PILS)的天线无线电单元。例如，图2示出了如上文关于图1描述的示例天线无线电单元(ARU)200。天线无线电单元包括发送电路，发送电路被配置为接收通信，该通信包括使用直接耦合到天线无线电单元的天线元件传输的射频(RF)信号的传输参数。例如，图2的ARU 200被配置为通过TX数据端口208从图1中的GS 102和定位器(localizer,LOC)104之一接收通信，该通信包括使用直接耦合到天线无线电单元的天线元件(诸如图1中示出的天线元件A1-A4之一)传输的射频(RF)信号的传输参数。
天线无线电单元200可以通过两个RF电缆直接耦合到天线元件——一个RF电缆用于通过天线元件传输RF信号，而另一个RF电缆用于接收传输的信号以进行监控。在天线无线电单元200和天线元件之间没有其他信号处理组件介入。ARU 200可以包含在壳体或封装内，壳体或封装被配置为附接到支撑天线元件或天线元件结构的结构。
在一个实施例中，天线无线电单元可以接收通信，该通信包括从直接耦合到天线无线电单元的下滑道非成像天线阵列的天线元件传输的RF信号的传输参数。例如，ARU 200可以接收使用直接耦合到ARU 200的图1所示的天线元件A1-A4之一传输的RF信号的传输参数。在另一个实施例中，天线无线电单元可以接收通信，该通信包括从直接耦合到天线无线电单元的定位器天线阵列的天线元件传输的RF信号的传输参数。例如，ARU 200可以接收使用直接耦合到ARU 200的图1所示的定位器104的定位器天线阵列的天线元件之一传输的RF信号的传输参数。
根据一些实施例，发送电路还被配置为使用传输参数来生成RF信号。例如，发送(transmit,TX)电路202可以被配置为使用由GS 102和LOC 104之一通信的传输参数以生成RF信号。发送电路还被配置为使用直接耦合到根据一些实施例的天线无线电单元的天线元件来发送该RF信号。继续该示例，TX电路202还可以被配置为向直接耦合到ARU 200的诸如天线元件A1-A4之类的天线元件之一的RF反馈端口204发送RF信号。
根据实施例，天线无线电单元还包括接收电路，该接收电路配置为接收由天线元件传输的RF信号。例如，图2示出了ARU 200包括接收(receive,RX)电路220，该RX电路220配置为从直接耦合到ARU 200的诸如天线元件A1-A4之类的天线元件的监控端口206接收RF信号。接收电路还被配置为基于根据实施例的接收到的RF信号生成测量数据。继续该示例，RX电路220还被配置为基于接收到的RF信号生成测量数据。接收电路还被配置为将测量数据传送到PILS中的定位器和下滑道之一。例如，图2示出了RX电路220，该RX电路220被配置为通过ARU 200中的RX数据端口210将测量数据传送到GS 102和LOC 104之一。
图3示出了根据实施例的由便携式仪表着陆系统(PILS)的天线无线电单元执行的方法。图3示出了该方法，该方法包括接收300包括射频(RF)信号的传输参数的通信，所述传输参数使用直接耦合到天线无线电单元的天线元件传输。图3还示出了该方法还包括使用传输参数生成302射频(RF)信号。该方法还包括使用直接耦合到如图3中示出的天线无线电单元的天线元件发送303RF信号。该方法还可以包括从PILS的定位器和下滑道之一接收传输参数。该方法还包括接收由天线元件传输的RF信号，基于接收到的RF信号生成测量数据，并且将测量数据传送到PILS中的定位器和下滑道之一。
ARU 200在定位器104和下滑道102子系统中的结合和应用在下文中描述。下文还描述了监控和控制、解决方案功率方案、远程维护以及满足飞行检查无线电要求的方法。
天线无线电单元200负责生成和测量由其相关联的天线辐射的射频信号。PILS系统100中的所有ARU在硬件(Hardware，HW)/固件(Firmware，FW)方面都是相同的，但每个ARU200将根据由数字处理单元(Digital Processing Unit,DPU)404(定位器)或1004(下滑道)设定的配置(主要是功率、相位和调制指数)来生成不同的RF信号。ARU 200是小盒子，该小盒子具有两个单向RF端口204、206(到天线“反馈”204并且来自天线“监测(mon)”206)和两个双向数据端口208、210(到/来自DPU，一个用于RX部(210)，另一个用于TX部(208))。每个ARU的数据电缆汇聚到DPU 404(定位器)/1004(GP)的专用端口，DPU 404(定位器)/1004(GP)管理下滑道中的定位器的所有ARU。图2示出了ARU 200的示例功能框图。图2还示出了包括TX电路202的示例性上TX部分，TX电路202包括：
●汇编器/反汇编器块212，汇编器/反汇编器块212配置为：
-从TX数据端口反汇编同步脉冲和配置数据。
-将同步返回和消息汇编到TX数据端口。
●同步块214，该同步块214管理由DPU 404或DPU 1004产生的同步脉冲
●TX生成块216，该TX生成块216可以包括现场可编程逻辑门阵列(FieldProgrammable Gate Array,FPGA)，该FPGA基于由DPU 404或DPU 1004设置的配置数据(功率、相位、调制指数...)生成基带RF信号。
●TX RF链块218，该TX RF链块218可以包括RF模拟数字转换器(analog todigital converter,A/D converter)，其后是功率放大器和控制回路。
在包括RX电路220的下部RX部分中，包括：
●可以包括RF数字模拟转换器(digital to analog converter,D/A converter)的RF链块222。
●RX测量块224，该RX测量块224可以包括FPGA，该FPGA分析基带RF信号并将估计值(预计与TX配置数据相同)返回到DPU 404或DPU 1004。
●RF同步块226，该RF同步块226管理由中央单元106产生的同步脉冲。
●汇编器/反汇编器块228，该汇编器/反汇编器块228配置为：
-从RX数据端口210反汇编同步脉冲和消息。
-将同步返回和测量数据汇编到RX数据端口210。
用于整个ARU的直流(Direct Current,DC)功率可以通过ARU的RX数据端口210从DPU 404或1004提供。功率解决方案还包括优先级和排序逻辑，以在失去初级功率时自动从初级功率切换到辅助功率(例如发电机)。该解决方案还包括在恢复后自动切换回初级功率的功能。除了初级和次级交流(Alternating Current,AC)功率输入外，PILS功率解决方案还将提供备用电池，以便所有导航和通信组件在功率转换或完全失去外部功率期间保持运行。备用电池将被调整尺寸以在充满电后提供足够的运行，这与固定导航解决方案一致。例如，图2中示出的处理和功率管理电路230可以被配置为在失去初级功率时从初级功率自动切换到次级功率(例如发电机)，并且在恢复后切换回初级功率。
关于一些技术方面，可以应用以下考虑(风险和机会)：
由于传送到每个天线的RF信号可以由其相关联的ARU 200单独编程，PILS系统100有机会产生比现有的ILS系统更灵活的空间信号，在现有的ILS系统中，阵列模式是固定的。(校准过程也可以完全或部分基于软件，而不是切割RF天线电缆)。
由于每个ARU 200能够单独测量由其相关联的天线辐射的RF信号，PILS系统100有机会比现有的ILS系统更灵活地估计空间信号，在现有的ILS系统中，以固定角度执行该估计。
ARU 200中的RF生成和测量可以利用软件定义无线电技术来执行。由每个ARU 200为PILS(LOC或GP信号)产生的具有单一频率的信号假设为：
实质上，频率为f0(LOC约为110MHz，GP约为330MHz)的载波，由具有不同调制指数、相位和功率的低频信号fi(90Hz、150Hz和1020Hz)之和调制。由于该信号与多普勒伏尔(Doppler-VOR,DVOR)信号非常相似，因此在使用基本4元件定位器并且重新编程以前为DVOR设计的RF板(但简化了驱动四个具有相同参考时钟的天线)的实验期间易于实现该信号。该实验表明，使用SDR技术可以轻松生成ILS信号。PILS 100系统中的监控功能分布在PILS 100的所有ARU和中央单元106之间。
根据实施例，还描述了便携式仪表着陆系统(PILS)中的定位器。图4示出了PILS100中的示例定位器400。定位器包括天线阵列，天线阵列的每个天线元件直接耦合到根据实施例的PILS的多个天线无线电单元的相应天线无线电单元。继续该示例，图4示出了定位器400包括天线阵列402，天线阵列402的每个天线元件402L...402R直接耦合到PILS 100的相应ARU 4L...4R。定位器还包括耦合到每个相应天线无线电单元的处理电路，相应天线无线电单元直接耦合到天线阵列的相应天线元件。例如，图4示出了定位器400，该定位器400包括耦合到ARU 402L...402R的数字处理单元404，ARU 402L...402R直接耦合到天线阵列402中的相应天线元件402L...402R。
处理电路被配置为从PILS的控制系统接收数据，该数据用于为由根据实施例的PILS的每个相应无线电单元生成的射频(RF)信号生成传输参数。继续前面的示例，图4示出了数字处理单元404，该数字处理单元404可被配置为从PILS 100的CCS 106接收数据，该数据将用于为由ARU 4L-4R生成的射频(RF)信号生成传输参数。处理电路还被配置为基于根据实施例的接收到的数据为由天线阵列的天线元件传输的射频(RF)信号生成传输参数。例如，图4中示出的DPU 404可以被配置为基于接收到的数据为由天线阵列402的天线元件402L-102R传输的射频(RF)信号生成传输参数。根据实施例，处理电路还被配置为将传输参数传送到相应天线无线电单元以生成RF信号以用于从天线阵列中的天线元件的传输。图4还示出了示例性DPU 404可被配置为将传输参数传送到ARU 4F和/或ARU 4R单元以生成RF信号以用于从天线阵列中的天线元件402F和/或402R的传输。
PIUS定位器子系统100设计在可快速部署的紧凑封装中带来了经过现场验证的8元件定位器天线阵列分布。这包括相对于传统的固定基座ILS定位器解决方案的紧凑型天线设计，在固定基座IFS定位器解决方案中，每个天线由专用天线无线电单元200驱动。如图4所示，定位器子系统400包括提供以下所需能力的电路和/或软件模块：
●功率转换/备用电池(例如，输入功率选择器422、功率转换电路/模块406、电池备用电路/模块408)，
●信号生成和辐射(例如，数据多路复用器410、TX同步脉冲发生器412、嵌入式维护中央处理器(central processing unit,CPU)424)，
●对信号性能和相关控制动作进行监控(例如，PILS监控和控制电路/模块414、RX同步脉冲发生器416、嵌入式维护CPU 424)以及
●用于天线调谐的远程接口以及向空中交通管制人员或远程系统维护者(例如，无线数据无线电418和天线420)报告状态。包含在数字处理单元(DPU)404中的功能之间的数据接口包括：
●与每个ARU 4L...4R通信的专用数据，用于在每个天线的基础上配置和调整发送器参数，
●用于保持各个元件的RF载波的相位相干性的同步信号，
●来自每个ARU 4L...4R的专用数据通信，用于提供监控数据集合，监控数据集合用于构建空间信号以测量系统性能，
●独立同步信号用于对齐各个监控测量，以及
●如果检测到报警条件，控制电路会断开DC功率源。备选地或组合地，可以由功率转换电路406执行该功能。
图5示出了由根据实施例的便携式仪表着陆系统(PILS)中的定位器执行的方法。该方法包括接收500数据，该数据用于为由PILS的多个天线无线电单元生成的射频(RF)信号生成传输参数。该方法还包括基于接收到的数据为由天线阵列的天线元件传输的射频(RF)信号生成传输参数。该方法还包括将传输参数传送504到相应天线无线电单元，以生成从非成像天线阵列中的天线元件传输的RF信号。
所提出的定位器天线组件是相位阵列，该相位阵列和与该相位阵列相关联的发送器一起在空间中辐射符合ILS定位器系统的所有国际民用航空组织(International CivilAviation Organization,ICAO)附件的要求的信号。定位器天线阵列通常是ILS物理上最大的组件。与传统的定位器天线阵列相比，PILS定位器阵列旨在优化性能和封装尺寸之间的权衡。图6示出了固定基座、8元件安装的定位器阵列，该8元件安装的定位器阵列由位于跑道停止端之外几百英尺处的一排天线元件组成。图6中所示的定位器天线元件是对数周期偶极(LPD)，对数周期偶极提供了良好的方向性和前后比。
影响定位器性能的关键参数是阵列孔径，即阵列的总宽度。透射光束的角度宽度与孔径尺寸成反比。光束越宽，跑道附近的建筑物或大型飞机的反射就越有可能干扰直接空间信号并使直接空间信号失真，从而在进场航向中引入弯道。定位器天线阵列可以包括8、14、20或32个元件，孔径范围从8元件阵列的51英尺直到32元件阵列的246英尺。然而，应当理解的是，可以使用上述不同数量的元件和间距。例如，可以根据特定需要应用不同的天线元件和间距来塑造天线无线电图。
PILS 100的定位器天线阵列可以被配置为利用具有新元件设计的8元件单频定位器天线阵列来代替以上描述的LPD。以上描述的LPD通常又大又重。根据一些实施例，定位器天线阵列的天线元件包括双偶极天线。例如，图7示出了作为以上描述的定位器400的天线阵列的天线元件的示例性双偶极天线。
两个偶极正交馈电。该天线的基本特性可能包括4.9dBi的增益、15.3dB的前后比和76°的半功率波束宽度。双偶极天线的方向性略低于以上描述的LPD，这对定位器阵列模式的影响可以忽略不计。双偶极天线的优点是尺寸小、重量轻、封装紧凑。图8示出了由8单元阵列辐射的航向加边带(CSB)信号和仅边带(SBO)信号的相对功率与方位角的关系。图8示出了由设置为4.5°的航向宽度(位移灵敏度的度量)的计算机模型生成的理论模式。图9示出了在相同方位角范围内的调制度差(DDM)。由飞机ILS航空电子设备测量DDM，以确定飞机与延长跑道中心线的角度偏移。
根据实施例，还描述了便携式着陆系统(PILS)的下滑道。例如，图10示出了PILS100的示例性下滑道1000。下滑道包括非成像天线阵列，非成像天线阵列的每个天线元件直接耦合到PILS的多个天线无线电单元的相应天线无线电单元。例如，图10示出了下滑道1000包括非成像天线阵列1002，天线阵列1002的每个天线元件1002L...1002R直接耦合到PILS 100的相应ARU GP1...GP4。下滑道还包括耦合到每个相应天线无线电单元的处理电路，每个相应天线无线电单元直接耦合到非成像天线阵列的相应天线元件。继续该示例，图10还示出了下滑道1000包括耦合到每个相应ARU GP1...GP4的数字处理单元(DPU)1004，每个相应ARU GP1...GP4直接耦合到非成像天线阵列1002的相应天线元件1002L...1002R。应当注意的是，示出的天线单元的数量是作为示例提供的，可以根据具体需要利用不同的天线单元的数量和间距来应用天线辐射图的形状。
处理电路被配置为从PILS的控制系统接收数据，该数据用于为由根据实施例的多个天线无线电单元生成的射频(RF)信号生成传输参数。继续前面的示例，图10示出了DPU1004可以被配置为从PILS 100的CCS 106接收数据，该数据用于为由ARU GP1...GP4生成的射频(RF)信号生成传输参数。处理电路还被配置为将传输参数传送到天线无线电单元以生成RF信号以用于从非成像天线阵列中的天线元件的传输。例如，图10还示出了示例DPU1004可以被配置为将传输参数传送到诸如ARU GP1...GP4之类的天线无线电单元以生成用于从非成像天线阵列1002中的天线元件1002L...1002R传输的RF信号。
图10中示出的PILS下滑道子系统1000使用与图4中示出的定位器子系统400类似的构建块。由于设计包括数字电路，直到ARU向其专用天线提供射频信号，所以在设计的其余部分中没有射频特定组件。相同的功率管理进近、DPU和无线数据无线电执行与上面关于定位器400描述的功能相似的功能。由于GP设备1000偏离跑道(见图1)，因此将使用飞行检查无线电(FCR)1024和FCR天线1026的FCR功能与GP 1000搭配，以用于功率和数据接口。
设计满足PILS的封装和安装时间要求的PILS下滑道天线阵列比定位器阵列更具挑战性。典型的下滑道天线阵列由安装在垂直塔上的两个或三个天线组成。根据斜坡仰角，塔可以高达40英尺。大多数已知的下滑道阵列是成像系统：它们通过将直接辐射与从地面反射的辐射相结合，在空间中获取适当的下滑道信号。2元件下滑道成像系统可以看作是塔上的2个上部元件和地下的2个镜像元件。这样的系统需要在塔前数百英尺处平坦且无障碍的地面才能正常运行。
对于PILS应用，塔将大得令人望而却步，并且许多SF-PALC地点将不可能具有适合成像系统的地形。与已知的下滑道成像系统相比，PILS 100包括非成像天线阵列，该非成像天线阵列水平放置在地面上方几英尺处。图11示出了已知成像天线阵列1100和PILS非成像天线阵列1102之间的差异。下面描述从标准阵列1100到创造性PILS非成像天线阵列1102的创造性设计过程的分析。
如图11中的框架A所示，考虑标准的零参考下滑道天线阵列1100。从天线a和b辐射的直接信号与看似由成像天线c和d辐射的反射信号组合，在空间中产生下滑道信号。通常的下滑道仰角为3°，这取决于辐射信号的振幅和相位以及天线之间的间距。下滑道下方的飞机将看到向上飞行的信号，而在斜坡上方的飞机将看到向下飞行的信号。
现在想象将塔旋转90°到其背面并用真实天线替换成像天线(图11中的框架B)。在远离跑道临界点的方向上，下滑道角度将从地平线以上3°旋转到离天顶3°。
在图11的框架C中，调整各个天线元件的相位以使波束逆时针方向额外转向84°，如图11所示，因此各个天线元件再次高于地平线3°，尽管方向相反。此时，框架C保持元件间距的比例性，因此在下滑道上的飞机看到的天线之间的间距与从下滑道到垂直塔上的标准零参考阵列看到的天线之间的间距相同。假设下滑道角度为3°，这会将孔径从57英尺增加到542英尺。
在图11的框架D中，阵列水平旋转180°以将下滑道指向正确的方向。还需要交换90Hz和150Hz调制信号以恢复正确的向上飞行方向/向下飞行方向。这种实现与框架A中示出的标准下滑道天线设计有很大的不同。使其可行的是软件定义发送器的可用性，该发送器可以驱动具有高精度振幅和相位的信号的天线元件，可以在调谐过程中对具有高精度振幅和相位的信号进行轻松且精确地调整。
下滑道非成像阵列天线元件的当前选择是在330MHz的对数周期偶极(LPD)。330MHz四分之一波长偶极也被视为此应用的可行选择。在这两种选择中，小型LPD(由于在特高频(Ultra High Frequency,UHF)下滑道频带中操作)比与成像系统一起使用的典型下滑道天线要紧凑得多。图12示出了下滑道非成像阵列中的示例LPD天线元件。在替代实施例中，非成像阵列天线元件可以包括Vivaldi类型的天线元件。
图13示出了以0、±5°和±15°方位角在腔室中测量的AAN 104的垂直辐射模式。从标准零参考派生的水平阵列的初步计算机建模已经取得了可喜的结果。图14示出了3°下滑道系统的理论载波加边带(carrier-plus-sideband,CSB)和仅边带(SBO)模式。该图涵盖了ICAO附件10中规定的方位角范围，即0.45θ至1.75θ，或1.35°至5.25°。该模拟假设AAN 104垂直辐射方向模式，并且不包括来自地面反射的影响。图15示出了DDM模式。该图是关于0DDM点线性和对称的，并且符合附件10位移灵敏度要求。
以上描述的图是理想化的，因为没有考虑到反射对空间信号的影响。任何从地面反射的信号都会干扰直接信号。下滑道信号是水平极化的，这意味着该下滑道信号在反射时会发生180°的相位偏移。作为仰角和天线高度的函数，反射波将与直达波产生建设性或破坏性干扰。
图16示出了由包括来自地面的反射的计算机模型生成的CSB和SBO辐射模式。模拟假设平滑和水平的地面，与实际系统的预期相比，这在一定程度上放大了反射效果。
注意，反射会导致仰角低于3°时的信号功率降低。这是因为在非常低的仰角下，从天线到飞机的直射波和反射波之间的斜率长度差异很小。结合反射波的180°相移，这将导致不可忽略的破坏性干扰。
图17示出了塔上标准零参考下滑道阵列的相同CSB和SBO辐射模式。注意，对于标准阵列和改进型阵列，CSB和SBO辐射功率在低仰角下都会降低，而改进型阵列的效果则更为明显。这是意料之中的，因为修改后的阵列天线比标准阵列的天线安装得更靠近地面。
图18示出了包含反射效应的修改阵列的DDM。注意，DDM模式与没有反射效应的模式相同。对于零参考阵列，CSB和SBO分别馈送到一对天线元件。因此，在平滑和水平地面的假设下，由干扰引起的相位偏移对于该对中的每个天线来说都是相同的，而对DDM没有净效应。对于实际系统，一对天线中的每个天线可能会发生略微不同的相位偏移，从而导致下滑道角度的轻微偏移，这将在调谐过程中通过相位调整进行校正。
图19示出了根据实施例的由便携式仪表着陆系统(PILS)的下滑道执行的方法。该方法包括从PILS的控制系统接收1900数据，该数据用于为由PILS的每个相应无线电单元生成的射频(RF)信号生成传输参数。该方法还包括基于接收到的数据为由非成像天线阵列的天线元件传输的射频(RF)信号生成传输参数。该方法还包括将传输参数传送1904到各个天线无线电单元以生成RF信号以用于从非成像天线阵列的天线元件的传输。
图20示出了本文描述的PILS的PILS监控器和控制系统414(定位器)/1014(GP)的监控器架构，该PILS用于执行信号采集、数字信号处理、信号调节和警报检测。图20中示出的PILS监控器架构利用天线信号调节和保护电路2118、天线信号多路复用电路2120、处理器2102和2104以及通信接口2110-2116对多达十个低速率ARU RX信道执行天线信号多路复用、信号调节和警报检测。本地功率和电压保护电路2122根据需要向DPU的部分以及最终还向天线无线电单元提供DC功率和DC电压信号。电压保护电路2122还提供电压保护以防止电涌等。时钟振荡器和生成电路2124产生用于保持DPU和ARU正确同步的时钟信号。与已知的DVOR监控器架构(已知的DVOR监控器架构可以对低速率ARU RX信号信息进行信号调节)相比，图20中示出的PILS监控器架构所需的微处理器资源要少得多。已知的DVOR数据采集、数字信号处理和信号调节功能以240ksp的速度采集8通道RF信息，在恢复信号信息之前执行多级数字信号处理。相比之下，图20中示出的PILS监控器架构只获取10通道的低速率ARU信号信息。下面描述图20中的PILS监控器架构的监控器功能。
信号2100从天线的ARU单元到达并由电路块2118调节，多路复用以由天线信号多路复用电路2120处理，并分配给两个处理器2102和2104，它们分析信号数据并确定空间内的信号是否在规格范围内。处理器还通过通信接口2112和2116与嵌入式维护(EmbeddedMaintenance,EM)CPU 2106通信。EM CPU 2106(分别与图4和图10中的EM CPU 424或EM CPU1026相同)被配置为提供飞行检查无线电通信和自动校准，以及塔控制和维护人员的性能和维护相关信息。处理器2102和2104还分别通过通信接口2110和2114向塔控制系统2108(塔控制系统2108可以包括图4和图10中的塔转换电路404或1006)提供断电指令，以在信号被检测为超出规格时移除空间信号。监控器功能包括内置测试能力、温度监控和功率保护电路。功率关闭提供故障安全关闭决策并与ARU功率系统连接。
根据实施例，多个天线无线电单元、下滑道、下滑道非成像天线阵列、定位器、定位器天线阵列和控制系统被配置为在部署之前在货物托盘上运输。例如，本文描述的便携式ILS解决方案旨在与单个463L托盘对象兼容，同时包括设置、调整和操作系统所需的所有设备。图21和图22示出了示例封装解决方案的不同视图。图21-图22示出了用于从空中降落点运输到现场位置的两个单独的、可叉起的滑道的不同视图。
定位器滑道包含：
●折叠式定位器阵列，带有预安装的有线天线(带ARU)和每端处的单个障碍灯。
●MEP-015A 1.5KVA发电机，预接线到功率选择控制。
●备用电池
●“PILS控制箱”，该“PILS控制箱”包括：
○输入功率选择逻辑
○PILS电子设备(监控器和控制、维护计算机...)
