王璽鑒

（中國直升機設計研究所，江西景德鎮(zhèn) 333001）

0.引言

最初的飛行器在天空中飛行時，需要通過目視的方法記錄各航線之間的建筑物、河流、山脈、鐵路、公路等標志性的地標來達到不迷失方向的目的，但是該方法受到的局限性很大，經(jīng)常會發(fā)生飛行器因為丟失目標而失去方向的情況出現(xiàn)。為此，科學家們發(fā)明了無線電導航臺，讓飛行器從目視飛行跨越到了儀表飛行。

1920—1930 年，第一代的無線電導航臺NDB 臺被廣泛應用于飛行器的飛行過程中，NDB 臺又稱歸航臺，是一種與機載ADF 接收機相配合的地面導航臺。NDB 全稱是無指向性無線電信標，是設置在地面上的通訊裝置，可以使用190kHz ～1750kHz 帶，配合機載ADF 接收機可以用來顯示機首與地面上的角度。但是，由于NDB 導航方式的自身限制，容易受到地形地貌的影響，會發(fā)生較大誤差，精度不夠準確[1]，并且傳播距離相對較短且無法判斷距離，因此隨之發(fā)展了新的導航技術(shù)VOR 導航臺。VOR 臺全稱甚高頻全向信標臺，是利用測角原理工作的近程無線電導航系統(tǒng)。VOR 臺工作頻率為108MHz ～118MHz 的甚高頻段，會向機上發(fā)射兩種信號：一種是相位固定的基準信號，另一種是信號的相位隨著圍繞信標臺的圓周角度連續(xù)變化，因此，各個角度發(fā)射不同的相位的信號[2]。飛行器上的VOR 接收機通過計算接收到的兩個不同相位的信號，即可得出飛行器所處的信標臺的發(fā)射角度，從而得知自身的方位信息。同樣，當只有一臺VOR 臺時，只能得出飛行器的方位信息，不能提供距離信息。理論是兩套VOR系統(tǒng)就可以確定飛行器的位置信息，達到既能判斷方位又能知道距離的目的，但是由于VOR 系統(tǒng)的遠距離方位誤差較大，因此需要配合DME 測距機使用。DME 測距機是一種非自主的脈沖式近程測距導航系統(tǒng)，通過測量無線電波在空間中的傳播時間來獲取距離信息[3]。當飛行器距離著陸機場比較近時，使用ILS 儀表著陸系統(tǒng)可以使飛行器在低天氣標準或者飛行員看不到任何目視參考的天氣下進行引導飛行器進場著陸。ILS 儀表著陸系統(tǒng)又稱為盲降系統(tǒng)，顧名思義其作用是在飛行員無法肉眼看清跑道的情況下操縱飛行器降落[4]。

1.一套直升機伏爾導航系統(tǒng)試飛

1.1 伏爾導航系統(tǒng)的組成和工作原理

本文介紹的一套伏爾導航系統(tǒng)由VOR 臺、DME 臺和ILS 儀表著陸系統(tǒng)組成，主要用于直升機的航路導航及進場著陸引導，使其具備儀表著陸系統(tǒng)（ILS）功能、伏爾（VOR）功能、指點信標功能。

甚高頻全向信標（VHF Omini-Range）是一種由地面信標臺和機載接收指示設備兩部分組成的相位測角系統(tǒng)，該系統(tǒng)能夠作用的最大距離為200 海里，優(yōu)于1.4°測角精度。VOR 地面臺雖然能全方位發(fā)射指點信標，但是存在天線正上方的盲區(qū)，因此，在飛行經(jīng)過地面信標臺的正上方時會出現(xiàn)短暫的指點信標信號丟失的現(xiàn)象。甚高頻全向信標簡稱為VOR，其工作頻率為108MHz ～118MHz，VOR 系統(tǒng)的工作示意圖如圖1 所示[5]。

圖1 VOR系統(tǒng)工作原理圖

DME 導航臺是一種非自主的脈沖式近程測距導航系統(tǒng)，其覆蓋范圍在200 海里以上。DME 導航臺通過測量無線電波在空間的傳播時間來獲取距離信息，由機載詢問器和地面臺兩部分組成，機上設備發(fā)射詢問脈沖，被地面臺接收，經(jīng)過固定時間的延時，地面臺向機上詢問器發(fā)射信號，機上設備收到應答信號后可通過發(fā)射和應答信號之間的時間間隔計算詢問器和應答器之間的距離，即為飛行器距離地面臺的距離。具體工作原理如圖2 所示。

圖2 DME系統(tǒng)工作原理圖

ILS 儀表著陸系統(tǒng)經(jīng)過近60 年的發(fā)展和完善，已然成為全世界通用的著陸設備。ILS 儀表著陸系統(tǒng)由航向臺、下滑臺和指點信標臺3 部分組成，其中指點信標臺又分為內(nèi)指點信標、中指點信標、外指點信標3 種信標臺。航向臺安裝在距離跑道末端500m 的跑道中心延長線上，與跑道中心組成一個鉛垂面。下滑臺安裝在距離跑道中心150m的跑道一側(cè)，與跑道平面組成一個3°左右的相交傾斜面，得出符合要求的下滑線[6]。內(nèi)指定信標臺安裝在距離跑道入口75m ～300m 處且垂直跑道延長線方向偏離不超過30m，中指點信標臺安裝在距離跑道入口900m ～1200m處且垂直跑道延長線方向偏離不超過70m，外指點信標臺安裝在距離跑道入口6.5km ～11.1km 處且垂直跑道延長線方向偏離不超過70m[7]。

