確定飛行器自動著陸引導指令的方法及裝置的制造方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及自動飛行控制系統(tǒng)領域，具體而言，涉及一種確定飛行器自動著陸引導指令的方法及裝置。
【背景技術】
[0002]國內(nèi)戰(zhàn)斗機具備自動著陸功能的不多，因戰(zhàn)斗機用自動著陸的機會不多，設計者對自動著陸的驗證也不夠充分，國內(nèi)運輸機自動著陸功能的設計還是首次，如何在工程模擬器、“鐵鳥”上驗證則需要突破。以往戰(zhàn)斗機驗證自動著陸都是建立一個地面坐標系，利用飛機在坐標系中的坐標和信標臺的坐標以及下滑道和航向道的坐標，對自動著陸引導指令進行計算。這種計算方法不夠精確，將地球視為一個平面，忽略了地球曲率，會造成引導指令在距離機場近點和遠點精度不一，也會造成在低瑋度和高瑋度計算出的引導指令精度有差別，瑋度越高，精度越差，不適合推廣應用。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明提供了一種確定飛行器自動著陸引導指令的方法及裝置，以至少解決相關技術中飛行器自動著陸引導指令不精確的問題。
[0004]根據(jù)本發(fā)明的一個方面，提供了一種確定飛行器自動著陸引導指令的方法，該方法包括:確定所述飛行器的下滑偏差和航向偏差；根據(jù)所述下滑偏差和航向偏差確定所述飛行器的自動著陸引導指令。
[0005]優(yōu)選地，確定所述飛行器的所述下滑偏差:獲取所述飛行器待降落機場的下滑信標臺的經(jīng)瑋度和所述飛行器的經(jīng)瑋度；根據(jù)所述下滑信標臺的經(jīng)瑋度和所述飛行器的經(jīng)瑋度確定所述下滑偏差。
[0006]優(yōu)選地，獲取所述下滑信標臺的所述經(jīng)瑋度包括:獲取所述飛行器待降落機場的跑道的磁航向、所述下滑信標臺相對于所述跑道的位置，所述跑道的端頭的經(jīng)瑋度，和所述跑道的端頭的瑋線圈半徑和經(jīng)線圈半徑；根據(jù)所述跑道的磁航向、所述下滑信標臺相對于所述跑道的位置，所述跑道的端頭的經(jīng)瑋度、所述跑道的端頭的瑋線圈半徑和經(jīng)線圈半徑確定所述下滑信標臺的所述經(jīng)瑋度。
[0007]優(yōu)選地，獲取所述跑道的端頭的瑋線圈半徑和經(jīng)線圈半徑包括:根據(jù)所述跑道的端頭的經(jīng)瑋度，地球的赤道半徑和極半徑計算出所述跑道的端頭的瑋線圈半徑和經(jīng)線圈半徑。
[0008]優(yōu)選地，根據(jù)所述下滑信標臺的經(jīng)瑋度和所述飛行器的經(jīng)瑋度確定所述下滑偏差包括根據(jù)如下公式確定所述下滑偏差:
[0009]n = (Lat_GS-Lat_p)*(Rv+H_Rff)
[0010]m = (Long_GS_Long_p)*(RLatO+H_RW)
[0011]d = sqrt (m氺m+n氺n)
[0012]Et = atan (H_P/d)；
[0013]其中，Et是下滑偏差，Lat_GS是所述下滑信標臺的瑋度，Long_GS是所述下滑信標臺的經(jīng)度，Lat_p是所述飛行器當前所在位置的瑋度，Long_p是所述飛行器當前所在位置的經(jīng)度，Rv是所述地球的極半徑，H_RW是所述跑道的磁航向，RLatO是所述機場所在位置的瑋線圈的半徑，m是所述飛行器與所述下滑信標臺的直線距離在地球瑋線方向上的投影距離，η是所述飛行器與所述下滑信標臺的直線距離在地球經(jīng)線方向上的投影距離，d是所述飛行器與所述下滑信標臺的直線距離，H_P是所述飛行器的當前無線電高度。