○无线数据无线电
●无线数据无线电(Wireless Data Radio,WDR)天线和相关桅杆
●锚装载
●安装工具
●用于驱动锚的线轴式AC电缆
下滑道轨包含：
●四个GP元件，装在带有ARU的保护箱中
●四个用于GP元件安装的三脚架
●电缆线轴
●MEP-015A 1.5KVA发电机，其预接线为功率选择控制。
●备用电池
●“PILS控制箱”，包括：
■输入功率选择逻辑
■PILS电子设备(监控器和控制、维护计算机...)
■无线数据无线电
■飞行检查无线电
●WDR天线和相关的桅杆
●FCR天线和相关的桅杆
●锚装载
●安装工具
●用于驱动锚的线轴式AC电缆
●命令和控制子系统：
■加固型笔记本电脑
■带有有效载荷的无人机
■无人机控制无线电。
■数量2，双向无线电设置
该概念设计活动的目的是确保系统定义的组件可以封装在定义的空间中。完整的PILS包装解决方案设计为两台设备，这两台设备在卸货点处分开并移动到各自的定位器和下滑道位置。尽管该解决方案显示为使用叉车，但在替代实施例中该解决方案还可以配备轮子和可抽出式牵引杆。
根据一些实施例，定位器天线阵列被配置为折叠和扩展之一。如图23所示，定位器的部署很简单，只需两名训练有素的人员即可轻松完成，因为定位器的部署涉及的任务最少，包括：
●展开阵列的每一半直到完全扩展
●扩展每个框架部分的背部支撑
●降低高度可调节框架支撑(用于适应不平坦的地面)
●使用非常适合进近的预兆式锚来锚定支撑脚的支撑-粗粒状和细粒状土壤条件
●升高和锁定到达定位器天线
●升高和固定定向WDR天线并对准下滑道子系统位置的方向
●连接任何可用的岸电(但不是必需的)
●通过为发电机使用充电电池来为定位器子系统供电。
通过最少的任务集合和使用所提供的冲击驱动器来加速锚的安装，具有上述包装的定位器子系统可以由经过适当培训的工作人员在30到45分钟内安装并准备好以进行调谐。
图24-图25显示了下滑道和已准备好用于部署的命令与控制子系统的包装配置的两个不同视图。虽然显示的实际设备(例如三脚架)将专门设计用于满足地面紧固(使用与定位器相同的螺旋式锚)和有效载荷的程序需求，但已使用预期尺寸以确保设备可以存放在分配的空间中。
GP天线的部署将利用安装辅助装置，该安装辅助装置允许建立直线以将四个天线与测量标记对准以建立平行于飞机跑道的正确位置。然后将三脚架固定，并使用快速连接安装履(quick connect mounting shoe)安装天线，然后再连接电缆并将该电缆提升到2.5米的所需高度。
一旦所有四个天线都安装好并用电缆连接回GP数字处理单元(例如，图10的DPU1004)，则使用电池功率、车载发电机或岸电(如果可用)来供电。与定位器一样，GP天线和电缆的安装可由经过适当培训的人员在30-45分钟内完成并准备好以进行调谐。
如上所述，PILS解决方案力求最小化安装时间。因此，通过以下方式最大限度地减少拆卸和重新包装：
●使用螺旋式锚栓，使用随附的冲击扳手可以对螺旋式锚栓进行快速拆卸
●带有曲柄机构的电缆卷轴，以快速将电缆重新缠绕到指定的卷筒上
●针对每件必须存放的设备，定义定制化的存放位置。
●最大限度地减少部署期间必须从滑道上拆下的部件数量。
根据一些其他实施例，还描述了便携式仪表着陆系统(PILS)的控制系统。该控制系统包括配置成与无人驾驶飞机系统(UAS)通信的收发器。例如，图26示出了配置为与UAS2602通信的命令和控制系统(CCS)2600。控制系统还包括处理器和存储器，存储器包括可执行指令，当由处理器执行时，可执行指令使处理器操作以使用收发器从UAS接收测量数据，该测量数据与由定位器和PILS的下滑道之一传输的第一射频(RF)信号相关联。例如，CCS2600包括计算设备2626，该计算设备2626包括处理器2704和存储器2706，存储器2706可以包括可执行指令，当由处理器2604执行时，可执行指令使处理器2604操作以使用无线数据无线电(WDR)收发器2608从UAS 2602接收测量数据，该测量数据与由图1的PILS 100的定位器(102)和下滑道(104)之一传输的第一射频(RF)信号(定位器2614和/或下滑道2616)相关联。图26还示出了CCS 2600可以包括配置为接收GPS信号2640的GPS接收器2638。来自GPSRX 2638和WDR 2608的数据由接口2624收集，接口2624将数据传送到计算设备2626。
根据实施例，存储器还包括可执行指令，当由处理器执行时，可执行指令使处理器操作以生成以下数据：该数据由定位器和下滑道之一使用来生成传输参数，该传输参数待由与定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的相应天线元件直接耦合的PILS的天线无线电单元使用生成由定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的天线元件传输的第二RF信号。继续上面的示例，存储器2606还可以包括可执行指令，当由处理器2604执行时，可执行指令使处理器2604操作以生成以下数据：该数据由定位器104和下滑道106之一使用来生成传输参数，该传输参数待由与定位器天线阵列(例如，图4的天线阵列402)和下滑道非成像天线阵列(例如图10的非成像天线阵列1002)之一的相应天线元件直接耦合的PILS 100的天线无线电单元使用来生成由天线阵列402和非成像天线阵列1002之一的天线元件传输的第二RF信号。
存储器还包括可执行指令，当由处理器执行时，可执行指令使处理器操作以将由定位器和下滑道之一使用的数据传送到定位器和下滑道之一，以生成传输参数。继续上面的示例，存储器2606还可以包括可执行指令，当由处理器2604执行时，可执行指令使处理器2604操作以将由定位器104和下滑道102之一使用的数据传送到定位器104和下滑道102之一，以生成传输参数。
根据一些实施例，存储器还可以包括可执行指令，当由处理器执行时，可执行指令使处理器操作来使用收发器向UAV传送以下指令：飞行到相对于与PILS共同定位的飞机跑道的特定位置并且获取与由定位器和下滑道之一传输的第二RF信号相关联的测量数据。例如，存储器2606还可以包括可执行指令，当由处理器2604执行时，可执行指令使处理器2604操作来向使用WDR 2608的UAS 2602(还参见图1中的调谐无人机)传送以下指令：飞行到相对于与PILS共同定位的图1所示的跑道的特定位置并获取与由定位器104和下滑道102之一传输的第二RF信号相关联的测量数据。存储器还可以包括可执行指令，当由处理器执行时，可执行指令使处理器操作以使用收发器从UAS接收响应于通信指令所获取的测量数据。在该示例中，处理器2704从使用WDR 2608的UAS 2602/调谐无人机110接收响应于通信指令所获取的测量数据。存储器还可以包括可执行指令，当由处理器执行时，可执行指令使处理器操作以基于获取的测量数据确定第二RF信号的参数是否在值范围内。继续该示例，处理器2604可以基于获取的测量数据确定第二RF信号的参数是否在值范围内。
存储器还可以包括可执行指令，当由处理器执行时，可执行指令使处理器操作以基于获取的测量数据确认第二RF信号的参数不在值范围内。继续之前的示例，处理器2604可以基于获取的测量数据确定第二RF信号的参数不在值范围内。存储器还可以包括可执行指令，当由处理器执行时，可执行指令使处理器操作来生成以下维护数据：该维护数据由定位器和下滑道之一使用来生成维护传输参数，并且该维护传输参数由与定位器和下滑道非成像天线阵列之一的相应天线元件直接耦合的天线无线电单元使用来生成由定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的天线元件传输的第三RF信号。
例如，处理器2604可以生成由直接耦合到定位器天线阵列(例如，天线阵列402)和下滑道非成像天线阵列(例如非成像阵列1002)之一的相应天线元件的PILS 100的天线无线电单元使用的维护传输参数，以生成由PILS 100的定位器天线阵列402和下滑道非成像天线阵列1002之一的天线元件(例如，402L-102R，1002GP1-GP4)传输的第三RF信号。
图27示出了根据本公开的实施例的由便携式仪表着陆系统(PILS)的控制系统执行的方法。图27示出了该方法，该方法包括从使用控制系统的收发器的无人驾驶飞机系统(UAS)接收2700与由PILS的定位器和下滑道之一传输的第一射频(RF)信号相关联的测量数据。该方法还包括生成2704以下数据：定位器和下滑道之一使用该数据来生成传输参数，该传输参数由与定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的相应天线元件直接耦合的PILS的天线无线电单元使用来生成由定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的天线元件传输的第二RF信号。该方法还包括将由定位器和下滑道之一使用的数据传送到定位器和下滑道之一，以生成传输参数。
图28示出了该方法可以包括使用收发器向UAS传送2800以下指令：飞行到相对于与PILS共同定位的飞机跑道的特定位置并获取与由根据一些实施例的定位器和下滑道之一传输的第二RF信号相关联的测量数据。例如，CCS 2600可以向使用WDR 2608的UAS 2602传送以下指令：飞行到相对于与PILS 100共同定位的飞机跑道的特定位置并获取与由定位器104和下滑道102之一传输的第二RF信号相关联的测量数据。该方法还可以包括使用收发器从UAS接收2804响应于通信指令所获取的测量数据。继续该示例，CCS 2600可以从使用WDR 2608的UAS 2602接收响应于通信指令所获取的测量数据。该方法还可以包括基于所获取的测量数据确定2808第二RF信号的参数是否在值范围内。例如，CCS 2600可以基于所获取的测量数据确定第二RF信号的参数是否在值范围内。
图29示出了该方法可以包括基于获取的测量数据确定第二RF信号的参数是否在值范围内，包括基于根据一些实施例获取的测量数据确定2900第二RF信号的参数不在值范围内。继续之前的示例，CCS 2600可以基于获取的测量数据确定第二RF信号的参数不在值范围内。该方法还可以包括：响应于确定出第二RF信号的参数不在值范围内，生成2904以下维护数据：定位器和下滑道之一使用该维护数据来生成维护传输参数，并且与定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的相应天线元件直接耦合的天线无线电单元使用该维护传输参数来生成由定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的天线元件传输的第三RF信号。
例如，响应于确定出第二RF信号的参数不在值范围内，CCS 2600可以生成以下维护数据：定位器104和下滑道102使用该维护数据来生成维护传输参数，并且与定位器天线阵列402和下滑道非成像天线阵列1002之一的相应天线元件(例如，402L-402R，1002GP1-GP4)直接耦合的PILS 100的天线无线电单元使用该维护传输参数来生成由定位器天线阵列402和下滑道非成像天线阵列1002之一的天线元件传输的第三RF信号。该方法还包括将由定位器和下滑道之一使用的维护数据传送到定位器和下滑道之一，以生成维护传输参数。例如，CCS 2600可以将由定位器104和下滑道102之一使用的维护数据传送到定位器104和下滑道102之一，以生成维护传输参数。
图30示出了该方法可以包括从与控制系统通信的测量装置接收3000识别UAS和测量装置之间的距离的信息。例如，CCS 2600可以从与CCS 2600通信的测量装置接收识别UAS2602和测量装置之间的距离的信息。下面更详细地描述测量装置的示例实施例。该方法还可以包括基于识别UAS和测量装置之间的距离的信息来确定在与PILS共同定位的飞机跑道附近的空域中的UAS的位置。继续该示例，CCS 2600可以基于识别UAS 2602和测量装置之间的距离的信息来确定UAS 2602在靠近与PILS 100共同定位的飞机跑道的空域中的位置。在一些实施例中，CCS 2600可以接收来自UAS 2602的高度测量并且CCS 2600可以基于来自UAS 2602的高度测量进一步确定UAS 2602在空域中的位置。
图31示出了该方法可以包括从与控制系统通信的测量装置接收3100识别UAS和测量装置之间的距离的信息。例如，CCS 2600可以从与控制系统通信的测量装置接收识别UAS2602和测量装置之间的距离的信息。该方法还可以包括基于识别UAS和测量装置之间的距离的信息来确定3102UAS在靠近与PILS共同定位的飞机跑道的空域中的位置。继续该示例，CCS 2600可以基于识别UAS 2602和测量装置之间的距离的信息来确定UAS 2602在靠近与PILS 100共同定位的飞机跑道的空域中的位置。
该方法还可以包括确定3104UAS需要行进到靠近与PILS共同定位的飞机跑道的空域中的不同位置，以基于确定的UAS的位置获取与由定位器和下滑道之一传输的第一无线电射频(RF)信号相关联的测量数据。继续前面的示例，CCS 2600可以确定UAS 2602需要行进到靠近与PILS 100共同定位的飞机跑道的空域中的不同位置，以基于确定的UAS 2602的位置获取与由PILS 100的定位器104和下滑道102之一传输的第一无线电射频(RF)信号相关联的测量数据。该方法还可以包括将行进到靠近与PILS共同定位的飞机跑道的空域中的位置并在不同位置处获取测量数据的指令传送3104给UAS。例如，CCS 2600可以将行进到靠近与PILS共同定位的飞机跑道的空域中的不同位置并在不同位置处获取测量数据的指令传送给UAS 2602。
在一些实施例中，该方法可以包括确定UAS在空域中的位置，包括基于识别UAS和测量装置之间的距离的信息，确定UAS在靠近与PILS共同定位的飞机跑道的GPS拒绝空域中的位置。例如，UAS 2602可以位于GPS拒绝的空域或由于如上所述的干扰而无法获取GPS信号的空域中。在一些实施例中，CCS 2600可以从UAS 2602接收关于UAS 2602的空域正在GPS拒绝环境中操作的表明。在一些实施例中，该表明可以包括在UAS 2602的GPS接收器2622处接收到的干扰的测量值。
应当理解的是，图1的PILS调谐无人机110可以等同于图26所示的UAS 2602。还应当理解的是，CCS 2600可以等同于图1中所示的CCS 106。
PILS 100的设置过程中最关键的活动之一是LOC和GS信号的准确调谐。调谐LOC信号和GS信号的传统方法包括使用便携式导航接收器(Portable Navaid Receiver,PNR)、经纬仪或激光跟踪系统(Laser Tracking System,LTS)和带有ILS接收器的飞机。在以下段落中简要描述了本过程。
PNR使技术人员能够分析在操作条件下从陆基导航设备(ground-based Navaid)接收到的信号。它使用户能够分析导航参数，使他们能够执行ILS或VOR地面检查以及执行频谱分析、进行低频音频测量和执行数据记录。PNR利用先进的软件定义无线电技术来测量和分析陆基导航设备信号，以进行安装、飞行检查、和长期维护。PNR测量调制度差(DDM)和调制百分比、射频(RF)、音频(audio frequency,AF)、总谐波失真(total harmonicdistortion,THD)和其他参数。它包括内置的频谱和波形显示器。
一旦安装了PILS系统，PNR就被放置在距离LOC大约500英尺的跑道中心线上。然后准确测量从LOC到PNR的距离。LOC信号电平由PNR接收，并由PNR操作员传送给LOC技术人员。LOC技术人员确定并执行在中心线上的仅边带(SBO)天线模式中插入零点所需的校正。从历史上看，LOC处的修正是通过切断电缆来修改天线元件的相位关系，这是繁琐的过程。下一步是计算所需的行进宽度，它是跑道长度的函数。这是通过将PNR放置在跑道两侧的计算的和测量的位置来实现的，垂直于初始PNR放置位置处的中心线。偏移距离是基于所需宽度和到PNR的确切距离计算得出的。再次测量信号电平并将其传送给LOC技术人员，确定修正值，然后修正天线模式，直到DDM为0.155。还需要调谐集成监控器，这需要电缆切割和其他调整。
在正确对齐LOC的情况下，使用飞机来调谐下滑道角度和宽度。飞机从大约4海里外沿中心线飞向跑道。飞机使用LOC信号以保持与中心线对齐并以恒定高度(大约500-800英尺)飞行。飞机由经纬仪或激光跟踪仪跟踪，以连续测量飞机的仰角。飞机有测量下滑道DDM的接收器。随着飞机继续向跑道飞行，飞机最终将达到DDM＝+0.175。此时，飞行员通过无线电向地面上的操作员记录飞机的仰角。随着飞机继续沿其路径飞行，DDM将通过零并最终达到DDM＝-0.175，此时再次记录仰角。然后通过平均两个仰角来确定GS。有时会执行飞机的多次运行，并且在这些运行中平均下滑道角度。然后对GS角度进行调整。
上述过程涉及多人、使用有人控制的(有人驾驶的)飞机并手动修整电缆以校正相位以修改天线模式。相比之下，本公开描述了使用旋转的1类UAS而不是有人控制的飞机的几乎完全自动化的调谐过程。可以设想的是，适当配备UAS可以提供必要的数据和更大的飞行路径灵活性，从而消除使用飞机调谐飞行的需要。同一设备还可以支持必要的定期测量，以支持ICAO和美国联邦航空管理局(Federal Aviation Adiministration,FAA)对ILS系统的建议，包括地面和空中测量，从而有助于完全自动化定期检查。
如图26所示，UAS 2602包括PNR 2610和PNR 2612。PNR 2610和PNR 2612可以被配置为同时测量空间中的定位器信号2614和下滑道信号2616，并将各种数据传输到地面。如果GPS可用，则GPS信号2618可用作UAS位置的次级验证。UAS 2602还包括电池有效载荷2630、数据储存器2632。UAS 2602还可以接收指令并通过UAS管理和功率接口2634与UAS命令和控制设备2636通信。
在一些实施例中，CCS 2600的GPS接收器2638和UAS 2602的GPS接收器2622被配置为检测PILS系统附近空域内的GPS信号接收的干扰。在干扰检测的情况下，可以关闭GPS接收器2638和2622。在一些实施例中，干扰检测可以包括检测码噪比(code-to-noise ratio)或码减载波值(code-minus-carrier value)之一以表明空域内的干扰。可以独立监控伪距(pusedo-range)和范围率(range-rate)。干扰检测的监控也可能发生在多个卫星信号频率上。在某些情况下，某些接收器前端数据是敏感的，例如AD-bin分布和自动增益控制数据，并且可能表明空域中GPS信号的接收受到干扰。
因此，UAS 2602还可以包括无线数据无线电(Wireless Data Radio,WDR)2620、气压高度计和PNR 2610和2612。WDR 2620通过接口2628与PNR 2610和2612连接。与前面的方法一样，第一步是将UAS 2602放置在距离LOC约500英尺的跑道中心线上。UAS 2602将接收LOC信号并以周期性速率广播PNR数据以及UAS 2602的高度。传输的信号将通过WDR在地面控制站或CCS 2600处接收。数据将被处理，并且相位和高度的必要校正将以闭环方式提供给LOC。由于PILS 100使用有源天线元件，元件的相位和振幅可以通过软件和处理电路自动修改，以控制跑道中心线上的天线零位。这将导致跑道中心线上的LOC模式零点的快速和准确的收敛过程。接下来，UAS 2602被移动到跑道两侧或跑道外，并对LOC宽度进行类似的处理。