1.2 一套基于直升機平臺的伏爾導航系統(tǒng)試飛

1.2.1 試飛前的準備工作

試飛前需進行對直升機上新增的儀表著陸系統(tǒng)（ILS）、甚高頻全向信標（VOR）、近程測距導航系統(tǒng)（DME）進行改裝可行性分析、重量重心影響分析、電源容量分析、結(jié)構(gòu)強度分析、電磁兼容分析和六性分析等工作，使新增加的伏爾導航系統(tǒng)滿足設計要求，能夠達到預定的功能且不影響原直升機平臺。在試飛前需要對伏爾導航系統(tǒng)進行航電系統(tǒng)地面聯(lián)試和電磁兼容性試驗，確保各系統(tǒng)工作正常，與之相交聯(lián)的其他系統(tǒng)工作也正常，不會對直升機上其他平臺進行干擾。對試飛的機場的選取也很重要，對于進行伏爾導航系統(tǒng)試飛的機場需要滿足以下條件。

（1）告警系統(tǒng)的地形數(shù)據(jù)庫中含有試驗機場的地形信息，導航系統(tǒng)的數(shù)據(jù)庫中包含導航信息；（2）試驗機場含有需要配合試驗使用的指點信標臺、航向臺、下滑臺、VOR臺和DME 臺等設備需經(jīng)過民航部門的校驗合格。

1.2.2 試飛內(nèi)容

設置的試飛科目需要考慮某型直升機新增伏爾導航系統(tǒng)的設計與使用需求和試驗機場的實際情況，驗證伏爾導航設備裝機后的裝機適應性，驗證VOR 設備的作用距離、信號全角度覆蓋性、指針方向準確性，驗證DME 測距機穿越、進場、爬升、遠距離收訊、最大作用距離等功能是否滿足設計和使用需求，驗證儀表著陸系統(tǒng)的指示正確性?？紤]上述因素，設置的試飛內(nèi)容包括：裝機適應性試飛、甚高頻全向信標試飛、近程測距導航系統(tǒng)試飛、儀表著陸系統(tǒng)試飛等。

（1）裝機適應性試飛。通過直升機懸停、近地面機動、起落航行飛行、空域飛行等飛行姿態(tài)，驗證直升機新增伏爾導航系統(tǒng)的設備安裝是否牢固、對機上平臺是否具有電磁干擾、設備的工作是否正常等。

（2）甚高頻全向信標試飛。VOR 作用距離：直升機以氣壓高度2000m，指示空速180km/h 沿試驗機場的跑道方向背臺飛行至距離VOR 臺最大作用距離的位置，飛行過程中檢查VOR 指針和數(shù)據(jù)是否出現(xiàn)丟失情況；飛過最大作用距離后再沿航線向臺飛行，飛行過程中檢查VOR 指針和數(shù)據(jù)是否出現(xiàn)丟失情況。

1）VOR 圓?。褐鄙龣C以氣壓高度2000m，試驗機場為中心，半徑為10km，分別以順時針和逆時針各盤旋飛行一周，檢查VOR 臺的指針和數(shù)據(jù)是否出現(xiàn)丟失現(xiàn)象。2）VOR引導著陸：直升機飛行至距離試驗機場20km 處，氣壓高度1000m，按VOR 引導方式進行著陸引導，按照VOR 引導方式操縱直升機，將直升機引導至試驗機場跑道上空；沿著跑道繼續(xù)前飛，檢查VOR 引導的“向臺-背臺”能正確改變指向。

（3）近程測距導航系統(tǒng)試飛。DME 爬升和最大作用距離：直升機距DME 地面臺20km，離地高度600m，指示空速180km/h 向臺飛行，飛過DME 地面臺10km ～20km后，以氣壓高度2100m 平飛，期間航向保持背臺徑向航向，直升機飛至距離DME 地面臺最大作用距離，飛行至測距器信號丟失，記錄最大距離。

1）DME 遠距離收訊：直升機距DME 地面臺背臺飛行，氣壓高度2100m，指示空速180km/h，至距DME地面臺最大作用距離時，以坡度8°～10°向右360°轉(zhuǎn)彎，觀察期間測距器信號丟失情況；回到徑向航向至距DME地面臺最大作用距離時以坡度8°～10°向左360°轉(zhuǎn)彎，觀察期間測距機信號丟失情況。2）DME 穿越和進場：直升機距DME 地面臺20km 朝向DME 地面臺飛行，氣壓高度2100m，指示空速180km/h,至距DME 地面臺15km 時，以8m/s 的下降速度下降至氣壓高度1500m，距DME 地面臺10km ～12km，觀察直升機下降期間測距機信號不得丟失；直升機距DME 地面臺20km，朝DME 地面臺進場著陸飛行，期間觀察測距機信號不得丟失（過臺除外）。