[0014]優(yōu)選地，確定所述飛行器的航向偏差包括:獲取所述飛行器待降落機場的航向信標臺的經(jīng)瑋度和所述飛行器的經(jīng)瑋度；根據(jù)所述航向信標臺的經(jīng)瑋度和所述飛行器的經(jīng)瑋度確定所述航向偏差。
[0015]優(yōu)選地，獲取所述航向信標臺的所述經(jīng)瑋度包括:獲取所述飛行器待降落機場的跑道的磁航向、所述航向信標臺相對于所述跑道的位置，所述跑道的端頭的經(jīng)瑋度，和所述跑道的端頭的瑋線圈半徑和經(jīng)線圈半徑；根據(jù)所述跑道的磁航向、所述航向信標臺相對于所述跑道的位置，所述跑道的端頭的經(jīng)瑋度、所述跑道的端頭的瑋線圈半徑和經(jīng)線圈半徑確定所述航向信標臺的所述經(jīng)瑋度。
[0016]優(yōu)選地，獲取所述跑道的端頭的瑋線圈半徑和經(jīng)線圈半徑包括:根據(jù)所述跑道的端頭的經(jīng)瑋度，地球的赤道半徑和極半徑計算出所述跑道的端頭的瑋線圈半徑和經(jīng)線圈半徑。
[0017]優(yōu)選地，根據(jù)所述航向信標臺的經(jīng)瑋度和所述飛行器的經(jīng)瑋度確定所述下滑偏差包括根據(jù)如下公式確定所述下滑偏差:
[0018]y = (Lat_Loc-Lat_p)*(Rv+H_Rff)
[0019]x = (Long_Loc-Long_p)*(RLatO+H_Rff)
[0020]Θ = atan (x/y) *180/3i
[0021]Ek = Hdg_Rff- Θ ；
[0022]其中，Ek是航向偏差，Lat_Loc是所述航向彳目標臺的瑋度，Long_Loc是所述航向f目標臺的經(jīng)度，所述飛行器當前所在位置的瑋度，Long_p是所述飛行器當前所在位置的經(jīng)度，Rv是所述地球的極半徑，H_RW是所述跑道的磁航向，RLatO是所述機場所在位置的瑋線圈的半徑，X是所述飛行器與所述航向信標臺的直線距離在地球瑋線方向上的投影距離，y是所述飛行器與所述航向信標臺的直線距離在地球經(jīng)線方向上的投影距離，Θ是所述飛行器與所述航向信標臺的直線距離，Hdg_RW是所述跑道的磁航向。
[0023]根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提供了一種確定飛行器自動著陸引導指令的裝置，包括:確定模塊，用于確定所述飛行器的下滑偏差和航向偏差；指令模塊，用于根據(jù)所述下滑偏差和航向偏差確定所述飛行器的自動著陸引導指令。
[0024]通過本發(fā)明，確定所述飛行器的下滑偏差和航向偏差，根據(jù)所述下滑偏差和航向偏差確定所述飛行器的自動著陸引導指令，解決了相關技術中飛行器自動著陸引導指令不精確的問題，進而達到了飛行器自動著陸引導指令比較精確的效果。
【附圖說明】
[0025]此處所說明的附圖用來提供對本發(fā)明的進一步理解，構成本申請的一部分，本發(fā)明的示意性實施例及其說明用于解釋本發(fā)明，并不構成對本發(fā)明的不當限定。在附圖中:
[0026]圖1是根據(jù)本發(fā)明實施例的確定飛行器自動著陸引導指令的方法的流程圖；
[0027]圖2是根據(jù)本發(fā)明實施例的確定飛行器自動著陸引導指令的裝置的結構框圖；
[0028]圖3是根據(jù)本發(fā)明實施例的赤道半徑、經(jīng)線圈半徑、瑋線圈半徑示意圖；
[0029]圖4是根據(jù)本發(fā)明實施例的GS/L0C信標臺與機場的相對位置的示意圖；