一旦LOC已被调谐，该信号可被馈送到地面站处的无人机操作员并由无人机操作员使用以将UAS 2602在跑道的延长中心线上飞行。然后使用UAS的气压高度计作为参考，将UAS 2602升高到跑道表面上方约800英尺的高度。从那里开始，UAS 2602使用LOC信号沿着延长的跑道中心线向外飞行，同时测量和传输如上所述的下滑道DDM，以用于传统的飞行检查。
对于I类进场，典型的下滑道角度theta(θ)是3度。ICAO附件10要求ILS下滑道在0.075θ或±0.225度范围内。如果UAS 2602在相对较高的高度(例如800英尺)飞行，则可以通过相对较低的准确度范围和高度测量值间接获取高度准确的仰角测量值。气压高度计适用于这种情况。不需要用于获取绝对高度的气压设置，因为只需要相对于跑道高度的高度。有几种方法可以确定UAS 2602的距离，以便可以计算仰角并用于对齐GS。三种不同的距离测量技术包括：雷达、激光跟踪系统和转发器。
Thales SquireTM雷达是一种便携式X波段监视雷达。尽管该雷达最初是作为地面监视雷达设计的，但经过改进后，它已经证明了它能够获取空中目标、锁定其方位角位置，然后进行仰角扫描以确定目标高度。如果认为高度精度不够，可以使用范围精度和UAS2602气压高度来确定仰角。当雷达不用于调谐PILS时，它可用于提供机场周围的周边安全。
目前存在商业LTS系统，其被设计为与UAS地面站接口。这使得LTS能够获取UAS2602的编程和/或受控位置。通过地面控制站了解UAS 2602的大致位置，LTS可以引导到该大致位置并启动搜索功能，定位UAS并开始准确地跟踪其在海拔高度上的位置。
第三种潜在的选择是使用基于转发器的系统来确定到UAS 2602的距离。多点定位和ADS-B地面监视系统(Multilateration and ADS-B Ground Surveillance System,MAGS)在可用时使用模式S扩展式喷射器(1090ES)和ADS-B。MAGS中的技术可用于询问UAS2602中的MAGS接收器。这类似于次级监视雷达，但由于询问器是全向的，因此要简单得多，而且我们仅测量UAS2602的距离。
端到端无人控制的校准
如上所述，当安装或修改导航设备时，必须使用机载设备对导航设备进行校准。传统上，这需要飞机上的飞行员和/或机组人员，以及地面技术人员。飞行员/机组人员使用通信无线电向地面技术人员通信空间中的信号所需的更改，然后地面技术人员手动更改系统参数以实现更改。
在新安装的导航辅助设备的建立期间，系统需要针对相应地点和安装进行调整，以便校准辐射信号以符合适用的标准。如上所述，ILS包括相对于跑道中心线提供横向引导的定位器和沿所需进场路径提供垂直引导的下滑道。引导信息由振幅的不同深度调制(调制度差-DDM)来产生，通过对天线阵列辐射的载波应用90Hz和150Hz音调来对该振幅进行调制。对于定位器信号，广播振幅调制的摩尔斯电码，即识别信号。阵列的不同天线单元传输的载波由每个天线的音调不同地调制：在定位器阵列的右侧(在朝向跑道的进场方向)，150Hz是主要的，而在左侧，90Hz音调是主要的。对于下滑道，在垂直路径下方飞行时，150Hz是主要的(即飞行员应该“向上飞行”)，而在垂直路径上方飞行时，90Hz是主要的(即飞行员应该“向下飞行”)。恰好在跑道中心线(或在所需的垂直路径，即3°)处，两个音调以同一振幅被接收，并且调制差异为零。由于接收场的空间调制发生了变化，因此除了标称路径之外，调制差异变为零。
定位器的载波频率在大约108MHz到112MHz的频率范围内，并且对于下滑道来说大约是329MHz到335MHz。定位器阵列和下滑道阵列的各个天线元件通过分配单元连接到每个定位器和下滑道的单个发送器。ILS的校准涉及：
●设置载波频率
●设置载波信号振幅
●通过衰减器设置每个天线元件的调制信号振幅
●通过调整电缆长度设置调制信号的相位
●对于垂直下滑道：通过天线元件之间的高度和距离参考/无线电基准高度(Radio Datum Height,RDH)。
该过程涉及用于天线位置和电缆长度调整的机械工作。由于在GP阵列和LOC阵列的每个单独的辐射元件处产生信号，本文描述的PILS概念提供了支持完全端到端自动校准的简单使能器。便携式仪表着陆系统(PILS)提供符合国际民用航空组织(ICAO)标准的ILS空间信号(Signal in Space,SiS)，并满足军事用途的需求，即占地面积小、重量轻、快速且易于部署、符合ICAO标准的I类(CAT I)仪器着陆系统(ILS)，具有足够的性能以执行低至I类的精密进近。它提供了传统的ILS SiS，并且基本上由与传统ILS相同的核心RF辐射元件组成，即：
●定位器，LOC，提供108MHz到118MHz范围内的信号，由90Hz和150Hz调制，以生成作为传统ILS的DDM。还考虑了语音和IDENT调制的可行性。
●下滑道，GS，在空间中提供大约328.6MHz到335.4MHz范围内的信号，由90Hz和150Hz调制，以生成作为传统ILS的DDM。
它还提供命令和控制系统CCS，以监控操作状态和条件，并且还提供允许PILS的自动调谐的调谐子系统。自动调谐以闭环形式提供，以结合调谐无人机、TD和无人机参考定位系统来校准SiS。在某些情况下，如果需要，也可以将飞行检查无线电(FCR)与调谐无人机结合使用。无人机位置和接收到的DDM用于对齐LOC和GS辐射元件，以便沿飞行路径产生DDM，这符合预期的进近过程。
本文所述的PILS解决方案可以利用以下关键要素：
●使用软件定义无线电(SDR)收发器的轻量级、紧凑型定位器子系统。SDR在小型封装中提供动态灵活性，通过允许对单个天线元件进行调谐控制，可以通过分布式架构实现传统天线阵列的性能。
●非成像下滑道利用地面放置的天线的自适应波束形成网络，以使用与定位器相同的SDR提供传统的ILS下滑道
●精密的机械包装，允许最小化安装和拆卸时间
●通过闭环方法进行自动SiS校准，以允许快速系统校准
图32-图34示出了根据本公开的一些实施例的与调谐无人机子系统3202、定位器子系统3204和下滑道子系统3206通信的控制和命令子系统(CCS)3200的各种示例配置。例如，图32示出了CCS 3200包括PILS中央处理系统、监控和本地控制3208。PILS中央处理系统、监控和本地控制3208包括CCS的一个或更多个处理器，CCS监控系统状态并允许本地系统控制。图32还示出了CCS 3200包括中央接口模块3210，该中央接口模块3210将各种PILS子系统连接到CCS内的多个接口。CCS 3200还包括中央处理模块3212，中央处理模块3212包括CCS的一个或更多个处理器，并且CCS 3200允许应用程序运行以控制和查看PILS的各个方面。图32还示出CCS 3200包括监控PILS系统性能的中央监控模块3214。
例如，中央监控模块3214可用于警告用户系统状态的变化，并可用于在操作变得不安全时关闭系统组件。图32还示出了CCS 3200包括本地控制模块3216，本地控制模块3216包括本地维护接口，用户可以通过该本地维护接口连接并获取对PILS系统的完全控制。图32还示出了CCS 3200包括远程控制模块3218，远程控制模块3218提供接口，位于远离机场的位置的维护人员将通过该接口连接到PILS。该模块的不同子组件在下文关于图33-图34进行讨论。如图32所示，CCS 3200还包括ATC接口3220，空中交通管制(Air TrafficControl,ATC)人员将通过ATC接口3220连接到PILS，以接收PILS系统的系统状态和限制控制。
图32还示出了示例性定位器子系统3204包括LOC天线和ARU 1-8，LOC天线和ARU1-8包括分别耦合到各个ARU的各个天线元件，如本文所述，各个天线元件构成LOC天线阵列。尽管定位器子系统3204以示例性八元件天线阵列来示出，但应理解，定位器阵列可根据设计需要包括更多的或更少的天线元件。定位器子系统3204还包括LOC-中央处理模块(Central Processing Module,CPM)3222，LOC-中央处理模块包括LOC子系统3204的一个或更多个处理器。CPM 3222提供从LOC到CCS的通信链路，通过该通信链路控制LOC——或者由维护用户手动控制或由E2EUC的一部分自动控制。CPM 3222将命令分发到LOC天线阵列的各个天线/ARU。CPM 3222还向CCS提供LOC子系统状态。在一些实施例中，CPM 3222还包含LOC监控器功能。图32还示出了定位器子系统3204，定位器子系统3204包括作为近场监控器天线操作的近场-监测(near field-monitor,NF-MON)NF-MON天线和ARU。近场监控器天线用于接收SiS并将其馈送到LOC的(在CPM 3222或CMM 3214内)监控功能，以持续监控SiS是否仍然准确和安全使用。
图32还示出了下滑道子系统3206，下滑道子系统3206包括GP天线和ARU 1-N，GP天线和ARU 1-N包括分别耦合到单独ARU的单独的天线元件，如本文所述，天线元件构成GP天线阵列。下滑道子系统3206还包括GP-中央处理模块(CPM)3224，GP-中央处理模块(CPM)3224包括下滑道子系统3206的一个或更多个处理器。CPM 3224提供从GP到CCS的通信链路，通过该通信链路控制GP——或者由维护用户手动控制或作为E2EUC的一部分自动控制。CPM3224将命令分发到GP天线阵列的各个天线/ARU。CPM 3224还向CCS提供GP子系统状态。在一些实施例中，CPM 3224还包含GP监控器功能。图32还示出了下滑道子系统3206，下滑道子系统3206包括作为近场监控器天线操作的NF-MON天线和ARU。近场监控器天线用于接收SiS并将其馈送到GP(在CPM 3224内或CPM 3214内)的监控功能，以持续监控SiS仍然准确和安全使用。
图32还示出了调谐无人机系统3202，调谐无人机系统3202包括调谐UAV 3226，该调谐UAV 3226包括调谐UAV测量设施3228。调谐UAV测量设施3228包括测量来自本文描述的导航设备/监视设备的RF信号的设备。图32还示出了调谐UAV 3226，调谐UAV 3226包括调谐UAV调谐数据链路3230，该调谐UAV调谐数据链路3230包括数据链路，测量信息(RF和可能的定位数据)通过该数据链路在空中和地面之间传输。图32还示出了调谐UAV 3226，调谐UAV3226包括调谐UAV控制数据链路3232，该调谐UAV控制数据链路3232包括数据链路，通过该数据链路控制无人机在空间中的位置。调谐UAV 3226还包括调谐UAV机载定位3234，该调谐UAV机载定位3234包括用于确定UAV在空间中的位置的机载设备(例如但不限于气压高度计)，如图32所示。
图32还示出了调谐无人机系统3202，调谐无人机系统3202包括调谐UAV地面控制器3236，该调谐UAV地面控制器3236包括地面站，从该地面站控制无人机在空间中的位置。在一个实施例中，这可以通过由飞行员驱动的远程控制。在另一个实施例中，无人机在空间中的位置由如本文所述的CCS控制。图32还示出了调谐无人机系统3202，调谐无人机系统3202包括调谐UAV地面定位3238，该调谐UAV地面定位3238包括用于确定如本文所述的UAV在空间中的位置的基于地面的设备(例如但不限于经纬仪)。图32还示出了调谐无人机系统3202还包括调谐UAV数据链路3240，该调谐UAV数据链路3240包括数据链路，通过该数据链路将测量和定位数据传送到UAV 3226或从UAV 3226传送，以及传送到CCS 3200或从CCS3200传送。
图33示出了CCS 3200在一些实施例中包括本地维护接口3300，本地维护接口3300包括接口，位于机场的维护人员将通过该接口连接到PILS的接口，类似于上述的本地控制模块3216。图33还示出CCS 3200在一些实施例中包括远程维护接口3302，位于远离机场的位置的维护人员将通过远程维护接口3302连接到PILS，类似于上述的远程控制模块3218。图33还示出CCS 3200在一些实施例中包括飞行检查无线电(FCR)接口3304，飞行检查无线电(FCR)可以通过该接口3304连接到PILS，以允许通过FCR进行远程控制和通信。图33进一步示出了定位器子系统3204和下滑道子系统3206，分别包括数据接口3306和3308，数据接口3306和3308使得记录的数据能够被用户通过CCS检索。关于数据接口3306和3308的操作的进一步细节将在下面关于图34A-图34C进行描述。
图34A示出了定位器子系统3204，定位器子系统3204在一些实施例中包括记录内部配置和测量数据的LOC的本地数据记录功能3400。这可以是CPM 3222的子功能。数据接口3306包括接口，用户可以通过该接口通过CCS 3200检索由本地数据记录功能3400记录的数据。CCS 3200也可以用于配置本地数据记录功能3400记录什么数据，并且数据接口3306将用于将这些配置命令发送到本地数据记录功能3400。
图34B示出了下滑道子系统3206，下滑道子系统3206在一些实施例中包括记录内部配置和测量数据的GP的本地数据记录功能3402。这可以是CPM 3224的子功能。数据接口3308包括接口，用户可以通过该接口通过CCS 3200检索由本地数据记录功能3402记录的数据。CCS 3200也可以用于配置本地数据记录功能3402记录什么数据，并且数据接口3308将用于将这些配置命令发送到本地数据记录功能3402。
图34C示出了本地维护接口3300，本地维护接口3300在一些实施例中包括本地维护控制功能3404，本地维护控制功能3404包括接口，用户可以通过该接口连接并获取PILS系统的完全控制。图34C还示出了本地维护接口3300，本地维护接口3300包括本地数据记录3406，本地数据记录3406包括本地接口，通过该本地接口可以检索由各种子系统记录的数据，并且可以配置记录参数。如图34C所示，本地维护接口3300还包括本地状态指示器3408，本地状态指示器3408包括本地接口，PILS系统和子系统状态可以通过该接口馈送以供显示。图34C还示出了本地维护接口3300还包括预防性维护接口3410，预防性维护接口3410包括本地接口，可以将预防性维护解决方案连接到该本地接口，以连续记录和访问系统数据，用于预防性维护目的。
图34C还示出了远程维护接口3302，远程维护接口3302包括远程维护控制接口3412，用户可以通过该远程维护控制接口3412连接并获取对PILS系统的完全控制。如图34C所示，远程维护接口3302还包括远程状态指示器接口3414，远程状态指示器接口3414包括接口，PILS系统和子系统状态可以通过该接口被馈送以供显示。图34C还示出CCS 3200在一些实施例中包括CCS数据分配块3416，该CCS数据分配块3416包括将各种PILS子系统连接到上述CCS 3200内的多个接口的中间分配块。
当安装了导航设备时，执行地面检查以在从空中执行飞行检查之前尽可能接近地调谐系统。但是，地面检查不足以完全调谐系统；因此，总是需要飞行来微调空间信号并调试系统。如上所述，飞行检查是：
●难以安排-很少有组织和飞机被授权以执行飞行检查
●耗时-地勤人员必须等待飞行员到达。当飞行员需要休息时，他们必须再次着陆和起飞。
●非常昂贵——雇用机组人员和租用飞机数小时或数天的成本很高。
●在恶劣环境中执行危险-在军事应用中，导航辅助设备可能部署在恶劣环境中，有人控制的飞机执行飞行检查可能会有风险。
在地面上进行系统改变的人类技术人员可能需要飞行若干次以验证改变的一些模式，从而延长飞行时间。人的调整可能不正确，这可能会延长飞行时间。甚至便携式仪表着陆系统(PILS)的分布式放大器架构也可能导致繁琐的手动调谐过程。
一些导航辅助设备部署方案可以允许导航辅助设备投入使用，而不需要有人进行飞行检查。这可以减轻上面列出的所有飞行检查的不便。在调试仍需要飞行检查的情况下，端到端无人校准(E2EUC)包括从空中进行的测量，这将比单独飞行检查更准确地调谐系统。这将减少飞行检查时间。E2EUC执行的自动化系统调谐可减少或消除人为错误风险。
E2EUC计算导航辅助设备中所有传输元件所需的参数变化——无论是像传统定位器那样的单个发送器，还是像PILS那样的分布式发送器架构。与人类操作员相比，E2EUC算法有可能更快地计算空间中信号所需的变化且误差更小。E2EUC将自动执行空中检查，以验证对空间中信号所做的更改。此外，本文描述的E2EUC系统允许在恶劣环境中调谐导航辅助设备，而不会对空中的人员造成生命危险。
图35示出了根据一些实施例的用于基于闭环无人机的导航辅助系统3500的调谐的示例控制回路结构。调谐UAV 3502在特定位置处接收辐射信号(在3506产生的空间中信号(SiS))(步骤3504)。调谐UAV 3502将测量值传输到NAVAID系统以便被调谐3500，其中，它被转换为所需的测量参数(步骤3508)。然后将测量的参数与期望的信号(SiS参考值3510)进行比较，并且如果接收到的信号偏离期望的信号，则将调整某些系统参数以将该差异减小到零(步骤3512)。调谐UAV位置控制3518将期望位置3516与当前位置3514进行比较，并命令改变调谐UAV 3502的位置，直到误差减小到零。
位置控制回路与信号控制回路耦合。所需信号通过函数关系与位置相关。对于ILS，此函数关系由调制度差(DDM)与角度(横向和垂直)的关系定义。生成的DDM显示了与信号参数(载波的振幅和相位以及振幅调制的音调)的函数关系。为了控制无人机的位置，需要确定实际无人机位置并反馈给位置控制回路。
本文所述的E2EUC系统提供导航辅助设备的快速且成本有效的调谐和校准。E2EUC系统可以应用在ILS的具体实施中，ILS提供比传统设计(例如，PILS)增强的调谐能力。E2EUC系统也可以应用于传统的助航设备和监视系统。E2EUC的好处是该系统显著减少了手动调谐工作。
本文描述的E2EUC系统提供了闭合控制回路，以通过无人机执行助航设备/监视系统质量的测量，该无人机可以灵活且精确地放置在助航设备/监视系统的预期覆盖范围内。无人机被配置为进行信号质量测量并将其传送到地面系统，地面系统能够基于从测量无人机接收到的数据主动调谐信号参数。该过程由E2EUC系统执行，直到达到预期校准限制内的信号质量。
根据一些实施例，调谐过程涉及确定空间测量点中的期望信号(例如，图35中所示的位置参考值3516)并为无人机命令期望的位置。无人机的实际位置由调谐无人机(UAV)位置测量确定。位置测量通常可以通过安装在无人机处的装置在空中进行。但它也可以从地面执行。根据一些实施例，调谐过程可以包括计算实际无人机位置和期望无人机位置之间的差异，并通过调谐UAV位置控制3518确定控制命令以减少位置偏差。
在一些实施例中，当位置偏差在一定限度内时(例如，接近零)触发信号测量，并由调谐UAV测量设施3504执行测量。将测量信号与所需信号Sis参考值3510进行比较。如果存在偏差，则通过由图35所示的信号控制器3512将测量值转换为校准参数。信号控制器3512调整信号生成3506中的各个参数。执行信号测量和参数调整的过程，直到测量信号和期望信号之间的偏差在一定限度内(例如，接近于零)。
当信号被设置在某个位置时，在一些实施例中将命令下一个位置。重复该过程，直到所有位置处的接收信号都符合所需信号。需要注意的是，位置控制回路独立于SiS控制回路。两个控制回路仅通过SiS和位置的参考值耦合。替代过程可以是搜索零SiS(即DDM)的位置并将系统调谐到那里的期望值。
上面概述的调谐过程适用于辐射信号的调谐和基于地面的信号监控器的调谐。根据功能的实现，可以在地面或空中执行以下功能：
●调谐UAV位置测量
●SiS参考值
●位置参考值