（4）儀表著陸系統(tǒng)試飛。在直升機上設置試驗機場的ILS 臺工作頻率，直升機飛至距跑道入口25km 左右，氣壓高度1300m，截獲航向信號后，按進場著陸引導畫面航跡偏離指示航向指引，繼續(xù)進場，直至截獲下滑信號，然后按進場著陸引導畫面航向下滑偏離指示航向指引直升機下滑（下滑角約為3°），引導直升機著陸到試驗機場；著陸后再次起飛，向左拉起轉(zhuǎn)回至進場方向離跑道入口18km 處，氣壓高度900m，再次引導進場，下滑至離地高度60m 決斷高度，再向右拉起轉(zhuǎn)回至進場方向離跑道入口18km 處，氣壓高度900m，再次引導著陸，檢查航向?qū)挾燃捌较蛑甘镜恼_性；直升機再次起飛到進場方向距跑道入口18km 處，離地高度400m，以航跡偏離指示航向指引，保持離地400m 高度平飛通過跑道入口，檢查下滑道寬度及上下偏航指示的正確性，飛行示意圖如圖3 所示。

圖3 ILS引導著陸示意圖

1.3 數(shù)據(jù)誤差分析

VOR 導致的誤差標準差的基本表達式為下式（1），式中L 為直升機到VOR 地面臺的距離，GS error 為地面臺的誤差，Airborne error 為包括接收機噪聲在內(nèi)的機載誤差的標準差。

將VOR 地面臺提供的徑向信號的高斯誤差設定為平均值為0、標準差為7°，機載接收機的標準偏差精度為1°，可以推導出式（2）。

DME 導致的誤差標準差的基本表達式為下式（3），式中，K為常值系數(shù)，D為直升機到DME 地面臺的距離，GSerror為地面臺的誤差，Airerror為空中誤差。

依據(jù)航空無線電技術(shù)委員會的《區(qū)域?qū)Ш剿枰獙Ш叫阅茏畹秃娇障到y(tǒng)性能標準》，對于1989 年1 月1 日以后的DME 系統(tǒng)的誤差小于0.2 海里（95%），因此可以得出[8]

以VOR/DME方式下定位標準差長軸1σ 的計算表達式為

實際導航性能(ANP)的公式為

其中，轉(zhuǎn)換因子k與1σ誤差橢圓的長短軸半徑的比例有關(guān)，k的值最終趨近于1.9625，通過上式，以直升機估計位置為原點可以得出1σ誤差橢圓，以及95%等概率誤差圓和所需任務性能RNP的值為半徑的圓，如圖4 所示。若95%等概率誤差圓落入RNP值的半徑圓內(nèi)，則導航系統(tǒng)的ANP＜RNP滿足要求，否則不滿足要求。

圖4 ANP誤差圖

1.4 試飛結(jié)果

通過對某型機新增的伏爾導航系統(tǒng)進行試飛驗證，通過查看飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)和視頻記錄儀及試飛員評述可以得出以下結(jié)論。

（1）通過直升機的裝機適應性飛行驗證了伏爾導航系統(tǒng)工作正常、安裝牢固、與機上其他設備不存在電磁干擾現(xiàn)象；（2）通過直升機的甚高頻全向信標飛行驗證了直升機平臺上的VOR 臺的作用距離、圓弧飛行、引導著陸等功能正常，滿足設計和使用要求；（3）通過直升機的近程測距導航系統(tǒng)飛行驗證了直升機平臺上的MED 臺的爬升、穿越、進場、遠距離收訊、最大作用距離等功能正常，滿足設計和使用要求；（4）通過直升機的儀表著陸系統(tǒng)飛行驗證了直升機平臺上的ILS 臺的引導著陸功能正常，滿足設計和使用要求。

2.結(jié)論

本文簡要介紹了飛行器的導航臺發(fā)展歷程，具體介紹了一套直升機上裝載的伏爾導航系統(tǒng)的組成、工作方式和原理，說明了改型機的伏爾導航系統(tǒng)的試飛前的準備工作和試飛內(nèi)容，根據(jù)試飛結(jié)果和數(shù)據(jù)誤差分析情況得出相應的試飛結(jié)論，為后續(xù)的其他飛行器的伏爾導航系統(tǒng)飛行試驗提供參考。

在驗證伏爾導航系統(tǒng)的試飛項目時，應按照實際的使用需求設置試飛科目，兼顧試飛工作的效率和試飛完成的質(zhì)量，對于試飛結(jié)果的判斷要全面考慮飛行參數(shù)系統(tǒng)記錄的數(shù)據(jù)、視頻記錄儀記錄的畫面和試飛員的評述意見。該試飛科目為航電設備試飛科目，風險性不高，但是試飛過程中需要排除各種干擾因素，防止對飛行結(jié)果產(chǎn)生干擾，導致飛行數(shù)據(jù)準確性降低。