某型飛機進(jìn)入自動著陸后瞬間退出問題的分析與解決*

劉　軍

(海軍駐沈陽地區(qū)航空軍事代表室　沈陽　110034)

?

某型飛機進(jìn)入自動著陸后瞬間退出問題的分析與解決*

劉軍

(海軍駐沈陽地區(qū)航空軍事代表室沈陽110034)

摘要論文針對某型飛機在返場飛行著陸過程中，通信導(dǎo)航識別分系統(tǒng)(以下簡稱通導(dǎo)系統(tǒng))由FAF-TACAN(塔康)導(dǎo)航方式轉(zhuǎn)到LAND-MLS(微波著陸)方式，自動飛行控制系統(tǒng)(以下簡稱飛控系統(tǒng))出現(xiàn)進(jìn)入“自動著陸”瞬間后又退出現(xiàn)象。通過視頻回放、數(shù)據(jù)分析及地面試驗驗證，發(fā)現(xiàn)通導(dǎo)系統(tǒng)中的中央控制設(shè)備(以下簡稱CCU)在向飛控系統(tǒng)傳輸MLS方位偏差和下滑偏差數(shù)據(jù)時，出現(xiàn)“有效—無效—有效”的變化過程，即對應(yīng)飛控系統(tǒng)進(jìn)入“自動著陸”狀態(tài)后又瞬間退出的過程。經(jīng)多次試驗分析，查明了故障原因，制定了解決措施，為飛行安全及飛機順利轉(zhuǎn)場提供了有力的保障。

關(guān)鍵詞通信導(dǎo)航識別分系統(tǒng); 飛行控制系統(tǒng); 自動著陸

Class NumberTB114.3

1　引言

2014年8月底，某型飛機在試飛返場飛行時，通導(dǎo)系統(tǒng)從FAF-TACAN方式自動轉(zhuǎn)入LAND-MLS方式，自動飛行控制系統(tǒng)進(jìn)入“自動著陸”飛行控制模式，但該模式只保持了瞬間即退出，飛行員耳機中也出現(xiàn)語音告警提示轉(zhuǎn)手操縱，此時飛行員必須及時干預(yù)操縱，以確保飛行安全。事后通過對同批次飛機進(jìn)行檢查發(fā)現(xiàn)也存在該現(xiàn)象，屬批次性問題，需認(rèn)真分析故障原因并制定解決措施。

2　通導(dǎo)系統(tǒng)與飛控系統(tǒng)功能概述

通導(dǎo)系統(tǒng)具有綜合化系統(tǒng)管理與數(shù)據(jù)管理、無線電話音通信、空-空和空-地間的數(shù)據(jù)通信、近距無線電導(dǎo)航與進(jìn)場著陸引導(dǎo)、空中交通管制、敵我識別任務(wù)的功能，同時還可以完成各種告警音響的產(chǎn)生和音頻信號處理任務(wù)，并具有毀鑰控制功能，對機密信息進(jìn)行銷毀[1～5]。飛控系統(tǒng)的作用是按照一定的控制規(guī)律形成控制飛機的信號，實現(xiàn)對飛機的自動操縱和指令操縱[6～7]。在著陸方式下，飛控系統(tǒng)接收航電系統(tǒng)的控制信號和一次性指令，并根據(jù)這些信號形成控制飛機的指令，引導(dǎo)飛機進(jìn)行著陸前的機動飛行，最后將飛機控制到XX米高度，使飛行員在此高度接手控制飛機。通導(dǎo)系統(tǒng)與飛控系統(tǒng)交聯(lián)實現(xiàn)自動著陸功能，是復(fù)雜氣象條件下進(jìn)行盲降的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。

通導(dǎo)系統(tǒng)與飛控系統(tǒng)的交聯(lián)，是在微波著陸設(shè)備(MLS)配合下實現(xiàn)飛控系統(tǒng)的自動控制或指令控制著陸。微波著陸設(shè)備用于飛機著陸時，與精密測距(DME/P)設(shè)備配合，為飛行員實施進(jìn)場著陸提供相對于著陸點方位和下滑偏差引導(dǎo)，同時為飛行員提供機場識別音響。著陸時可與飛控系統(tǒng)交聯(lián)，使飛機具備Ⅰ類全自動進(jìn)場著陸能力[8～10]。