贯穿本公开，描述了将E2EUC结合到便携式仪表着陆系统(PILS)中。PILS的主要目标是提供占地面积小的仪表着陆系统(ILS)，它是便携式的，可以由小团队快速设置或拆卸。然而，E2EUC可以扩展到在其他便携式/可部署导航和监视辅助设备中运行，也可以适应传统的基于固定的导航辅助设备。这包括ILS、甚高频全范围(Very-High-Frequency Omni-Range,VOR)、战术空中导航(Tactical Air Navigation,TACAN)、距离测量设备(DistanceMeasuring Equipment,DME)、多点定位(Multilateration,MLAT)和雷达。闭环(D)VOR调谐的原理包括测量方位角、调制指数和调制频率。TACAN调谐的原则包括仅调谐方位角偏移。
根据一些实施例，E2EUC将使用UAV以执行导航辅助设备的空间信号(SiS)验证(以及可能的飞行检查)的概念与使用UAV以调谐导航辅助设备系统的概念相结合。结果是端到端的自动调谐过程，其中，UAV飞行到指定位置，测量SiS，并将测量值传回PILS的命令和控制系统(CCS)。反过来，CCS评估测量值并命令ILS修改SiS，直到UAV测量出可接受的SiS。
使用传统的ILS，在设置通过电子装置可配置的信号参数的程度上，调谐过程可以由无人机和相应反馈支持根据设置，即通常每个发送器参数(下面将给出更多细节)：信号振幅、调制信号振幅(SBO、CSB)和调制信号的整体相位。这同样适用于监控：通常，可以配置每个接收器的监控器限制(集成、近场、远场)。
传统的ILS每个定位器和下滑道使用多个辐射元件。这些通常连接到它们各自的发送器，分别用于整个定位器和下滑道。针对传统ILS，调谐仅限于每个发送器调谐，因此一次只能影响整个场，因此可以使用无人机调整监控器设置。因此，基于无人机的调谐将主要支持重新校准。与现有技术原理相比的优势在于可以到达任意位置。
通过PILS调谐，设置每个发送器的信号参数的基本原理也适用于PILS。由于每个辐射元件都连接到自己的发送器，因此自由度更大。监控器校准类似于传统系统的校准。可以在每个天线元件处执行集成监控，因此也可以增加自由度。
高级PILS概念的校准中增加的自由度增加了调谐和校准过程的复杂性，这将在下面更详细地解释。根据一些实施例，调谐PILS系统的过程可以包括：
○加载预配置：当现场条件(坡度等)处于以下情况时，预期的调谐参数可以来自也用于设计阵列的工具：
●->因为已经考虑了地点方面，起始配置偏离“理想”默认值
○调谐/校准地面LOC：
●确保正确同步：在LOC/GP内部完成
●单独测量每个天线以检查是否符合预期和预先配置的值
●测量在中心线处的SBO为零：根据参数描述的测量中的概述调整单个天线
●通过在横向位移地点处进行测量来调谐定位器宽度
●调谐清除信号(如果存在)
●检查外部覆盖信号衰减
○调谐/校准GP
●确保正确同步：在LOC/GP内部完成
●单独测量每个天线以检查是否符合预期和预先配置的值
●SBO在期望的GPA处为零：根据参数描述的测量值进行调整
●横向位移处的SBO为零
●检查垂直宽度
●调谐间隙信号(如果存在)
在一些实施例中，定位控制环(Positioning Control Loop,PCL)由调谐子系统控制并且涉及PILS子系统-CCS和TD。CCS根据实际测量需要命令无人机所需的参考位置。实际测量需要来自校准过程。
执行PILS调谐过程的更具挑战性的方面之一是准确地了解无人机在空间中的位置。在一个实施例中，当GPS/GNSS信号可用并辅以差分GPS或广域增强系统(Wide AreaAugmentation System,WAAS)时，可以容易地实现所需的精度。这可以通过为无人机配备GPS/GNSS和ILS接收器、测量适当的空间信号(SiS)并将它们安全地广播到PILS命令和控制子系统(CCS)来实现。然后CCS将分析数据并计算校正SiS所需的相位和振幅天线校正系数。然后将系数发送到定位器(LOC)和下滑道(GS)天线元件并进行校正。
然而，在GPS/GNSS拒绝环境中，确定无人机在空间中的位置更具挑战性。对位置精度的要求是由调谐PILS所需的飞行以及相对于LOC和GS天线相位中心的距离和角位置驱动的。由于我们计划使用国防部(Department of Defense,DoD)第2组八旋翼飞机，因此测量范围将比传统的飞行检查短得多。然而，这些测量值将适用于初始调谐，并将在LOC和GS RF天线模式都完全形成的区域进行。
为了评估精度要求，从ICAO附件10中为I类进近定义一些参考点是有帮助的。图36示出了具有这些参考点的示例方法的俯视图。以下区域是特别感兴趣的示例区域：
●A点。沿跑道中线延长线测量的距离跑道入口4海里(7.4km)的LOC/GS上的假想点。
●B点。沿跑道中线延长线测量的距离跑道入口3500英尺(1065米)的LOC/GS上的假想点。
●C点。在包含跑道入口的延伸水平面上方100英尺(30.5m)的高度处，GS调试角(commissioned angle)的向下延伸直线部分通过该点。假设下滑道调试角为3°，接地点距入口300m，则C点距入口282m，距接地点582m。
●入口——跑道入口(runway threshold)是横跨跑道的标记，表示在非紧急情况下用于着陆和起飞的指定空间的开始和结束。
●接地点-接地点(未显示)是下滑道角度与跑道表面的交点，是与跑道的第一接触点。
图37显示了LOC的调制度差(DDM)位移灵敏度。在LOC航线上，即跑道中心线和延长中心线，DDM几乎为零，从中心线左和右线性上升到0.155DDM(150μA)的值。在这些点处创建的边界将LOC航向扇区宽度突出显示为图中的“A”，通常小于或等于6度。从LOC航向扇区的边缘到±35°，DDM将线性增加至0.180。一旦DDM达到0.180，那么它必须≥0.180。
需要说明的是，在本公开中，通篇使用以下来阐述根据下文描述的实施例的方法和系统的操作：4000m跑道，其中从跑道停止端起LOC后退距离为300m；3度的下滑角度，其中距离入口后退300m。因此，应该理解精度和公差会因不同的跑道、后退和下滑道角度而变化。
过程中的第一步是确定LOC航向精度要求，如图38所示。在跑道入口处的CAT I进近的LOC航向精度为±35英尺(10.5m)或0.015DDM的线性等效值，以较小者为准。在这种情况下，角度公差由下式给出：
Φ(ICAO附件10)＝±Tan-1(10.5m/4300m)＝±0.140°
较短的跑道将导致较大的角度公差。如下面的参考文献1中所述，在调谐过程中，LOC航向公差必须在±0.3m以内。以度为单位的LOC航向公差由下式给出：
LOC航向公差(度)＝±Tan-1(0.3m/4300m)＝±0.004°。
此外，假设有0.00145DDM/m且0.155DDM等同于150μA，则以μA为单位的航向公差由下式给出：
LOC航向公差(μA)＝0.3m×0.00145DDM/m×150μA/0.155DDM＝0.42μA。
图39示出了跑道长度和LOC航向宽度公差之间的关系。下一步是确定标称LOC航向扇区宽度(Course Sector Width,CSW)和相关的对齐公差。图40示出了LOC CSW是跑道长度的函数。基于跑道入口处X-Y平面中350英尺(107m)的标称半CSW，LOC半CSW由下式给出：
β(ICAO附件10)＝Tan-1(107m/4300m)＝1.42°。
LOC CSW因此由下式给出：
LOC CSW(ICAO附件10)＝2×β＝2×1.42°＝2.84°
在调谐过程中，LOC CSW公差必须在参考文献1中讨论的CSW的±3％以内，其以度为单位由下式给出：
LOC CSW公差(度)＝±2.84°×0.03＝±0.0852°，
等同于
LOC CSW公差(m)＝±4300m×Tan(0.0852°)＝±6.4m
因此，以μA为单位的LOC CSW公差由下式给出：
LOC CSW公差(μA)＝6.4m×0.00145DDM/m×150μA/0.155DDM＝9.0μA
图41示出了跑道长度和LOC航向扇区宽度公差之间的关系。表1提供了4000m跑道和300m后退的LOC航向和扇区宽度公差的总结。
表1：LOC精度公差总结(假设4000m跑道，300m后退)
将PILS调谐到LOC航向可以通过简单地将无人机悬停在跑道入口端处的跑道中心线上方10-20m来完成。无人机的位置必须在±0.3m的精度要求内控制和测量。然后可以收集来自无人机ILS接收器的数据并将其传输到CCS以进行LOC天线元件相位和调整。根据表1，目的是将DDM驱动到小于0.42μA的值。
一旦已经进行自动天线调整以将DDM归零，无人机可以在中心线正上方飞行垂直剖面，作为对LOC航向高度剖面的最终检查。为了与相对于接地点测量并覆盖大约7°的GS覆盖范围保持一致，无人机可以从跑道表面飞行垂直剖面，在入口处的中心线上方最多40m。
此外，应该在±35°的范围内验证LOC空间信号(SiS)。在这个方位角跨度上，DDM应该在LOC CSW处从零线性变化到0.155，然后从那里线性变化到180μA。一旦DDM达到180μA，它必须保持在该水平或更高，直至±35°方位角位置。为了在无人机飞行限制内验证这一点，无人机必须靠近LOC，但必须在完全形成波束模式的区域内飞行。这可以通过在距离LOC300m的跑道停止端的中心线上方悬停，然后垂直于中心线±210m飞行来实现。
ICAO附件10将下滑道角度(glide path angle,GPA)θ定义为调试角度。对于图42所示的I类方法，GPA必须调整为±0.075θ。假设θ＝3.0°，这种情况下的角度公差由下式给出：
GPA公差(ICAO)＝±0.075×3°＝±0.225°。
如参考文献1中所讨论的，在调谐过程中，GPA必须在GPA的±0.75％范围内进行调整，GPA由以下公式给出：
GPA公差(度)＝±3°×0.0075＝±0.0225°。
图43显示了GPA公差和GPA之间的关系。对于下滑道，标称角位移灵敏度应对应于在下滑道上方和下方0.12θ的角位移处的0.0875的DDM，如图44所示。假设GPA θ＝3°，扇区宽度由下式给出：
下滑道扇区宽度(Glidepath Sector Width,GPSW)＝2×0.12×3°＝0.72°。
由于DDM从GPA处的零线性上升到半扇区宽度3.36°处的0.0875，因此DDM与度(Deg)之间的关系由下式给出：
DDM/Deg＝0.0875DDM/(0.36Deg)＝0.243DDM/Deg
并且，由于DDM 0.175等同于GP的150μA，因此以μA表示的公差如下，GPA公差(μA)＝0.0225°×0.243DDM/Deg×150μA/0.175DDM＝4.7μA
在调谐过程中，如参考文献1中讨论的，GPSW必须在GPSW的2.5％以内，由以下公式给出：
GPSW公差(deg)＝±0.72°×0.025＝±0.018°
GPSW公差(μA)＝0.018°×0.243DDM/Deg×150μA/0.175DDM＝3.75μA。
图45示出了GPA扇区宽度公差和GPA之间的关系，假设从入口后退300m。表2和表3总结了GPA(3°)和4000m跑道的最大允许误差。应当注意的是，GPA是在距离入口大约300m的着陆点处测量的。
表2：下滑道角度(GPA)公差
表3：下滑道扇区宽度(GPSW)公差
图46示出了对于距着陆点的各种距离(m)的最大高度公差(m)和GPA(度)之间的关系。为了飞越所需的仰角范围以测量GPA、GPSW和GP方位角区域，需要进行一系列飞行。第一步是调谐GPA(3°)，基本上将无人机停在距离着陆点4000m处，在延长跑道中心线上，在延长跑道X-Y平面上方209m的高度处。从表2中可以看出，该位置的角度测量公差为±0.0225°，这导致高度或Z维度的最大测量误差为±1.6m。由于无人机配备了能够测量LOC和GP信号的ILS接收器，因此可以同时发送来自两个SiS的数据。使用这些数据并知道无人机在公差范围内的位置，可以同时测量LOC和GP的精度。此范围内的LOC航向公差由下式给出：
LOC航向公差(m)＝±8000m×Tan(0.004)＝±0.56m
当无人机处于该范围时，无人机可以飞行垂直剖面以扫过一系列GP扇形角度，如图47所示。例如，如果无人机下降到相对于跑道的延伸X-Y平面50m的高度，然后爬升到450m的高度，它将横过从0.72°到6.42°的GP角度，这足以表征在感兴趣的角度上的GP信号。从表2中可以看出，高度或Z维度的最大测量误差为±1.6m。
完成扫过所需角度空间的另一种方式是将无人机悬停在跑道入口中心线上方的给定高度，然后以该高度飞行无人机离开延伸的中心线上的距离，相对于延伸的跑道的X-Y平面保持该高度。图48示出了针对各种高度剖面的无人机位置的示例结果仰角。例如，如果无人机悬停在入口以上100m处，然后飞行到1000m的距离，则GS角度将为5.74°。随着无人机沿延长的跑道中心线向外移动，角度继续减小。在距离着陆点4000米处，与无人机的角度约为1.43°。通过将无人机以一个高度飞出，然后将该高度提升到不同的高度，以便进行回程飞行，可以在高度上进行几次“切割”。
可以进行最后一组调谐飞行以检查GP和LOC在4000m点处的方位角和仰角维度。在这种情况下，最好同时测试LOC和GP信号。这可以通过飞行如图49所示的交叉模式来实现。飞行这种模式允许无人机从不同方位角和仰角捕获和报告来自LOC和GP的数据。对于3°的下滑道角度，仰角维度由0.76θ＝2.28°到1.24θ＝3.72°给出。方位角维度由LOC半扇形宽度±β定义，在4000m跑道，300m后退的情况中，这是1.42°。
以下描述的无人机飞行用于调谐和检查定位器性能。将无人机悬停在跑道入口端处的跑道中心线上方10-20m处，并调整LOC天线模式，使DDM尽可能接近零但小于0.42μA。在入口处悬停在跑道中心线上时，从零到40m飞行垂直剖面以检查LOC的高程模式。悬停在10-20m入口处的跑道中心线上，然后垂直于中心线飞向跑道一侧至107m。悬停在该点上并将DDM调整到尽可能接近0.155(150μA)。在另一侧重复。再次飞行整个路径长度以验证SiS从中心线到LOC扇区边缘呈线性变化。
此外，应该在±35°的范围内验证LOC空间信号(SiS)。在这个方位角跨度上，DDM应该在LOC CSW处从零线性变化到0.155，然后从那里线性变化到180μA。一旦DDM达到180μA，它必须保持在该水平或更高，直至±35°方位角位置。为了在无人机飞行限制内验证这一点，无人机必须飞行靠近LOC，但必须在完全形成波束模式的区域内飞行。这可以通过在距离LOC 300m的跑道停止端的中心线上悬停，然后垂直于中心线±210m飞行来实现。
以下无人机飞行用于调谐和检查下滑道性能。在延长跑道X-Y平面上方209m的高度处沿延长跑道中心线将无人机飞行到4000m点。测量DDM并将其调整到尽可能接近零，但对于GPA(3°)来说小于4.7μA。测量GPA和LOC信号以验证SiS。在4000m处，将垂直剖面从50m飞行到450m，以扫过0.72°到6.42°的角度，测量GP仰角模式。在跑道中心线上方100m处悬停在入口处，并使无人机在延伸跑道X-Y平面上方的该高度飞行，以扫过感兴趣的GP角度。通过使无人机在一个高度上向外飞出然后将高度升高到不同的高度以进行回程飞行，可以在高度上进行几次“切割”。
无人机的ILS接收器必须能够准确测量几个关键参数。这是对PILS LOC和GS天线模式进行必要调整所需的参数及其相关精度的列表。
●测量点GP(标称覆盖范围—适用于ILS，减少的覆盖范围适用于PILS)：
-Az＝0,GPA＝3
-Az＝0,GPA＝3.x
-Az＝0,GPA＝2.y
-Az＝-8(-6),GPA＝3
-Az＝-8,GPA＝3.x
-Az＝-8,GPA＝2.y
-Az＝+8(+6),GPA＝3
-Az＝+8,GPA＝3.x
-Az＝+8,GPA＝2.y
-这些测量的距离例如为4km。
●LOC测量点：与GP一样，但具有35°方位角覆盖。
在GPS环境中，LOC和GP的同时调谐可以用双通道接收器来执行。在GPS拒绝环境中，子系统将随后进行调谐。在这些情况下，将首先调谐LOC，将双通道接收器放置在地面上的预定义位置。随后将调谐GP。为了引导携带双通道接收器的无人机，可以使用已经调谐的LOC来引导无人机在横向方向上。可选地，垂直引导和沿轨道引导将由其他来源提供。这些可能包括使用无人机数据链路的距离测量和使用差分气压原理的高度计测量。
空间中ILS传输信号调谐的指南，特别是考虑到新的有源分布式系统独立调谐单个天线元件的机会。与传统的ILS相比(在传统的ILS中，在空间中的信号由远程可编程发送器+固定分配单元+修整的RF电缆集合产生)，新系统由中央单元+独立的天线单元集合组成，在新系统中，中央单元和每个天线单元都可以在现场进行远程编程。
在现场安装期间，已经熟悉当前系统的操作员5002将有可能通过提供中央单元发送器5000在空间中调谐信号，如图50所示，影响所有天线的设置(如CSB功率、SBO振幅、SDM、ID音调等)；我们将这种命令称为“全局设置”。在另一个实施例中，中央单元发送器5000可以包括以上的图32-图34中所示的CCS 3200，可以在有或没有操作员输入的情况下设置全局参数。此外，使用新系统，操作员将能够单独设置由单个天线产生的信号(如其SBO相位或振幅)，只需为中央单元提供特定于一个天线的设置；我们将这种设置称为“单独设置”。当中央单元5000从操作员或CCS 3220接收上述设置时，将根据专用处理将该设置转换为天线无线电单元1-N的一个或更多个“天线设置”，该处理必须考虑信号到天线的正确布置。
阵列系数表5004，写入中央单元5000中的存储器，包含阵列的系数分布(CSB和SBO振幅和相位，用于航向和间隙)；它实际上是分配单元的替代品，中央单元5000使用分配单元对每个天线单元1-N进行适当的信号编程。每个“天线设置”将是由“阵列系数”加权的“全局设置”的结果，并最终由“单独设置”使用天线设置处理单元5006进行调谐(现场)。单独设置旨在作为天线系数的校正，因此它们的默认值将全部相等，因为天线分布已经包含在阵列表5004中，并且在现场调谐开始时环境被认为是理想的。
仅是阐明该概念的示例。让我们考虑由4个天线组成的阵列，其CSB振幅分布为0.7/1.0/1.0/0.7(此模式包含在“阵列系数表”中)。如果操作员没有提供特定设置，则CU使用“天线设置”0.7/1.0/1.0/0.7设置ARU。如果操作员想要将整个振幅加倍，将给CU“全局命令”，该全局命令将被转换为ARU的“天线设置”1.4/2.0/2.0/1.4。然后，如果操作者只想将第二天线的振幅电平增加5％，会给CU“单独设置”，这将被转换为ARU的“天线设置”1.4/2.1/2.0/1.4(或者，为了节约时间，仅利用新值2.1对第二ARU进行编程)。
调谐过程的概要如下：
○定位器
●默认配置
●振幅均衡
●SBO相位均衡
●CSB相位调整
●扇区宽度调谐
○下滑道
●默认配置
●振幅调谐
●对前SBO相位与后SBO相位的调谐
●SBO相位与CSB相位调谐
●CSB相位调整
●扇区宽度调谐
默认参数可以在地面上预先配置并且可以基于已知的地点和安装条件来确定。定位器产生的空间信号可以简化为以下公式：
例如，由两个90Hz和150Hz导航音调振幅调制的载波(其电平Acsb是方位角的适当函数)，其调制指数总共为40％(SDM)，而它们的差(DDM)是方位角的有符号函数(尽可能线性)，它在中心线处为0％，在扇区宽度边缘处为±15.5％(即在
时，
是总扇区宽度)
在本文中不考虑空间信号的其他特征，如可变SDM、ID码、RF频率，因为它们完全独立于接收器位置。此外，为了简单起见，本文暂时忽略了间隙信号。