[0030]圖5是根據(jù)本發(fā)明實施例的航向偏差Ek計算示意圖；
[0031]圖6是根據(jù)本發(fā)明實施的下滑偏差Et計算示意圖；以及
[0032]圖7是根據(jù)本發(fā)明實施的下滑偏差Et計算示意圖。
【具體實施方式】
[0033]下文中將參考附圖并結合實施例來詳細說明本發(fā)明。需要說明的是，在不沖突的情況下，本申請中的實施例及實施例中的特征可以相互組合。
[0034]國內(nèi)運輸機自動著陸目前處在研發(fā)階段，如何用工程模擬器、“鐵鳥”試驗臺、訓練模擬器模擬自動著陸引導信號成為一大難點。自動著陸即是將飛機控制在航向道和下滑道上飛行，但飛機往往不會正好在航向道和下滑道上，需要糾偏。下滑偏差和航向偏差是飛機當前位置和下滑信標臺、航向道信標臺的連線與下滑道和航向道之間的夾角，將夾角控制到零，即可保證飛機沿著航向道和下滑道飛行，這兩個夾角即是自動著陸的引導信號。
[0035]本發(fā)明實施例提供了一種自動著陸引導指令計算方法，該方法考慮地球曲率以及地球是橢球體，使用經(jīng)瑋度計算引導指令。機場經(jīng)瑋度以及信標臺與跑道的相對位置在工程模擬器、“鐵鳥”臺、訓練模擬器地圖庫中易獲得，飛機的經(jīng)瑋度可用模型現(xiàn)有程序計算，考慮到地球是橢球體，赤道半徑和南北極半徑不同，準確解算機場所在位置瑋線圈半徑，再通過飛機當前時刻經(jīng)瑋度和信標臺經(jīng)瑋度的差經(jīng)解算得到下滑偏差和航向偏差，這種計算方式精度一致，不依賴于高低瑋度，也不依賴于機場遠近，所用基本數(shù)據(jù)都是在模擬環(huán)境中易獲得的，推廣應用性強。改善了傳統(tǒng)的通過建立地面坐標系計算引導信號精度不一致且不夠精確的弊端。
[0036]在本實施例中提供了一種確定飛行器自動著陸引導指令的方法，圖1是根據(jù)本發(fā)明實施例的確定飛行器自動著陸引導指令的流程圖，如圖1所示，該流程包括如下步驟:
[0037]步驟S102，確定所述飛行器的下滑偏差和航向偏差；
[0038]在一個實施例中，確定所述飛行器的所述下滑偏差包括:獲取所述飛行器待降落機場的下滑信標臺的經(jīng)瑋度和所述飛行器的經(jīng)瑋度；根據(jù)所述下滑信標臺的經(jīng)瑋度和所述飛行器的經(jīng)瑋度確定所述下滑偏差。
[0039]在另一個實施例中，獲取所述下滑信標臺的所述經(jīng)瑋度包括:獲取所述飛行器待降落機場的跑道的磁航向、所述下滑信標臺相對于所述跑道的位置，所述跑道的端頭的經(jīng)瑋度，和所述跑道的端頭的瑋線圈半徑和經(jīng)線圈半徑；根據(jù)所述跑道的磁航向、所述下滑信標臺相對于所述跑道的位置，所述跑道的端頭的經(jīng)瑋度、所述跑道的端頭的瑋線圈半徑和經(jīng)線圈半徑確定所述下滑信標臺的所述經(jīng)瑋度。
[0040]其中，獲取所述跑道的端頭的瑋線圈半徑和經(jīng)線圈半徑包括:根據(jù)所述跑道的端頭的經(jīng)瑋度，地球的赤道半徑和極半徑計算出所述跑道的端頭的瑋線圈半徑和經(jīng)線圈半徑。
[0041 ] 在一個優(yōu)選地實施例中，根據(jù)所述下滑信標臺的經(jīng)瑋度和所述飛行器的經(jīng)瑋度確定所述下滑偏差包括根據(jù)如下公式確定所述下滑偏差:
[0042]n = (Lat_GS-Lat_p)*(Rv+H_Rff)
[0043]m = (Long_GS_Long_p)*(RLatO+H_Rff)
[0044]d = sqrt Οιι*πι+η氺n)
[0045]Et = atan (H_P/d)；
[0046]