3　故障現(xiàn)象

某型飛機在返場飛行過程中，通導(dǎo)系統(tǒng)從FAF-TACAN自動轉(zhuǎn)入LAND-MLS方式時，自動飛行控制系統(tǒng)進(jìn)入“自動著陸”飛行控制模式，但在該模式下保持瞬間即退出，飛行員耳機中有告警音提示轉(zhuǎn)手操縱。當(dāng)飛行員聽到提示音后，手動按壓飛行控制系統(tǒng)座艙內(nèi)控制盒上的“自動”鍵，飛機再次進(jìn)入“自動著陸”飛行控制模式。在自動著陸方式接不通的情況下，飛行員只能人工操縱飛機著陸，這不但增加了飛行員的負(fù)擔(dān)，也嚴(yán)重地影響了飛機飛行安全，給飛行安全帶來了隱患。

4　故障原因分析

4.1飛行視頻回放

首先查看了該架飛機的視頻回放，通過視頻回放發(fā)現(xiàn)：在FAF-TACAN方式下，下視顯示器駕駛畫面下顯示“自動”、“導(dǎo)航”字符，由FAF-TACAN轉(zhuǎn)LAND-MLS方式后，下顯上顯示“自動”、“導(dǎo)航”、“著陸”字符。此時在下顯的導(dǎo)航畫面下，MLS字符下面有下劃線，即MLS(表示精密測距的距離信息未經(jīng)微波著陸坐標(biāo)變換)時，下顯顯示器上的導(dǎo)航信息為：距離X米；方位AAA；跑道BBB。

在“距離”信息瞬間改變后，即顯示為：距離偏置右X米；方位AAA；跑道BBB。這時駕駛畫面上的“自動”、“導(dǎo)航”、“著陸”字符退出，飛行員耳機中馬上聽到告警音“手操縱”，經(jīng)過TTTms左右導(dǎo)航畫面下的導(dǎo)航信息顯示：距離XX.X米；方位AAA；跑道BBB，“自動”、“著陸”字符仍沒有顯示。當(dāng)飛行員手動按壓飛控系統(tǒng)控制盒上的“自動”鍵后，飛機再次進(jìn)入“自動著陸”狀態(tài)，這時下顯的駕駛畫面上重新出現(xiàn)“自動”、“著陸”顯示字符，這說明飛機已經(jīng)進(jìn)行正常的自動著陸飛行。

經(jīng)仔細(xì)梳理此次故障情況，發(fā)現(xiàn)該通導(dǎo)系統(tǒng)的CCU設(shè)備軟件在此前曾進(jìn)行過升級(解決其他問題)，升級前飛行時并未出現(xiàn)過此現(xiàn)象。通過觀看升級之前的某架飛機的視頻回放來進(jìn)行比較，發(fā)現(xiàn)在MLS時，導(dǎo)航畫面的信息顯示為：距離X.X米；方位AAA；跑道BBB，“自動”、“著陸”字符一直有顯示，飛控系統(tǒng)在返場飛行時進(jìn)行自動著陸沒有出現(xiàn)退出現(xiàn)象。

經(jīng)過飛行視頻信息回放比較，懷疑該故障現(xiàn)象是由于CCU設(shè)備升級帶來的故障，下一步就要在地面機上及試驗室驗證飛行時出現(xiàn)的故障現(xiàn)象。

4.2機上故障現(xiàn)象驗證

在機庫內(nèi)進(jìn)行地面模擬故障現(xiàn)象試驗，用地面檢測設(shè)備模擬微波、塔康、大氣等參數(shù)和顯控狀態(tài)進(jìn)行飛控系統(tǒng)自動著陸檢查，同時用總線監(jiān)控設(shè)備監(jiān)控通導(dǎo)系統(tǒng)與顯控系統(tǒng)之間的總線數(shù)據(jù)、狀態(tài)和命令信息，并觀察分析指令與響應(yīng)時序關(guān)系。

在用總線監(jiān)控器監(jiān)測總線數(shù)據(jù)過程中發(fā)現(xiàn)，TACAN設(shè)備輸出的DME/P距離數(shù)據(jù)瞬間異常，即發(fā)送aa個周期(每周期約bbms)有效的DME/P距離(該距離值為轉(zhuǎn)入DME/P工作模式之前空地測距的數(shù)值)數(shù)據(jù)給MLS，接著為數(shù)周期無效數(shù)據(jù)，最后才送出真正的DME/P精密測距距離數(shù)據(jù)。