众所周知，这样的信号可以通过向至少两个天线(一个在中心线的右侧，另一个在中心线的左侧)馈送稍微不同的信号来实现。每个天线被馈送包含载波和同相导航音调的信号(称为CSB)和仅包含彼此相反相位且与载波正交的导航音调的信号(称为SBO)。CSB信号以同一振幅和同一相位注入左右天线，而SBO信号以同一振幅和相反相位注入左右天线：
更一般地，为了允许精细的现场调谐，注入到每个天线的信号可以用包含四个调谐参数的以下公式表示：
每个天线的四个发送器设置分别是：
●Acsb(CSB振幅，左右天线标称相等，但根据阵列分布表，每对天线不同)
●ψcsb(CSB相位，标称等于0°)
●Asbo(SBO振幅，标称等于左右天线，但根据阵列分布表，每对天线不同)
●ψsbo(相对于CSB相位的SBO相位，标称右侧天线为+90°，左侧天线为-90°)
如果N是阵列维度(例如，对于目前为PILS提出的定位器阵列，为8)，理论上可以调谐多达4*N个参数来调整现场信号，而对于具有固定分配单元的现有系统只能设置3个参数(总CSB振幅、总SBO振幅、全局SBO/CSB相位)，而单独的相位可以通过切割每个天线电缆进行调整，并且完全无法调整单独的振幅。
建议以下过程来调谐现场信号，其中，可以调谐每个天线的所有四个参数以在空间中的特定位置调整信号。一些步骤(粗调谐)是强制性的，其他一些(微调)是可选的，可以基于所需的精度、操作员经验、环境、可用时间和工具(例如无人机)来应用或改进。
所提出的用于PILS的阵列由8个天线组成，其馈送有信号，该信号的示例默认设置在下表4中列出。然而，应当理解的是，可以根据设计要求使用更多或更少的天线元件。
表4：PILS 8元件阵列的示例默认设置
振幅阵列系数通常被归一化为1。Acsb系数(CSB振幅)必须按在标准环境中实现所需覆盖所需的典型因子进行缩放(在当前的14单元系统中，参考天线上的CSB信号约为1W)。Asbo系数必须根据调试的扇区宽度按因子进行缩放(例如，基于模拟，如果宽度为±2°，则乘数为0.8)。
调谐过程可以被组织成五个子过程。
1)默认配置。所有天线均使用上表中列出的默认信号以及振幅的适当比例因子进行设置。
2)振幅均衡(Acsb)。这种微调过程均衡了每对天线的左右天线产生的信号强度，由于发送器损伤、天线增益或地面反射，信号强度可能会有所不同。载波信号(CSB)用于均衡振幅，但同一校正随后适用于(SBO)的边带信号，因为这两个信号由同一发送器产生并由同一天线辐射。一次打开一个天线并将Asbo设置为零。测量中心线处的RF电平(最终在足够长的路径上平均这些值)，并比较同一对的两个天线(左和右)产生的信号的测量值。如果与左天线相关联的接收RF电平比左天线高比率“R”，则将Acsb(右)和Acsb(左)增加与“R”/2相同的比率。现场接收到的两个RF电平现在应该是均衡的。然后对左右天线的Asbo值应用同一校正。对每个天线对重复相同的步骤。
3)SBO相位均衡(ψsbo)。此推荐的过程调谐每对左右天线的SBO相位，使中心线处的两个SBO抵消，DDM为零。
一次打开一对天线，将CSB和SBO信号设置为默认值，并在上一步中确定校正值。关闭所有其他对。在中心线处测量DDM(最终在长路径上取平均值)；如果不为零，则增加ψsbo(左)并减少ψsbo(右)相同的量(例如1°)；如果DDM已向零移动，则沿此方向继续，否则反转方向。当DDM达到最小绝对值时停止。对每个天线对重复相同的步骤。
理论上，知道两个天线之间的距离和SBO相对于CSB的振幅，就可以确定反向公式(还包括符号，因此正确的方向)从而根据测量的DDM来计算所需的相位调整。此公式(此处未显示)可用作迭代算法的起点，以节省时间。
4)CSB相位调整(ψcsb)此微调过程可以用来调整宽度对称性，以默认值不对称的原因为准。事实上，仿真证明修改左右天线的CSB相位可以强制实现不对称的CSB模式，这能够补偿两侧DDM的最终不对称性。这个事实应该在现场得到验证，因为对于当前系统，它从未被应用过。使用在前面的步骤中校正的默认值打开整个阵列。在扇区的左右边缘(在入口处或最终在足够长的路径上)测量DDM。如果两个绝对DDM不同，则将每个天线增加ψcsb(左)和减少ψcsb(右)相同的量(例如5°)；如果对称性改善，则继续这个方向，否则反转方向。当DDM达到所需的对称性时停止。
5)扇区宽度调谐(Asbo)。该强制性过程调整了实现调试扇区宽度所需的整体SBO振幅，即DDM为0.155时的方位角值。
使用在前面的步骤中校正的默认值打开整个阵列。在扇区的左右边缘(在入口处或最终在足够长的路径上)处测量DDM的绝对值。将“R”计算为两个值的平均值除以0.155。如果R≠l，则对每个天线将Asbo(左)和Asbo(右)减少或增加相同的量，等于“R”/2。该过程应该仅在一个步骤中产生所需的值，或者至少在两个迭代步骤中产生。
下面的表5总结了上述五个过程：
表5：调谐过程的总结
必须观察到，在当前系统中，需要过程来搜索使位移灵敏度最大化的最佳ψsbo，以补偿发送器、TX RF电缆和分配单元的任意SBO/CSB相位。PILS不需要该过程：事实上，由于SBO是在天线发送器中与CSB一起产生的，所以默认情况下它被设置为正交，因此在场内同相，理想情况下不需要调整。
在过程结束时，所有系数可以与默认值不同，但系数振幅分布保持不变(安全的小左右校正)。可以进行进一步分析以研究修改此分布的可能性，目的是根据预期调整空间中的测量信号，最终在完整的轨道上(例如，DDM应该是线性的)。模拟过程将应用于间隙信号，最后通过比较适当轨道上的两个RF电平来找到最合适的航向/间隙捕获比。
由下滑道产生的空间信号可以用与定位器的公式非常相似的公式表示：
其中，主要差异是SDM(80％)和对仰角而不是方位角的依赖性。DDM是有符号线性函数，在调试下降角处等于0％(在本文中设置为3°)，在扇形宽度边缘处等于±17.5％(在本文中设置为3°±0.7°)：
标准图像GP通过安装在垂直塔上的天线集合在空间中产生所需的DDM，其空间信号是直接信号与在地面上反射的信号的组合。相反，对于PILS，提出了一种无图像系统，该系统使用的原理与定位器的原理非常相似：两个天线(或5个天线的两个阵列)在平行于跑道的线上以足够的距离移动，并以同相的CSB和反相的SBO馈电，这样在θ＝3°时，两个CSB合并，两个SBO抵消，根据需要产生零DDM。
每个天线(属于“后”阵列或“前”阵列)被馈送有CSB和SBO信号的组合，其振幅和相位可以单独设置以用于调谐目的：
因此，每个天线的四个发送器设置与定位器相同：
●Acsb(CSB振幅)
●ψcsb(CSB相位)
●Asbo(SBO振幅)
●ψsbo(关于CSB相位的SBO相位)
与定位器有关的复杂情况是天线的位置在理论上是频率和调试下降角的函数。然而，正在研究固定系统的几何结构和电子调整天线上的信号以在工作频率下实现所需下降角的可能性。模拟似乎证明了这是可能的：在这种情况下，Acsb、Asbo、ψcsb、ψsbo的默认值，而不是像在定位器中那样恒定，将是频率和调试下降角的函数，并且可以是储存在中央单元带电可擦可编程只读存储器(Electrically Erasable Programmable read only memory,EEPROM)中。
水平阵列特有的另一个复杂情况是信号对接收器方位角的依赖性，由于对称原因，在垂直GP中几乎不存在；这种依赖性已通过设计得到校正，但可能需要在横向轨道上进行适当的现场调谐，并进行专门的测量。为了简单起见，本文不考虑这种调谐，但它实际上可能是有源分布式系统相对于被动分布的附加值(其中，相位调整是通过物理改变基座位置手动执行的，而振幅调整根本无法执行)。
本文中假设的进一步简化是没有间隙信号，这实际上可能需要现场调谐以及航向/间隙功率比。
还描述了用于水平下滑道的现场调谐过程的过程。建议使用以下过程在现场调谐信号，其中，为简单起见，暂时将属于阵列(后部或前部)的所有天线一起调谐。实际上，该过程被认为只有两个可编程天线。将进行进一步的分析以确定合适的过程来单独调谐两个阵列的每个元件，特别是调整横向模式。
仅作为示例，在下面的表6中列出了在另一篇文献中描述且尚未优化的具有固定几何结构的332MHz下的3°下降角的默认设置。应当注意，根据设计要求，可以使用GP阵列的更多或更少天线元件，并且不限于下表6中提供的天线元件的数量。
表6：水平GP的默认设置
该过程可以组织成六个子过程(比定位器多一个，因为这里需要SBO/CSB相位以使固定几何结构适应频率和下降角)：
1)默认配置。所有天线都设置了上表中列出的默认信号，这可能会产生与预期相去甚远的信号，因为对于水平GP，下降角对天线的位置和发送器的RF相位非常敏感。
2)振幅调谐(Acsb)。这种微调过程均衡了前后阵列产生的信号强度，由于发送器损伤、天线增益或地面反射，信号强度可能不同。它必须在远场(例如4NM)中执行，在此距离前阵列和后阵列的距离可以近似相等。
一次打开一个阵列并将Asbo设置为零。测量下降角处的RF电平(最终在足够长的路径上取平均值)，并比较两个阵列(后部和前部)产生的信号的测量值。如果与后阵列相关的RF电平比前阵列的RF电平高比率“R”，则增加Acsb(前部)并按同一比率“R”/2减少Acsb(后部)。现在应该均衡两个RF电平。然后对前后阵列的Asbo值应用同一校正。
3)前部SBO相位与后部SBO相位的调谐(ψsbo)。此强制过程搜索两个阵列的SBO相位值，以便在下降角两个SBO取消并且DDM为零。由于DDM对天线位置的高度敏感性，它可能与理论标称值(可以通过分析方法确定)不同。
打开两个阵列，将CSB和SBO信号设置为默认值，并在上一步中确定校正值。在下降角处测量DDM(最终在长路径上取平均值)；如果不为零，则增加ψsbo(后部)并按相同的量(例如0.5°)减少ψsbo(前部)；如果DDM已向零移动，则沿此方向继续，否则反转方向。当DDM达到最小绝对值时停止。
理论上讲，可以根据测量的DDM确定用于计算所需相位调整的反向公式(还包括符号，因此包括正确的方向)。此公式(此处未显示)可用作迭代算法的起点，以节省时间。
4)SBO相位与CSB相位调谐(ψsbo)，此过程在PILS定位器中不需要，可能需要将SBO相量与场中的CSB相量对齐，以最大限度地提高位移灵敏度。理论上可以计算出最佳值，但实际值可能因环境而异；此外，模拟表明可以在低仰角下进行测量，并获取可靠的结果。此外，出于实际原因，搜索正交条件(更容易找到)，然后将SBO移动90°。
打开两个阵列，将CSB和SBO信号设置为前面步骤中调整的值。将+90°添加到所有ψsbo值，包括前和后。在扇区的上下边缘处(即2.3°和3.7°，最终在足够长的路径上)测量DDM，并计算两个绝对值的平均值；如果不为零，则将所有ψsbo(前和后)增加相同的量(例如1°)。如果DDM已向零移动，则沿此方向继续，否则反转方向。当DDM达到最小绝对值时停止。然后对所有ψsbo值(前和后)减去+90°。由于SBO和CSB同相，因此新值与针对最小DDM优化的值正交，应产生最大DDM位移灵敏度。
5)CSB相位调整(ψcsb)。此微调过程可以调整宽度对称性，以默认值的不对称原因为准。事实上，仿真证明，通过修改前和后阵列之间的CSB相位，可以强制形成不对称CSB模式，从而能够补偿两侧DDM的最终不对称性。该事实应在现场进行验证。
使用在前面的步骤中校正的默认值打开两个阵列。在扇区的上下边缘处测量DDM(即2.3°和3.7°，最终在足够长的路径上)。如果两个DDM的绝对值不同，则增加ψcsb(前部)和按相同的量(例如1°)减少ψcsb(后部)；如果对称性改善，则继续这个方向，否则反转方向。当DDM达到所需的对称性时停止。
6)扇区宽度调谐(Asbo)。此强制性过程调整了获取校正扇区宽度所需的整体SBO振幅，即DDM为0.175时的仰角值(标称3°±0.7°)。
使用在前面的步骤中校正的默认值打开两个阵列。在扇区的上下边缘处测量DDM(即2.3°和3.7°，最终在足够长的路径上)，并计算“R”作为两个值的平均值与0.175之间的比率。如果为R≠l，则将两个数组的Asbo值递减或递增相同的量，等于“R”/2。该过程应该只在一个步骤中产生所需的值，或者至少在两个迭代步骤中产生。
下表7总结了上述六个程序；在最后一步之后，可能需要再次微调下降角(步骤3)。
| 步骤 | 目的 | 调谐 | 场内测量 |
| 1 | 默认设置 | 无 | 无 |
| 2 | 振幅均衡 | A<sub>csb</sub> | 下降角处的RF电平 |
| 3 | 零DDM | ψ<sub>sbo</sub> | 下降角处的DDM |
| 4 | 最大位移敏感度 | ψ<sub>sbo</sub> | 扇区边缘处的DDM |
| 5 | 宽度对称 | ψ<sub>csb</sub> | 扇区边缘处的DDM |
| 6 | 扇区宽度 | A<sub>sbo</sub> | 扇区边缘处的DDM |
表7：GP调谐过程的总结
调谐控制回路(Tunning Control Loop,TCL)由CCS控制并且涉及所有四个PILS子系统——CCS、TD、LOC和GP。下面描述根据一些实施例的TCL。
在地点设置期间需要识别“参考点”(即坐标)集合，并将其编程到CCS中。这些可能包括：a)跑道入口中心点，b)跑道末端中心点，以及c)接地点(仰角参考；这是下滑道与角度相交的地方)。调谐活动开始后，CCS通知LOC和GP正在进行调谐。LOC和GP应采取行动(例如，进入测试模式)以确保在此期间没有空中交通尝试以使用ILS信号。Ident在测试模式下被禁用或连续。
CCS具有预编程的飞行路径并使用“参考点”来计算空间中应执行测量的位置。CCS还可以用作人机界面(Human-Machine Interface,HMI)点，用于手动输入飞行路径或位置。CCS还允许对TD进行完全手动控制。在一些实施例中，CCS命令TD子系统飞行到特定位置。无人驾驶飞机(UAV；TD子系统的部分)飞向指定位置。在一些实施例中，在飞行期间，TD子系统不断地将位置信息反馈给CCS。该位置数据来自UAV以及根据一些实施例的任何基于地面的位置跟踪设备。
根据一些实施例，CCS编译和处理位置数据以确定UAV在空间中的准确位置。CCS基于计算出的当前位置不断更新飞行指令。UAV和基于地面的设备将位置信息传送到TD地面站，根据一些实施例，TD地面站又将信息中继到CCS。
根据一些实施例，当到达规定位置时，CCS命令TD开始测量LOC、GP或两者的参数。根据一些实施例，测量数据通过TD地面系统反馈给CCS。当到达规定位置时，CCS命令TD开始测量LOC、GP或两者的参数。测量数据通过TD地面系统反馈给CCS。在一些实施例中，TD还可以不断地测量LOC和GP数据，并且不断地将其报告回CCS。
由于在空间中的测量点处进行测量，CCS处理数据并确定测量误差——根据一些实施例，当前测量与期望测量。对于需要同时移动和测量的飞行指令，位置数据和测量数据的同步至关重要，以便在沿着路径上的每个特定点处都知道测量数据。在需要延迟补偿或后处理的情况下，UAV可能会在CCS处理数据时“悬停”和/或着陆。
根据一些实施例，CCS使用测量误差来计算LOC或GP天线阵列内的一个或更多个天线元件所需的空间信号(SiS)变化。根据一些实施例，CCS命令LOC和/或GP中央处理模块(CPM)对由特定元件传输的SiS进行所需的改变。SiS更改在LOC和GP子系统内进行，更改完成后LOC和GP向CCS报告。如果需要，CCS可以命令LOC和/或GP仅通过某些天线元件进行传输，在一些实施例中，每个元件具有独立的发送器开/关控制。
在一些实施例中，TD继续测量SiS，并且CCS继续处理测量数据并请求改变LOC和GP。TD重复当前测量的飞行路径，CCS验证SiS是否“良好”。在一些实施例中，一旦测量的SiS是可接受的，CCS命令TD移动到下一个测量位置。CCS保持跟踪在不同位置处所做的更改，并确定是否需要重新访问任何位置，因为在其他位置处进行了SiS更改。
虽然一些LOC和GP参数可以同时可调，但设想在大多数情况下，将首先调谐一个，然后再调谐另一个。一旦所有调谐完成，CCS可以命令TD飞行验证飞行路径，在此期间，CCS确保所有关键位置处的所有测量都在限制范围内。一旦飞行检查完成，CCS命令UAV着陆。CCS向LOC和GP表明调谐事件已经结束，并且LOC和GP可以恢复正常模式。
控制回路旨在校正位置偏差，从而维持预期位置。对于GPS实施方式，控制回路在无人机内是独立的。对于拒绝GPS/GNSS的实施方式，将执行使用机载传感器和/或地面传感器的分布式定位。该信息将被合并到调谐位置控制中。位置确定需要以足够低的延迟完成，以符合定位控制规则(即<400ms，取决于速度)。这包括从分布式来源传输不同位置数据的低延迟。在GPS拒绝的情况下校正位置偏差的过程也可用于经历GPS信号接收的GPS实施方式中。
无人机可以获取以下测量值以调整导航辅助设备和监视系统：
○DDM：
●调谐所需的测量值
●最终质量测量-最终结果
●在所需的覆盖体积上符合标准的总DDM
○信号组件CSB和SBO
●调谐所需的测量值
●通过信号分量调谐影响DDM
●理想情况下，仅用于调谐的调制音调振幅
●可能还有要设置的相位
○载波的RF电平
●调谐所需的测量值
○IDENT
●调谐不需要，但需要检查是否合规
○频率
●调谐不需要
●频率可以在地面上预先配置和验证
○频谱
●调谐不需要，但检查合规性
●可以在地面上测量
○音调频率
●调谐不需要，但检查合规性
●可以在地面上测量
○音调THD
●调谐不需要，但检查合规性
●可在地面上测量
图52示出了根据本公开的一些实施例的由与飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一通信的控制系统执行的方法。例如，图51示出了与飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5104通信的示例控制系统5100。根据实施例，飞机导航辅助系统可以包括定位器系统、下滑道系统、VOR系统、TACAN系统和DME系统中的至少一个系统。在一些实施例中，飞机导航辅助系统可以包括如上文关于图4以及图32-图34描述的定位器系统。在一些实施例中，飞机导航辅助系统可以包括如上文关于图1、图10和图32-图34所讨论的下滑道/下滑道系统。在一些实施例中，飞机监视系统包括雷达监视系统。
返回图52，该方法包括从报告测量数据的无人驾驶飞机(UAV)获取5200与由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输的射频(RF)信号相关联的测量数据。例如，图51中所示的控制系统5100获取与RF信号5110、5112相关联的测量数据，RF信号5110、5112由飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5104之一从报告测量数据的UAV 5114发送。该方法还包括确定5202测量数据是否表明RF信号在基于UAV在靠近飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一的空域中的位置的值范围内。关于确定测量数据是否表明在值范围内的RF信号的另外的示例和实施例也在上面讨论，例如，关于图1和图26-图48。
例如，图51示出了控制系统5100确定测量数据是否表明RF信号5110、5112基于无人机5114在靠近飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5102的空域中的位置的值范围内。返回图51，该方法还包括基于测量数据和UAV的位置控制5204由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一发送的RF信号。继续前面的示例，控制系统5100基于测量数据和UAV 5114的位置控制由飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5104传输的RF信号5110、5112。在以上关于图26-图48和图50讨论了关于控制由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输的RF信号的另外的示例和实施例。
图53示出了在一些实施例中该方法包括向UAV传送5300飞行到空域内的期望位置的指令。例如，控制系统5100向UAV 5114传送飞行到空域内期望位置的指令。图53还示出了包括确定5302UAV的实际位置是否在空域内的期望位置的预定阈值内的方法。继续前面的示例，图51中示出的控制系统5100确定UAV 5114的实际位置是否在空域内期望位置的预定阈值内。关于确定UAV的实际位置是否在空域内的期望位置的预定阈值内的控制系统的另外的示例和实施例也在上面讨论，例如，关于图1、图26、图30-图35和图49。
根据一些实施例，图54示出了该方法还包括，响应于确定出UAV的实际位置在预定阈值内，向UAV传送5400报告来自RF信号的UAV测量的测量数据的指令，其中该RF信号由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输。继续前面的示例，响应于确定出UAV的实际位置在预定阈值内，控制系统5100向UAV 5114传送报告来自RF信号5110、5112的UAV测量的测量数据的指令，其中RF信号5110、5112由飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5104之一传输。在此实施例中，该方法还包括响应于传送报告测量数据的指令，从UAV接收5402由UAV根据RF信号的测量而报告的测量数据，如图53所示。继续前面的示例，控制系统5100响应于传送报告测量数据的指令从UAV 5114接收由UAV根据RF信号5110、5112的测量而报告的测量数据。关于控制系统响应于传送报告测量数据的指令从UAV接收UAV报告的来自RF信号测量的测量数据，另外的示例和实施例也在上面讨论，例如，关于图1和图26-图35。
根据一些实施例，该方法还包括响应于确定出UAV的实际位置不在空域内的期望位置的预定阈值内，向UAV传送5500将UAV的实际位置调整为在预定阈值内的指令，如图55所示。在另一个示例中，图51中所示的控制系统5100响应于确定出UAV 5114的实际位置不在空域内的期望位置的预定阈值内而向UAV 5114传送将UAV 5114的实际位置调整为在预定阈值内的第二指令4。在该实施例中，图55还示出了该方法还包括响应于传送第二指令而确定5502UAV的调整后实际位置位于预定阈值内。继续前面的示例，控制系统5100响应于传送第二指令而确定UAV 5114的调整后实际位置位于预定阈值内。
根据一些实施例，图55还示出了该方法还包括将报告来自RF信号的UAV测量的测量数据的指令传送5504给UAV，其中RF信号由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输。继续前面的示例，控制系统5100将报告来自RF信号5110、5112的UAV测量的测量数据的指令传送给UAV 5114，其中RF信号由飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5104之一传输。在该实施例中，图55示出了该方法还包括响应于传送报告测量数据的指令，从UAV接收5506由UAV报告的来自RF信号测量的测量数据。在前面的示例中，控制系统5100响应于传送报告测量数据的指令还从UAV 5114接收由UAV 5114报告的来自RF信号5110、5112测量的测量数据。关于图55描述的方法的另外的示例和实施例也在以上讨论，例如，关于图1和图30-图35。
在一些实施例中，该方法还包括从控制系统的测量装置和UAV中的至少一个获取识别UAV在空域内的实际位置的位置信息。例如，图51中所示的控制系统5100从控制系统5100的测量装置5116和UAV 5114中的至少一个获取识别空域内UAV的实际位置的位置信息。在一些实施例中，测量装置包括初级监视雷达、激光器跟踪器、RF信标、全站式经纬仪(Total Station Theodolite,TST)、气压高度计、国际导航系统、雷达/激光高度计之一或更多个。在一些实施例中，位置信息包括UAV的GPS坐标。在一些实施例中，位置信息包括UAV的距离、方位角、高程。在一些实施例中，位置信息包括UAV经历的大气压力。在一些实施例中，位置信息包括UAV的位置、取向和速度的航位推算。在一些实施例中，位置信息包括表明无线电波束或光束行进到UAV下方的地面、反射并返回UAV所花费的时间量的信息。
在一些实施例中，该方法还包括基于位置信息确定UAV的实际位置是否在空域内的期望位置的预定阈值内。继续前面的示例，控制系统5100基于位置信息确定UAV 5114的实际位置是否在空域内的期望位置的预定阈值内。在一些实施例中，靠近飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一的空域是GNSS拒绝空域。在该实施例中，该方法还包括从控制系统的测量装置获取识别在GNSS拒绝空域内UAV的实际位置的位置信息。例如，靠近飞机导航辅助系统5102和航空器监视系统5104之一的空域可以包括GNSS拒绝空域。在该示例中，控制系统5100从控制系统5116的测量装置5116获取识别在GNSS拒绝空域内UAV 5114的实际位置的位置信息。
在一些实施例中，飞行到空域内的期望位置的指令还包括使UAV悬停在空域内的期望位置处的指令。在一些其他实施例中，根据由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输的RF信号的UAV测量而报告测量数据的指令包括在空域内的期望位置处悬停时报告RF信号的测量的指令。在这些实施例中，UAV被配置为在飞行期间悬停在空域中的位置。例如，图51中所示的UAV 5114可包括四旋翼飞机、七旋翼飞机、八旋翼飞机和直升飞机之一或更多个，其被配置为悬停在空域内的期望位置。在一些实施例中，UAV被配置为执行垂直起飞和着陆。
图56示出了根据一些实施例的方法还包括确定5600测量数据表明RF信号不在值范围内。该方法还包括基于测量数据确定5602需要对与RF信号相关联的传输参数进行修改。例如，图51中所示的控制系统5100确定测量数据表明RF信号不在值范围内。在该示例中，控制系统5100还基于测量数据确定需要对与RF信号相关联的传输参数进行修改。返回图56，该方法还包括响应于确定出需要修改传输参数而向飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传送对与RF信号相关联的传输参数进行修改的指令。继续前面的示例，控制系统5100响应于确定出需要修改传输参数而向飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5104之一传送对与RF信号相关联的传输参数进行修改的指令。以上还讨论了关于图56所述方法的另外的示例和实施例，例如，关于图1-图5、图10、图26-图29、图32-图34和图50。
根据一些实施例，图57示出了该方法还包括向UAV传送5700对由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输的修改后RF信号的更新后测量进行报告的指令。例如，图51中示出的控制系统5100向UAV 5114传送对由飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5104之一传输的修改后RF信号5110、5112的更新后测量进行报告的指令。图57还示出了该方法还包括从UAV接收5702与由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输的修改后RF信号相关联的更新后测量数据。继续前面的示例，控制系统5100从UAV 5114接收与由飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5104之一传输的修改后RF信号5110、5112相关联的更新后测量数据。该方法还包括确定5704更新后测量数据是否表明修改后RF信号在值范围内。继续前面的示例，控制系统5100确定更新后测量数据是否表明修改后RF信号在值范围内。
在一些实施例中，该方法还包括，响应于确定出更新后测量数据表明修改后RF信号在值范围内，向UAV传送将UAV飞行到空域内的第二期望位置以测量由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输的RF信号的指令。继续前面的示例，控制系统5100响应于确定出更新后测量数据表明修改后RF信号在值范围内，向UAV 5114传送将UAV 5114飞行到空域内的第二期望位置以测量由飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5104之一传输的修改后RF信号的指令。
在另一个实施例中，该方法还包括，响应于确定出更新后测量数据表明修改后RF信号在值范围内，向UAV传送使UAV着陆的指令。在该示例中，控制系统5100响应于确定更新后测量数据表明修改后RF信号5110、5112在值范围内，向UAV 5114传送使UAV 5114着陆的指令。
根据一些实施例，该方法还包括确定需要对飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一的天线阵列的天线元件的传输参数进行修改。例如，根据一些实施例，控制系统5100确定需要对飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5104之一的天线阵列(图51中未示出)的天线元件的传输参数进行修改。在一个实施例中，天线元件包括如本文所述的定位器天线阵列的天线元件。在另一个实施例中，天线元件包括本文所述的下滑道/下滑道天线阵列的天线元件。
在该实施例中，该方法还包括向飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传送对天线阵列的传输参数进行修改的指令和天线阵列的天线元件的标识。继续前面的示例，图51中示出的控制系统5100向飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5104之一传送对天线元件的传输参数进行修改的指令以及天线阵列的天线元件的标识。关于本实施例中描述的方法的另外的示例和实施例也在上面讨论，例如，关于图1-图5、图10、图26-图29、图32-图34和图50。
根据一些实施例，图58示出了方法还包括向飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传送5800基于修改后传输参数而传输修改后RF信号的指令。继续前面的示例，控制系统5100向飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5104之一传送基于修改后传输参数而传输修改后RF信号5110、5112的指令。如图58所示，该方法还包括向UAV传送5802根据修改后RF信号的测量而报告更新后测量数据的指令。在该示例中，控制系统5100向UAV 5114传送根据修改后RF信号5110、5112的测量而报告更新后测量数据的指令。
图58示出了该方法还包括从UAV接收5804与传输的修改后RF信号相关联的更新后测量数据。继续前面的示例，控制系统5100从UAV 5114接收与传输的修改后RF信号5110、5112相关联的更新后数据。图58进一步示出了该方法还包括确定5806更新后测量数据是否表明所传输的修改后RF信号在值范围内。在该示例中，控制系统5100确定更新后测量数据是否表明所传输的修改后RF信号5110、5112在值范围内。
图59示出了该方法还包括将基于修改后传输参数仅通过天线阵列的天线元件传输修改后RF信号的指令传送5900给飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一。例如，图51中所示的控制系统5100基于修改后传输参数仅通过天线阵列的天线元件传输修改后RF信号的指令传送给飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5104之一。例如，诸如上文描述的天线阵列402、1002和关于图32-图34描述的天线阵列的天线元件。
图59还示出了该方法还包括向UAV传送5902根据修改后RF信号的测量而报告更新后测量数据的指令。该方法还包括从UAV接收5904与仅从天线阵列的天线元件传输的修改后RF信号相关联的更新后测量数据，以及确定5906更新后测量数据是否表明仅从天线阵列的天线元件传输的修改后RF信号在值范围内。继续前面的示例，控制系统5100向UAV 5114传送根据修改后RF信号5110、5112的测量而报告更新后测量数据的指令。在该示例中，控制系统5100从UAV 5114接收与仅从天线阵列的天线元件传输的修改后RF信号相关联的更新后测量数据。然后，控制系统5100确定更新后测量数据是否表明仅从天线阵列的天线元件传输的修改后RF信号5110、5112在值范围内。在一些其他实施例中，传输修改后RF信号的指令还包括停止从天线阵列的所有其他天线元件传输的指令。
在一些实施例中，该方法包括确定附加测量数据在值范围内，并且响应于确定附加测量数据在值范围内而将重新激活天线阵列的所有天线元件的指令传送给飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一。例如，控制系统5100确定附加测量数据在值范围内，并且响应于确定附加测量数据在值范围内而将重新激活天线阵列的所有天线元件的指令传送给飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5104之一。在另一个示例中，控制系统5100可以指令飞机导航辅助系统5102的定位器系统以重新激活定位器天线阵列的所有天线元件，诸如定位器天线阵列402和以上关于图32-图34描述的定位器天线阵列。在另一个示例中，控制系统5100可以指令飞机导航辅助系统5102的下滑道/下滑道系统以重新激活下滑道/下滑道天线阵列的所有天线元件，诸如下滑道/下滑道天线阵列1002和以上关于图32-图34描述的下滑道/下滑道天线阵列。
根据一些实施例，图60示出了该方法还包括在空域内的第二位置处，向UAV传送6000根据由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输的RF信号的测量而报告第二测量数据的指令。例如，图51中所示的控制系统5100在空域内的第二位置处向UAV 5114传送根据由飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5104之一传输的RF信号5110、5112的测量而报告第二测量数据的指令。例如，图61-图64示出了示例UAV移动到空域内的不同位置，以测量由飞机导航辅助系统的组件传输的RF信号，下面进一步详细讨论。
图60示出了该方法还包括从UAV获取6002与由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输的RF信号相关联的第二测量数据。该方法还包括基于UAV在空域内的第二位置确定6004第二测量数据是否表明RF信号在第二值范围内，如图60所示。继续前面的示例，图51中所示的控制系统5100从UAV 5114获取与由飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5104之一传输的RF信号5110、5112相关联的第二测量数据。在该示例中，控制系统基于UAV 5114在空域内的第二位置确定第二测量数据是否表明RF信号5110、5112在第二值范围内。
返回图60，该方法还包括，基于第二测量数据和UAV在空域内的第二位置，控制6006由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输的RF信号。继续前面的示例，控制系统5100基于第二测量数据和UAV 5114在空域内的第二位置，控制由飞机导航辅助系统5102和飞机监视系统5104之一传输的RF信号5110、5112。关于本实施例中描述的方法的另外的示例和实施例也在上面讨论，例如，关于以上描述的图1、图30-图36、图40、图42、图44和图47-图49以及下面描述的图61-图64。
图51进一步示出了控制系统5100包括处理器5106和存储器5108。存储器5108包括可执行指令，当由处理器5106执行时，可执行指令使处理器5106根据本文描述的各种方法执行操作。根据一些实施例，包括在诸如存储器5108的非暂时性计算机可读介质上的计算机程序产品包括可执行指令，当由诸如控制系统5100的处理器5106的处理器执行时，与飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一通信，使控制系统执行本文描述的各种方法的操作。在一些实施例中，控制系统5100适于执行本文所述的各种方法。
以下段落讨论了使用正确定位和配备的无人机调谐LOC中心线、LOC扇区宽度、GP角度和GP扇区宽度的过程。
将PILS调谐到LOC航向可以通过简单地将无人机悬停或将无人机的ILS天线升高到跑道入口端处的跑道中心线上方来完成。无人机的位置必须在±0.3m的精度要求内进行控制和测量。然后可以收集来自无人机ILS接收器的数据并将其传输到CCS以用于LOC天线元件相位和振幅的计算和调整。根据上述表1，其目的是将DDM驱动到中心线处小于0.42μA的值。
接下来，无人机可以在跑道中心线上10-20m处的入口处悬停，然后垂直于中心线飞行到跑道一侧的第二位置，飞行距离为107m。悬停在此位置，DDM被调整到尽可能接近0.155(150μA)。接下来，无人机再次垂直于中心线飞行到跑道另一侧的第三位置，飞行距离为107m。在该第三位置处检查LOC线性度。此外，无人机可以在跑道入口端的中心线正上方飞行垂直剖面，以检查LOC航向高程剖面。为了与GS覆盖范围保持一致，该覆盖范围是相对于接地点测量的，覆盖范围最大约为7°，无人机可以从跑道表面飞行垂直剖面，距离入口处的中心线40m。
此外，应在距离中心线±35°的范围和接近LOC的距离上验证LOC间隙。在此方位角范围内，DDM应该在LOC CSW处从零线性变化到0.155，然后从那里增加到180μA。一旦DDM达到180μA，它必须保持在该水平或更高，直至±35°方位角位置。为了在无人机飞行限制内验证这一点，无人机必须靠近LOC，但必须在完全形成波束模式的区域内飞行。这可以通过在距离LOC 300m的跑道停止端的中心线上悬停，然后垂直于中心线±210m飞行来实现。
为了飞过期望的仰角范围以测量GPA、GPSW和GP方位角区域，需要一系列飞行。第一步是调谐GPA(3°)，基本上是将无人机飞行到距离延长的跑道中心线上的接地点4000m处。然后，将无人机定位在相对于X-Y平面中延长的跑道上的接地点209m的高度。根据上述表2，该位置的角度测量公差为±0.0225°，导致高度或Z维度的最大测量误差为±1.6m。