MLS設(shè)備首先接收到DME/P精密測距設(shè)備發(fā)來的約tttms的距離數(shù)據(jù)，對該數(shù)據(jù)進(jìn)行坐標(biāo)轉(zhuǎn)換，轉(zhuǎn)化為MLS距離數(shù)據(jù)并發(fā)給CCU，CCU設(shè)備將該數(shù)據(jù)及MLS設(shè)備有效的方位、下滑偏差數(shù)據(jù)一起發(fā)送至飛控系統(tǒng)，使飛控系統(tǒng)進(jìn)入“自動著陸”飛行控制模式。之后DME/P設(shè)備發(fā)給MLS設(shè)備數(shù)周期無效的DME/P距離數(shù)據(jù)，CCU設(shè)備馬上又將該無效的數(shù)據(jù)及有效的方位、下滑偏差數(shù)據(jù)再發(fā)送至飛控系統(tǒng)，飛控系統(tǒng)隨即退出“自動著陸”飛行控制模式。在機上用總線監(jiān)控器監(jiān)測到的這種情況與空中故障現(xiàn)象一致，待在試驗室進(jìn)行進(jìn)一步驗證。

4.3試驗室故障現(xiàn)象驗證

在航電試驗室：

1) 利用塔康地面模擬設(shè)備、微波著陸模擬設(shè)備及飛控系統(tǒng)模擬器模擬通導(dǎo)系統(tǒng)與飛控系統(tǒng)交聯(lián)；

2) 監(jiān)測總線數(shù)據(jù)，連續(xù)監(jiān)測塔康設(shè)備給CCU的數(shù)據(jù)、CCU給顯控系統(tǒng)的塔康空地數(shù)據(jù)(空地測距距離、TACAN方位)、微波著陸數(shù)據(jù)(距離、方位偏差和下滑偏差)，CCU給飛控系統(tǒng)的微波著陸MLS數(shù)據(jù)(距離、方位偏差和下滑偏差)；

3) 在塔康空地數(shù)據(jù)、微波著陸數(shù)據(jù)有效的情況下，反復(fù)進(jìn)行塔康空地模式轉(zhuǎn)精密測距DME/P模式的操作(從FAF-TACAN直接切換到LAND-MLS)，發(fā)現(xiàn)在進(jìn)場方式由FAF轉(zhuǎn)LAND后，CCU向飛控系統(tǒng)傳輸MLS距離數(shù)據(jù)和方位偏差、下滑偏差時，有“有效—無效—有效”的變化過程，其具體控制和傳輸過程如下：

(1)CCU設(shè)備控制過程

飛機在進(jìn)場FAF-TACAN方式時，CCU先將MLS的參數(shù)(方位偏差和下滑偏差)下發(fā)且已設(shè)置好；當(dāng)進(jìn)場方式從FAF轉(zhuǎn)LAND后，CCU將控制TACAN從空地模式轉(zhuǎn)到DME/P模式，同時CCU啟動TACAN到MLS的距離傳輸；當(dāng)TACAN到MLS傳輸開始時，TACAN還未進(jìn)行DME/P模式的轉(zhuǎn)換，就將之前有效的空/地距離送給了MLS，微波著陸收到有效的距離后，就進(jìn)行了坐標(biāo)變換，當(dāng)坐標(biāo)變換完成后，MLS就向CCU傳輸了坐標(biāo)變換后的數(shù)據(jù)；當(dāng)TACAN正在進(jìn)行DME/P轉(zhuǎn)換時，將其總線接口數(shù)據(jù)清無效，此時TACAN就將無效的距離傳給MLS，MLS收到無效距離后，就馬上將無效的數(shù)據(jù)傳給CCU；當(dāng)TACAN的DME/P精密測距模式轉(zhuǎn)換完成后，又將有效的距離信息傳給了MLS，MLS收到有效的距離后，進(jìn)行了坐標(biāo)變換，并將坐標(biāo)變換后的數(shù)據(jù)再次傳給CCU；

(2)CCU向飛控系統(tǒng)的數(shù)據(jù)傳輸

CCU上電后，就每隔hhms向飛控系統(tǒng)發(fā)送其一次周期數(shù)據(jù)(包括MLS方位偏差和下滑偏差)，但此時傳輸?shù)闹芷跀?shù)據(jù)為無效，只有當(dāng)CCU滿足進(jìn)場傳感器為LAND和MLS坐標(biāo)變換完成時，才會傳輸MLS上傳給CCU的周期數(shù)據(jù)。如果不滿足上述條件，就會傳無效的周期數(shù)據(jù)給飛控系統(tǒng)。從上面的分析來看，由于MLS的坐標(biāo)變換標(biāo)志有“有效—無效—有效”的變化過程，所以，CCU向飛控系統(tǒng)傳輸距離數(shù)據(jù)和方位偏差、下滑偏差信息就有“有效—無效—有效”的變化過程。這也正與返場時飛控系統(tǒng)自動駕駛儀進(jìn)入“自動著陸”模式后瞬間又退出的過程相吻合。