为了测量GPSW，无人机将移动到第二高度。此时将对GP扇区宽度进行调整，然后无人机将过渡到第三高度。过渡时，将检查GPSW线性度。一旦到达第三高度，就可以验证GPSW。在此示例中，由于无人机配备了能够同时检查LOC和GP信号的ILS接收器，因此可以同时发送来自两个SiS的数据。使用这些数据并知道无人机在公差范围内的位置，可以同时测量LOC和GP的精度。
当无人机在此范围内时，无人机可以飞行垂直剖面以扫过GP扇形角度的范围(参见图47)。例如，如果无人机下降到相对于跑道延伸X-Y平面50m的高度，然后爬升到450m的高度，它将横过从0.72°到6.42°的GP角度，这足以表征GP信号在感兴趣的角度。根据上面讨论的表2，最大测量误差公差在高度或Z维度上为±1.6m。
完成扫过所需角度空间的另一种方式是将无人机悬停在中心线处跑道接地点上方的给定高度处，然后在延伸的中心线上的距离内以该高度飞行无人机，相对于跑道的扩展X-Y平面保持该高度。上面讨论的图48显示了针对各种高度剖面的无人机位置的最终仰角。例如，如果无人机悬停在入口以上100m处，然后飞行到1000m的距离，则GS角度将为5.74°。随着无人机沿延长的跑道中心线向外移动，角度继续减小。在距离接地点4000米处，与无人机的角度约为1.43°。通过将无人机以一个高度飞行，然后将该高度提升到不同水平，以便进行返回飞行，可以在高程上进行几次“切割”。
可以进行最后的飞行集合以检查GP和LOC在4000m点处的方位角和仰角维度。在这种情况下，最好同时测试LOC和GP信号。这可以通过飞行如图49所示和以上讨论的交叉模式来实现。飞行这种模式允许无人机从不同的方位角和仰角捕获和报告来自LOC和GP的数据。对于3°的下滑道角度，仰角维度由0.76θ＝2.28°到1.24θ＝3.72°给出。方位角维度由LOC半扇形宽度±β定义，在4000m跑道300m后退的情况下，这是1.42°。
以下是用于调谐和验证定位器性能的无人机飞行的简要总结：
●调谐飞行
○将无人机悬停在跑道入口端的跑道中心线上方10-20m处，并调整LOC天线模式以将DDM驱动到尽可能接近零但小于0.42μA；
○在10-20m处的跑道入口处悬停在跑道中心线上，然后垂直于中心线飞行到跑道的一侧，飞行距离为107m。悬停在该点上并将DDM调整到尽可能接近0.155(150μA)。在另一侧重复。再次飞行整个路径长度以验证SiS从中心线到LOC扇区边缘呈线性变化；
●验证飞行
○当在入口处悬停在跑道中心线上时，飞行从零到40m的垂直剖面以检查LOC的高程模式；
○应在±35°范围内验证LOC空间信号(SiS)。在此方位角跨度上，DDM应该在LOCCSW处从零线性变化到0.155，然后从那里线性变化到180μA。一旦DDM达到180μA，它必须保持在该水平或更高，直至±35°方位角位置。为了在无人机飞行限制内验证这一点，无人机必须靠近LOC，但必须在完全形成波束模式的区域内飞行。这可以通过在距离LOC 300m的跑道停止端的中心线上悬停，然后垂直于中心线±210m飞行来实现。
以下是调谐和检查下滑道性能所需的无人机飞行的简要总结：
●调谐飞行
○将无人机沿延长跑道中心线在延长跑道X-Y平面上方209m处飞行至4000m处。测量DDM并将其调整到尽可能接近零，但对于GPA(3°)小于4.7μA。测量GPA和LOC信号以验证SiS；
○一旦在距离接地点4000m处，为了测量GPSW，无人机将从位置1移动到位置3，如图64所示。此时将调整GP扇区宽度，然后无人机将过渡到点2。一旦到达点2，就可以验证GPSW。
●验证飞行
○在4000m处，飞行从50m到450m的垂直剖面以扫过0.72°到6.42°的角度，测量GP仰角模式；
○图49中的飞行模式允许无人机从不同的方位角和仰角捕获和报告来自LOC和GP的数据。对于3°的下滑道角度，仰角维度由0.76θ＝2.28°到1.24θ＝3.72°给出。方位角维度由LOC半扇区宽度±β定义，在4000m跑道300m后退的情况下，这是±1.42°。
○将无人机悬停在入口处的跑道中心线上方100m处，然后在延伸跑道X-Y平面上方的该高度飞行无人机，以扫过感兴趣的GP角度。
通过将无人机以一个高度飞出，然后将该高度提升到不同的高度，以便进行返回飞行，可以在高程上进行几次“切割”。
参考文献：
1.ICAO Doc 8071，Manual on Testing of Radio Navigation Aids Volume I-Testing of Ground-based Radio Navigation Systems,Fifth Edition 2018.(ICAO文件8071，无线电导航辅助设备测试手册第I卷-陆基无线电导航系统的测试，2018年第五版)
下文还提供了上述发明概念的示例实施例：
实施例1.一种便携式仪表着陆系统(PILS)，包括：
多个天线无线电单元，每个天线无线电单元配置为生成射频(RF)信号，以用于由直接耦合到天线无线电单元的天线元件传输；
下滑道，包括天线元件的下滑道非成像天线阵列，下滑道非成像天线阵列的每个天线元件直接耦合到多个天线无线电单元的相应天线无线电单元，下滑道配置为将与下滑道非成像天线阵列的每个天线元件直接耦合的各个天线无线电单元生成的RF信号的传输参数传送给与下滑道非成像天线阵列的每个天线元件直接耦合的相应天线无线电单元；
定位器，包括天线元件的定位器天线阵列，定位器天线阵列的每个天线元件直接耦合到多个天线无线电单元的相应天线无线电单元，定位器配置为将与下滑道非成像天线阵列的每个天线元件直接耦合的各个天线无线电单元生成的RF信号的传输参数传送给与定位器天线阵列的每个天线元件直接耦合相应天线无线电单元；以及
控制系统，控制系统配置为向定位器和下滑道之一传送以下数据：
该数据将由定位器和下滑道之一使用来生成待由多个天线无线电单元生成的RF信号的传输参数。
实施例2.根据实施例1所述的PILS，其中，传输参数包括用于由天线元件传输的RF信号的功率、调制指数和相位中的一项或更多项。
实施例3.根据实施例1所述的PILS，其中，下滑道非成像天线阵列被配置为平行于飞机跑道布置；
其中，定位器天线阵列被配置为一次折叠和展开；以及
其中，多个天线无线电单元、下滑道、下滑道非成像天线阵列、定位器、定位器天线阵列和控制系统被配置为在部署之前在货物托盘上运输。
实施例4.一种便携式仪表着陆系统(PILS)的天线无线电单元，包括：
发送电路，配置为：
接收通信，该通信包括使用直接耦合到天线无线电单元的天线元件传输的射频(RF)信号的传输参数；
使用传输参数生成RF信号；以及
使用直接耦合到天线无线电单元的天线元件传输RF信号。
实施例5.根据实施例4所述的天线无线电单元，其中，发送电路还被配置为接收通信，该通信包括来自PILS的定位器和下滑道之一的传输参数。
实施例6.根据实施例4所述的天线无线电单元，还包括：
接收电路，被配置为：
接收由天线元件传输的RF信号；
基于接收到的RF信号生成测量数据；以及
将测量数据传送给PILS的定位器和下滑道之一。
实施例7.一种由便携式仪表着陆系统(PILS)的天线无线电单元执行的方法，该方法包括：
接收包括射频(RF)信号的传输参数的通信，该传输参数使用直接耦合到天线无线电单元的天线元件传输；
使用传输参数产生射频RF信号；以及
使用直接耦合到天线无线电单元的天线元件传输RF信号。
实施例8.根据实施例7所述的方法，其中，接收包括传输参数的通信，包括接收来自PILS的定位器和下滑道之一的传输参数。
实施例9.根据实施例7所述的方法，还包括：
接收由天线元件传输的RF信号；
基于接收到的RF信号生成测量数据；以及
将测量数据传送到PILS中的定位器和下滑道之一。
实施例10.一种便携式仪表着陆系统(PILS)的下滑道，包括：
非成像天线阵列，非成像天线阵列的每个天线元件直接耦合到PILS的多个天线无线电单元的相应天线无线电单元；
处理电路，处理电路与每个相应天线无线电单元通信，每个相应天线无线电单元直接耦合到非成像天线阵列的相应天线元件，处理电路配置为：
从PILS的控制系统接收数据，该数据用于为由多个天线无线电元件生成的射频(RF)信号生成传输参数；
基于接收到的数据，为由非成像天线阵列的天线元件传输的射频(RF)信号生成传输参数；
将传输参数传送到天线无线电单元以生成RF信号以用于从非成像天线阵列的天线元件传输。
实施例11.根据实施例10所述的下滑道，其中，非成像天线阵列被配置为平行于飞机跑道布置。
实施例12.一种方法，由便携式仪表着陆系统(PILS)的下滑道执行，下滑道包括非成像天线阵列，非成像天线阵列的每个天线元件直接耦合到PILS的多个天线无线电单元的相应天线无线电单元，该方法包括：
从PILS的控制系统接收数据，该数据用于为由PILS的每个相应无线电单元生成的射频(RF)信号生成传输参数；
基于接收到的数据，为由非成像天线阵列的天线元件传输的射频(RF)信号生成传输参数；
将传输参数传送给各个天线无线电单元以生成RF信号以用于从非成像天线阵列的天线元件传输。
实施例13.一种便携式仪表着陆系统(PILS)的定位器，包括：
天线阵列，天线阵列的每个天线元件直接耦合到PILS的多个天线无线电单元的相应天线无线电单元；
处理电路，处理电路与每个相应天线无线电单元通信，每个相应天线无线电单元直接耦合到天线阵列的相应天线元件，天线阵列配置为：
从PILS的控制系统接收数据，该数据用于为由PILS的每个相应无线电单元生成的射频(RF)信号生成传输参数；
基于接收到的数据，为由天线阵列的天线元件传输的射频(RF)信号生成传输参数；
将传输参数传送给相应天线无线电单元以生成RF信号以用于从天线阵列的天线元件传输。
实施例14.根据实施例13所述的定位器，其中，天线阵列被配置为一次折叠和展开。
实施例15.一种由便携式仪表着陆系统(PILS)的定位器执行的方法，该定位器包括天线阵列，天线阵列的每个天线元件直接耦合到PILS的多个天线无线电单元的相应天线无线电单元，该方法包括：
从PILS的控制系统接收数据，该数据用于为由PILS的多个天线无线电单元生成的射频(RF)信号生成传输参数；
基于接收到的数据，为由天线阵列的天线元件传输的射频(RF)信号生成传输参数；
将传输参数传送给相应天线无线电单元以生成RF信号以用于从非成像天线阵列的天线元件传输。
实施例16.一种便携式仪表着陆系统(PILS)的控制系统，包括：
收发器，配置为与无人驾驶飞机系统(UAS)通信；
处理器；
存储器，包括可执行指令，当由处理器执行时，可执行指令使处理器操作以：
使用收发器从UAS接收测量数据，该测量数据与由PILS的定位器和下滑道之一传输的第一射频(RF)信号相关联；
生成以下数据：该数据由定位器和下滑道之一使用的数据来生成传输参数，该传输参数待由与定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的相应天线元件直接耦合的PILS的天线无线电单元使用以生成由定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的天线元件传输的第二RF信号；以及
将数据传送给定位器和下滑道之一，该数据由定位器和下滑道之一使用来生成传输参数。
实施例17.根据实施例16所述的控制系统，其中，存储器包括可执行指令，在由处理器执行时，可执行指令使处理器进一步操作以：
使用收发器将飞行到相对于与PILS共同定位的飞机跑道的特定位置并且获取与由定位器和下滑道之一发送的第二RF信号相关联的测量数据的指令传送给UAS；
响应于传送所述指令，使用收发器从UAS接收所获取的测量数据；
以及
基于获取的测量数据确认第二RF信号的参数是否在值范围内。
实施例18.根据实施例17所述的控制系统，其中，存储器包括可执行指令，当由处理器执行时，可执行指令使处理器进一步操作以：
基于获取的测量数据确定第二RF信号的参数不在值范围内；
生成以下维护数据：该维护数据由定位器和下滑道之一使用来生成维护传输参数，并且该维护传输参数由与定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的相应天线元件的天线无线电单元使用来生成由定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的天线元件传输的第三RF信号；以及
将由定位器和下滑道之一使用的维护数据传送给定位器和下滑道之一，以生成维护传输参数。
实施例19.一种由便携式仪表着陆系统(PILS)的控制系统执行的方法，该方法包括：
使用控制系统的收发器从无人驾驶飞机系统(UAS)接收与由PILS的定位器和下滑道之一传输的第一射频(RF)信号相关联的测量数据；
生成以下数据：定位器和下滑道之一使用该数据来生成传输参数，该传输参数由与定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的相应天线元件直接耦合的PILS的天线无线电单元使用来生成由定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的天线元件传输的第二RF信号；以及
将由定位器和下滑道之一使用的数据传送给定位器和下滑道之一，以生成传输参数。
实施例20.根据实施例19所述的方法，还包括：
使用收发器向UAS传送以下指令：飞行到相对于与PILS共同定位的飞机跑道的特定位置并且获取与由定位器和下滑道之一传输的第二RF信号相关联的测量数据；
响应于传送指令，使用收发器从UAS接收所获取的测量数据；以及基于所获取的测量数据确定第二RF信号的参数是否在值范围内。
实施例21.根据实施例20所述的方法，其中，基于获取的测量数据确定第二RF信号的参数是否在值范围内包括：
基于获取的测量数据确定第二RF信号的参数不在值范围内；
响应于确定第二RF信号的参数不在值范围内，生成以下维护数据：定位器和下滑道之一使用该维护数据来生成维护传输参数，并且与定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的相应天线元件直接耦合的天线无线电单元使用该维护传输参数来生成由定位器天线阵列和下滑道非成像天线阵列之一的天线元件传输的第三RF信号；以及
将由定位器和下滑道之一使用的维护数据传送给定位器和下滑道之一来生成维护传输参数。
实施例22.根据实施例19所述的方法，进一步包括：
从与控制系统通信的测量装置接收识别UAS和测量装置之间的距离的信息；以及
基于识别UAS和测量装置之间的距离的信息来确定在与PILS共同定位的飞机跑道附近的空域中的UAS的位置。
实施例23.根据实施例22所述的方法，其中，测量装置包括雷达测量系统、激光跟踪测量系统和与测量装置通信的转发器测量系统之一。
实施例24.根据实施例19所述的方法，还包括：
从与控制系统通信的测量装置接收识别UAS和测量装置之间的距离的信息；
基于识别UAS和测量装置之间的距离的信息来确定UAS在靠近与PILS共同定位的飞机跑道的空域中的位置；
确定UAS需要行进到与PILS共同定位的飞机跑道附近的空域中的不同位置，以基于确定的UAS的位置获取与由PILS的定位器和下滑道之一传输的第一射频(RF)信号相关联的测量数据；
将行进到靠近与PILS共同定位的飞机跑道的空域内的不同位置并且在该不同位置处获取测量数据的指令传送给UAS。
实施例25.根据实施例24所述的方法，其中，确定UAS在空域中的位置，包括基于识别UAS和测量装置之间的距离的信息，确定UAS在靠近与PILS共同定位的飞机跑道的GPS拒绝空域内的位置。
按照长期存在的专利法惯例，术语“一(a)”、“一个(an)”和“该(the)”在包括权利要求的本申请中使用时指的是“一个或更多个”。因此，例如，对“一个主题”的引用包括多个主题，除非上下文清楚地相反(例如，多个主题)，等等。
在整个本说明书和权利要求书中，术语“包括(comprise)”、“包括(comprises)”和“包含(comprising)”以非排他的意义使用，除非上下文另有要求。同样，术语“包括(include)”及其语法变体旨在是非限制性的，使得列表中的项目的引用不排除可以替换或添加到所列项目的其他类似项目。
为了本说明书和所附权利要求的目的，除非另有说明，所有表示数量、尺寸、维度、比例、形状、配方、参数、百分比、量、特性和说明书和权利要求中使用的其他数值，应理解为在所有情况下由术语“约(about)”修饰，即使术语“约”可能没有明确地与值、量或范围一起出现。因此，除非有相反的说明，以下说明书和所附权利要求中提出的数值参数不是并且不必是精确的，而是可以是近似的和/或根据需要更大或更小，反映公差、转换因子、四舍五入、测量误差等，并且本领域技术人员已知的其他因素取决于通过当前公开的主题寻求获取的期望性质。例如，当提及值时，术语“约”可以意指包括以下变化，在一些实施例中为规定量的±100％，在一些实施例中为规定量的±50％，在一些实施例中为规定量的±20％，在一些实施例中为规定量的±10％，在一些实施例中为规定量的±5％，在一些实施例中为规定量的±1％，在一些实施例中为规定量的±0.5％，并且在一些实施例中为规定量的±0.1％，因为这样的变化适合于执行所公开的方法或采用所公开的组合物。
此外，当与一个或更多个数字或数字范围结合使用时，术语“约”应理解为指所有此类数字，包括范围内的所有数字，并通过扩展上下边界来修改该范围规定的数值。通过端点引用的数值范围包括包含在该范围内的所有数字，例如整数，包括其分数(例如，1到5的引用包括1、2、3、4和5，以及其分数，例如1.5、2.25、3.75、4.1等)和该范围内的任何范围。
本说明书中提及的所有出版物、专利申请、专利和其他参考文献都表明本领域技术人员的水平，该技术人员与当前公开的主题有关。所有出版物、专利申请、专利和其他参考文献都以引用方式并入本文，其程度与每个单独的出版物、专利申请、专利和其他参考文献具体且单独地表明以引用方式并入的程度相同。应当理解的是，尽管本文引用了许多专利申请、专利和其他参考文献，但这些参考文献并不构成承认任何这些文件构成本领域公知常识的一部分。
尽管为了清楚理解的目的已经通过示出和示例的方式对前述主题进行了一些详细的描述，但是本领域技术人员将理解的是，可以在所附权利要求的范围内实施某些改变和修改。
Claims (40)
1.一种由与飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一通信的控制系统执行的方法，所述方法包括：
从报告测量数据的无人驾驶飞机UAV获取(5200)与由飞机导航辅助系统和飞机监视系统之一传输的射频RF信号相关联的测量数据；
基于所述UAV在靠近所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一的空域内的位置，确定(5202)所述测量数据是否表明所述RF信号在值范围内；
基于所述测量数据和所述UAV的位置，控制(5204)由所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一传输的RF信号。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述飞机导航辅助系统包括定位器系统、下滑道系统、甚高频全向信标VOR系统、战术空中导航TACAN系统和距离测量设备DME系统中的至少一个；以及
其中，所述飞机监视系统包括雷达监视系统。
3.根据权利要求1所述的方法，还包括：
将飞行到所述空域内的期望位置的指令传送(5300)给所述UAV；以及
确定(5302)所述UAV的实际位置是否在所述空域内的期望位置的预定阈值内。
4.根据权利要求3所述的方法，还包括：
响应于确定出所述UAV的实际位置在所述预定阈值内，向所述UAV传送(5400)根据由所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一传输的RF信号的UAV测量而报告测量数据的指令；以及
其中，获取所述测量数据包括：响应于传送了报告所述测量数据的指令，从所述UAV接收(5402)由所述UAV根据所述RF信号的测量而报告的测量数据。
5.根据权利要求3所述的方法，还包括：
响应于确定出所述UAV的实际位置不在所述空域内的期望位置的预定阈值内，向所述UAV传送(5500)将所述UAV的实际位置调整为在所述预定阈值内的第二指令；
响应于传送所述第二指令，确定(5502)所调整的UAV的实际位置位于所述预定阈值内；以及
响应于确定出所调整的UAV的实际位置位于所述预定阈值内，向所述UAV传送(5504)根据由所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一传输的RF信号的UAV测量而报告测量数据的指令；以及
其中，获取所述测量数据包括：响应于传送报告所述测量数据的指令，从所述UAV接收(5506)由所述UAV根据所述RF信号的测量而报告的测量数据。
6.根据权利要求3所述的方法，其中，确定所述UAV的实际位置是否在所述空域内的期望位置的预定阈值内包括：
从所述控制系统的测量装置和所述UAV中的至少一个获取识别在所述空域内所述UAV的实际位置的位置信息；以及
基于所述位置信息确定所述UAV的实际位置是否在所述空域内的期望位置的预定阈值内。
7.根据权利要求6所述的方法，其中，靠近所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一的空域是全球导航卫星系统GNSS拒绝空域；以及
其中，所述获取所述位置信息包括：从所述控制系统的测量装置获取识别在所述GNSS拒绝空域内所述UAV的实际位置的位置信息。
8.根据权利要求3所述的方法，其中，所述飞行到所述空域内的期望位置的指令还包括使所述UAV悬停在所述空域内的期望位置处的指令。
9.根据权利要求4所述的方法，其中，所述根据由所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一传输的RF信号的UAV测量而报告测量数据的指令包括在所述空域内的期望位置处悬停时报告所述RF信号的测量的指令。
10.根据权利要求1所述的方法，其中，基于所述UAV在所述空域内的位置确定所述测量数据是否表明所述RF信号在所述值范围内包括：确定(5600)所述测量数据表明所述RF信号不在所述值范围内；以及
其中，基于所述测量数据和所述UAV的位置控制由所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一传输的所述RF信号，包括：
基于所述测量数据确定(5602)需要对与所述RF信号相关联的传输参数进行修改；以及
响应于确定出需要修改所述传输参数，向所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一传送(5604)对与所述RF信号相关联的传输参数进行修改的指令。
11.根据权利要求10所述的方法，所述方法还包括：
向所述UAV传送(5700)对由所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一传输的修改后RF信号的更新后测量进行报告的指令；
从所述UAV接收(5702)与由所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一传输的修改后RF信号相关联的更新后测量数据；以及
确定(5704)所述更新后测量数据是否表明所述修改后RF信号在所述值范围内。
12.根据权利要求11所述的方法，所述方法还包括：
响应于确定出所述更新后测量数据表明所述修改后RF信号在所述值范围内，向所述UAV传送将所述UAV飞行到所述空域内的第二期望位置以测量由所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一传输的RF信号的指令。
13.根据权利要求11所述的方法，所述方法还包括：
响应于确定出所述更新后测量数据表明所述修改后RF信号在所述值范围内，向所述UAV传送使所述UAV着陆的指令。
14.根据权利要求10所述的方法，其中，确定需要对与所述RF信号相关联的传输参数进行修改包括：确定需要对所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一的天线阵列的天线元件的传输参数进行修改；以及
其中，传送对所述传输参数进行修改的指令包括：向所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一，传送对所述天线元件的传输参数进行修改的指令和所述天线阵列的天线元件的标识。
15.根据权利要求14所述的方法，所述方法还包括：
向所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一，传送(5800)基于所述修改后传输参数而传输修改后的RF信号的指令；
向所述UAV传送(5802)根据所述修改后RF信号的测量而报告更新后测量数据的指令；
从所述UAV接收(5804)与所传输的修改后RF信号相关联的更新后测量数据；以及
确定(5806)所述更新后测量数据是否表明所传输的修改后RF信号在所述值范围内。
16.根据权利要求14所述的方法，所述方法还包括：
将基于所述修改后传输参数仅通过所述天线阵列的天线元件传输修改后RF信号的指令传送(5900)给所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一；
向所述UAV传送(5902)根据所述修改后RF信号的测量而报告更新后测量数据的指令；
从所述UAV接收(5904)与仅从所述天线阵列的天线元件传输的所述修改后RF信号相关联的更新后测量数据；以及
确定(5906)所述更新后测量数据是否表明仅从所述天线阵列的天线元件传输的所述修改后RF信号在所述值范围内。
17.根据权利要求16所述的方法，其中，确定所述更新后测量数据是否表明仅从所述天线阵列的天线元件传输的修改后RF信号在第二值范围内包括确定附加测量数据在所述值范围内；所述方法还包括：
响应于确定出所述附加测量数据在所述值范围内，将重新激活所述天线阵列的所有天线元件的指令传送给所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一。
18.根据权利要求16所述的方法，其中，传输所述修改后RF信号的指令还包括停止从所述天线阵列的所有其他天线元件传输的指令。
19.根据权利要求1所述的方法，所述方法还包括：
在所述空域内的第二位置处，向所述UAV传送(6000)根据由所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一传输的RF信号的测量而报告第二测量数据的指令；
从所述UAV获取(6002)与由所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一传输的RF信号相关联的第二测量数据；
基于所述UAV在所述空域内的第二位置确定(6004)所述第二测量数据是否表明所述RF信号在第二值范围内；
基于所述第二测量数据和所述UAV在空域内的第二位置，控制(6006)由所述飞机导航辅助系统和所述飞机监视系统之一传输的RF信号。
20.一种与飞机导航辅助系统(5102)和飞机监视系统(5104)之一通信的控制系统(5100)，所述控制系统(5100)包括：
处理器(5106)；以及
存储器(5108)，所述存储器(5108)包括可执行指令，当由所述处理器(5106)执行时，所述可执行指令使所述处理器(5106)执行包括以下的操作：
从报告测量数据的无人驾驶飞机UAV(5114)获取与由所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)之一传输的射频RF信号(5110、5112)相关联的测量数据；
基于所述UAV(5114)在靠近所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)之一的空域内的位置确定所述测量数据是否表明所述RF信号(5110、5112)在值范围内；
基于所述测量数据和所述UAV(5114)的位置，控制由所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)之一传输的RF信号(5110、5112)。
21.根据权利要求20所述的控制系统(5100)，其中，所述飞机导航辅助系统(5102)包括定位器系统、下滑道系统、甚高频全向信标VOR系统、战术空中导航TACAN系统和距离测量设备DME系统中的至少一个；以及
其中，所述飞机监视系统(5104)包括雷达监视系统。
22.根据权利要求20所述的控制系统(5100)，其中，所述存储器(5108)还包括指令，在由所述处理器(5106)执行时，所述指令使所述处理器(5106)执行进一步的操作，包括：
将飞行到所述空域内的期望位置的指令传送给所述UAV(5114)；以及
确定所述UAV(5114)的实际位置是否在所述空域内的期望位置的预定阈值内。
23.根据权利要求22所述的控制系统(5100)，其中，所述存储器(5108)还包括指令，当由所述处理器(5106)执行时，所述指令使所述处理器(5106)执行进一步的操作，包括：
响应于确定出所述UAV(5114)在预定阈值内的实际位置，向所述UAV(5114)传送根据由所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)之一传输的RF信号(5110、5112)的UAV测量而报告测量数据的指令；以及
响应于传送报告所述测量数据的指令，从所述UAV(5114)接收由所述UAV(5114)根据所述RF信号(5110、5112)测量而报告的测量数据。
24.根据权利要求22所述的控制系统(5110)，其中，所述存储器(5108)还包括指令，当由所述处理器(5106)执行时，所述指令使所述处理器(5106)执行进一步的操作，包括：
响应于确定出所述UAV(5114)的实际位置不在所述空域内的期望位置的预定阈值内，向所述UAV(5114)传送将所述UAV(5114)的实际位置调整为在所述预定阈值内的第二指令；
响应于传送所述第二指令，确定所述UAV(5114)的调整后实际位置位于所述预定阈值内；以及
响应于确定出所述UAV(5114)的调整后实际位置位于所述预定阈值内，向所述UAV(5114)传送根据由所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)之一传输的RF信号(5110、5112)的UAV测量而报告测量数据的指令；以及
其中，获取所述测量数据包括：响应于传送报告所述测量数据的指令，从所述UAV(5114)接收由所述UAV根据所述RF信号(5110、5112)的测量而报告的测量数据。
25.根据权利要求22所述的控制系统(5110)，其中，所述存储器(5108)还包括指令，当由所述处理器(5106)执行时，所述指令使所述处理器(5106)执行进一步的操作，包括：
从所述控制系统(5100)的测量装置和所述UAV(5114)中的至少一个获取识别所述UAV(5114)在所述空域内的实际位置的位置信息；以及
基于所述位置信息确定所述UAV(5114)的实际位置是否在所述空域内的期望位置的预定阈值内。
26.根据权利要求25所述的控制系统(5100)，其中，靠近所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)之一的空域是GNSS拒绝空域；以及
其中，所述存储器还包括指令，在由所述处理器执行时，所述指令使所述处理器执行进一步的操作，所述操作包括从所述控制系统(5100)的测量装置(5116)获取识别所述UAV(5114)在所述GNSS拒绝空域内的实际位置的位置信息。
27.根据权利要求22所述的控制系统(5100)，其中，飞行到所述空域内的期望位置的指令还包括使所述UAV(5114)悬停在所述空域内的期望位置处的指令。
28.根据权利要求23所述的控制系统(5100)，其中，所述根据由所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)之一传输的RF信号(5110、5112)的UAV测量而报告测量数据的指令，包括在所述空域内的期望位置处悬停时报告所述RF信号(5110、5112)的测量的指令。
29.根据权利要求20所述的控制系统(5100)，其中，所述存储器(5108)还包括指令，在由所述处理器(5106)执行时，所述指令使所述处理器(5106)执行进一步的操作，包括：
确定所述测量数据表明所述RF信号(5110、5112)不在所述值范围内；
基于所述测量数据确定需要对与所述RF信号(5110、5112)相关联的传输参数进行修改；以及
响应于确定出需要修改所述传输参数，将与所述RF信号(5110、5112)相关联的传输参数进行修改的指令传送给所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)之一。
30.根据权利要求29所述的控制系统(5100)，其中，所述存储器(5108)还包括指令，在由所述处理器(5106)执行时，所述指令使所述处理器(5106)执行进一步的操作，包括：
向所述UAV(5114)传送对由所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)之一传输的修改后RF信号(5110、5112)的更新后测量进行报告的指令；
从所述UAV(5114)接收与由所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)之一传输的修改后RF信号相关联的更新后测量数据；
确定所述更新后测量数据是否表明所述修改后RF信号(5110、5112)在所述值范围内。
31.根据权利要求30所述的控制系统(5100)，其中，所述存储器(5108)还包括指令，当由所述处理器(5106)执行时，所述指令使所述处理器(5106)执行进一步的操作，包括：
响应于确定出所述更新后测量数据表明所述修改后RF信号(5110、5112)在所述值范围内，向所述UAV(5114)传送将所述UAV(5114)飞行到所述空域内的第二期望位置以测量由所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)之一传输的RF信号(5110、5112)的指令。
32.根据权利要求31所述的控制系统(5100)，其中，所述存储器(5108)还包括指令，当由所述处理器(5106)执行时，所述指令使所述处理器(5106)执行进一步的操作，包括：
响应于确定出所述更新后测量数据表明所述修改后RF信号(5110、5112)在所述值范围内，向所述UAV(5114)传送使所述UAV着陆的指令。
33.根据权利要求30所述的控制系统(5100)，其中，所述存储器(5108)还包括指令，当由所述处理器(5106)执行时，所述指令使所述处理器(5106)执行进一步的操作，包括：
确定需要对由所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)之一的天线阵列的天线元件的传输参数进行修改；以及
将对所述天线阵列的传输参数进行修改的指令和所述天线阵列的天线元件的标识传送给所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)之一。
34.根据权利要求33所述的控制系统(5100)，其中，所述存储器(5108)还包括指令，在由所述处理器(5106)执行时，所述指令使所述处理器(5106)执行进一步的操作，包括：
将基于所述修改后传输参数传输修改后RF信号(5110、5112)的指令传送给所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)之一；
向所述UAV(5114)传送根据所述修改后RF信号(5110、5112)的测量而报告更新后测量数据的指令；
从所述UAV(5114)接收与所传输的修改后RF信号(5110、5112)相关联的更新后测量数据；以及
确定所述更新后测量数据是否表明所传输的修改后RF信号(5110、5112)在所述值范围内。
35.根据权利要求34所述的控制系统(5100)，其中，所述存储器(5108)还包括指令，在由所述处理器(5106)执行时，所述指令使所述处理器(5106)执行进一步的操作，包括：
向所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)之一传送基于所述修改后传输参数仅通过所述天线阵列的天线元件传输修改后RF信号的指令；
向所述UAV(5114)传送根据所述修改后RF信号的测量而报告更新后的测量数据的指令；
从所述UAV(5114)接收与仅从所述天线阵列的天线元件传输的修改后RF信号相关联的更新后测量数据；以及
确定所述更新后测量数据是否表明仅从所述天线阵列的天线元件传输的修改后RF信号在所述值范围内。
36.根据权利要求35所述的控制系统(5100)，其中，所述存储器(5108)还包括指令，当由所述处理器(5106)执行时，所述指令使所述处理器(5106)执行进一步的操作，包括：
确定所述附加测量数据在所述值范围内；以及
响应于确定出所述附加测量数据在所述值范围内，传送到其中一个，其中，所述存储器(5108)还包括指令，当由所述处理器(5106)执行时，所述指令使所述处理器(5106)执行进一步操作，包括重新激活所述天线阵列的所有天线元件的指令。
37.根据权利要求34所述的控制系统(5100)，其中，传输所述修改后RF信号的指令还包括停止从所述天线阵列的所有其他天线元件的传输的指令。
38.根据权利要求20所述的控制系统(5100)，其中，所述存储器(5108)还包括指令，在由所述处理器(5106)执行时，所述指令使所述处理器(5106)执行进一步的操作，包括：
在所述空域内的第二位置处，向所述UAV(5114)传送根据由所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)传输的RF信号(5110、5112)的测量而报告第二测量数据的指令；
从所述UAV(5114)获取与由所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)之一传输的RF信号(5110、5112)相关联的所述第二测量数据；
基于所述UAV(5114)在所述空域内的第二位置确定所述第二测量数据是否表明所述RF信号(5110、5112)在第二值范围内；
基于所述第二测量数据和所述UAV(5114)在所述空域内的第二位置，控制由所述飞机导航辅助系统(5102)和所述飞机监视系统(5104)之一传输的RF信号(5110、5112)。
39.一种包括在非暂时性计算机可读介质(5108)上的计算机程序产品，所述计算机程序产品包括可执行指令，当由与飞机导航辅助系统(5102)和飞机监视系统(5104)之一通信的控制系统(5100)的处理器(5106)执行时，所述可执行指令使所述控制系统(5100)执行权利要求1-19中任一项所述的方法的操作。
40.一种与飞机导航辅助系统(5102)和飞机监视系统(5104)之一通信的控制系统(5100)，所述控制系统(5100)适于执行权利要求1-19中任一项所述的方法。
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