5　故障定位

通過在機上及航電試驗室對上述問題進(jìn)行模擬驗證，發(fā)現(xiàn)該故障現(xiàn)象就是由于在進(jìn)場時從FAF-TACAN轉(zhuǎn)LAND-MLS方式后，CCU向飛控系統(tǒng)傳輸?shù)臄?shù)據(jù)有三種情況： 1) CCU向飛控傳輸假有效的DME/P距離數(shù)據(jù)和有效的MLS方位、下滑偏差，此時飛控系統(tǒng)進(jìn)入自動著陸方式； 2) 約tttms后當(dāng)TACAN正在進(jìn)行DME/P轉(zhuǎn)換時，TACAN將其總線接口數(shù)據(jù)清無效，此時CCU將無效的DME/P距離和有效的方位、下滑偏差再次傳給飛控系統(tǒng)，飛控系統(tǒng)馬上退出自動著陸飛行控制方式； 3) 約TTTms左右真有效的DME/P距離數(shù)據(jù)和MLS方位、下滑偏差又一次傳輸給飛控系統(tǒng)，此時的飛控系統(tǒng)已經(jīng)退出了自動著陸方式。此過程表明CCU向飛控系統(tǒng)傳輸?shù)臄?shù)據(jù)為有效—無效—有效的過程。

根據(jù)上述試驗分析及驗證，得出此次故障現(xiàn)象完全是由于CCU設(shè)備升級后帶來的新故障。在CCU沒有升級之前，飛行員在FAF-TACAN方式不能看到方位偏差和下滑偏差，只能在LAND-MLS方式下看到，由FAF轉(zhuǎn)LAND后，塔康設(shè)備內(nèi)部進(jìn)行DME/P模式轉(zhuǎn)換，MLS也需進(jìn)行初始化及距離坐標(biāo)變化，各自均需要參數(shù)設(shè)置時間，微波著陸設(shè)備初始化時間完全覆蓋了塔康設(shè)備傳輸無效的距離時間，MLS初始化后將有效的方位偏差、下滑偏差及經(jīng)坐標(biāo)變換后的距離數(shù)據(jù)發(fā)給CCU，CCU再將這些數(shù)據(jù)上傳到飛控系統(tǒng)，飛控系統(tǒng)收到這些數(shù)據(jù)后進(jìn)入到自動著陸模式，沒有發(fā)生過退出自動著陸現(xiàn)象。

6　解決措施

根據(jù)上述故障原因分析及故障定位，可以更改CCU設(shè)備軟件來解決此問題。CCU設(shè)備在收到塔康的DME/P模式命令應(yīng)答后，需等待塔康參數(shù)設(shè)置結(jié)束(約tttms)后再進(jìn)行數(shù)據(jù)傳輸。為了確保在DME/P數(shù)據(jù)有效后傳輸， CCU在從FAF轉(zhuǎn)LAND方式后，延時后再向飛控系統(tǒng)傳輸DME/P距離數(shù)據(jù)和方位、下滑偏差數(shù)據(jù)，這樣就能保證沒有無效的DME/P數(shù)據(jù)上傳到飛控系統(tǒng)，延時期間置DME/P數(shù)據(jù)無效。此種更改方案既能滿足設(shè)計的實際要求，又可以將風(fēng)險降到最低。

7　試驗室及機上驗證

7.1試驗室驗證

CCU設(shè)備軟件更改完成后。按照4.3項的方法在試驗室進(jìn)行了驗證，驗證時數(shù)據(jù)監(jiān)測結(jié)果如下：從FAF-TACAN模式直接切換到LAND-MLS后，CCU強置塔康傳輸給微波著陸的距離數(shù)據(jù)無效，時間為b秒，b秒后CCU設(shè)備將有效的方位偏差、下滑偏差信號和經(jīng)過MLS坐標(biāo)變化的距離信息一起上傳到飛控系統(tǒng)。經(jīng)反復(fù)驗證，CCU工作狀態(tài)穩(wěn)定，飛控系統(tǒng)實現(xiàn)自動著陸飛行控制模式穩(wěn)定。

7.2機上驗證

CCU設(shè)備軟件升級后，在飛機上按3.2項方法進(jìn)行驗證，并同時監(jiān)控總線數(shù)據(jù)，發(fā)現(xiàn)飛控系統(tǒng)自動駕駛儀在進(jìn)入自動著陸模式后保持穩(wěn)定，沒有出現(xiàn)原故障現(xiàn)象。

7.3飛行驗證

按上述改進(jìn)措施對CCU重新升級并經(jīng)過地面驗證后，馬上裝機進(jìn)行了飛行驗證試驗。飛機在返場飛行中從FAF轉(zhuǎn)入LAND方式時，自動飛行控制系統(tǒng)進(jìn)入“自動著陸”飛行控制模式，飛機自動下降到?jīng)Q斷高度，然后飛行員接桿，人工操縱飛機，進(jìn)行目視著陸，完成了“自動著陸”的全過程。在此期間，沒有發(fā)生在該模式保持瞬間并退出現(xiàn)象。這說明此次通導(dǎo)系統(tǒng)CCU軟件升級可靠有效，該解決方案切實可行，并在其它型號的飛機上落實貫徹。

8　結(jié)語

根據(jù)上述試驗分析及驗證，得出此次故障現(xiàn)象完全是由于CCU設(shè)備升級后帶來的新故障。因此機上各種設(shè)備在進(jìn)行軟件升級前均需經(jīng)過反復(fù)的驗證，最好都要進(jìn)行試驗室聯(lián)試、機上通電檢查及飛行驗證。如果升級試驗驗證不充分，有可能會帶來新的故障，給機上通電或飛行安全帶來重大的質(zhì)量隱患。該故障問題的及時解決為公司生產(chǎn)任務(wù)的完成及部隊接裝飛機的順利轉(zhuǎn)場贏得了寶貴的時間。

參 考 文 獻(xiàn)

[1] 趙永奎.美國軍用航空通信、導(dǎo)航、識別綜合技術(shù)發(fā)展評述[J].電子工程信息，2005(4)：6-11.

[2] 周強，熊華鋼.新代民機航空電子互連技術(shù)發(fā)展[J].電光與控制，2009，16(4)：1-6.

[3] 陳穎，工春蓉.從復(fù)雜系統(tǒng)觀點看國外IMA發(fā)展的經(jīng)驗及教訓(xùn)[J].電訊技術(shù)，2010，50(2)：106-110.

[4] 邱偉.綜合通信導(dǎo)航識別系統(tǒng)的高速數(shù)字傳輸交換陣列[J].電光與控制，2014，21(6)：68-71.

[5] 張鳳鳴，褚文奎，樊曉光，等.綜合模塊化航空電子體系結(jié)構(gòu)研究[J].電光與控制，2009，16(9)：47-51.

[6] 茅成.綜合通信導(dǎo)航識別系統(tǒng)中的多鏈路超短波通信的實現(xiàn)[J].電訊技術(shù)，2009，49(8)：59-64.

[7] 吳敏，常坤，李裕.基于功能分區(qū)的綜合通信導(dǎo)航識別系統(tǒng)設(shè)計[J].航空電子技術(shù)，2013，44(2)：4-9.

[8] 徐黎，龐瑞帆，張怡，等.攻擊直升飛機通信導(dǎo)航識別系統(tǒng)的分布式綜合模塊化航空電子設(shè)備綜合技術(shù)研究[J].上海交通大學(xué)學(xué)報，2012，46(5)：756-761.

[9] 陳德煌，戴明亮.綜合模塊化CNI系統(tǒng)的特點與維修保障對策[J].航空維修與工程，2014(3)：60-62.

[10] 朱會柱，吳敏，李裕.基于SCA的綜合通信導(dǎo)航識別系統(tǒng)任務(wù)可靠性研究[J].航空電子技術(shù)，2013，44(1)：1-5.

*收稿日期：2015年10月8日,修回日期：2015年11月23日

作者簡介：劉軍，男，碩士，高級工程師，研究方向：航空電子及軍械火控系統(tǒng)。

中圖分類號TB114.3

DOI：10.3969/j.issn.1672-9730.2016.04.032

Analysis and Solution of A Type of Aircraft Instant Exit Problem in Automatic Landing

LIU Jun

(Navy Representative Office of Aeronautical in Shenyang， Shenyang110034)

AbstractAiming at automatic flight control system enters “automatic landing” instant exit phenomenon， the communication navigation system switches to LAND-MLS pattern from FAF-TACAN navigation pattern when the aircraft is landing. Through video playback， data analysis and ground test verification，the change process of “effective-invalid- effective” corresponding to the process of the flight control system enters “automatic landing” instant exit when the central control equipment of the communication navigation system transfers MLS azimuth deviation and decline deviation data to flight control system. The causes of failure are identified and solutions are formulated through many test analysis， it guarantees the flight safety and the aircraft transition.

Key Wordscommunication navigation system, flight control system, automatic landing