北斗多模衛(wèi)星導(dǎo)航原型樣機飛機搭載試驗方法研究

黃震宇

【摘 要】本文對北斗多模衛(wèi)星導(dǎo)航原型樣機飛機搭載試驗方法進行了討論，詳細分析了相關(guān)的試驗條件、試驗方法與試驗判據(jù)等。

【關(guān)鍵詞】民用客機;北斗導(dǎo)航系統(tǒng);導(dǎo)航多模接收機

中圖分類號： F426.5 文獻標(biāo)識碼： A文章編號： 2095-2457（2019）21-0079-002

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2019.21.036

Beidou Prototype Multiple Module Receiver Onboard Test Method

HUANG Zhen-yu

（Comac test flight center， Shanghai 200000， China）

【Abstract】This article described the method to test Beidou prototype multiple module receiver on a certified aircraft board. Details were discussed about test condition， method and judgement.

【Key words】Commercial aircraft; Beidou navigation system; Multiple module receiver

1 試驗對象

北斗多模衛(wèi)星導(dǎo)航接收機（以下簡稱“自研MMR1”）原型樣機主要由主機、天線和射頻電纜三部分組成，如圖1所示，天線與主機之間通過射頻電纜連接，設(shè)備主機通過數(shù)據(jù)總線電纜與顯示設(shè)備交聯(lián)。

自研MMR1的天線包含1個GLS天線和1個VHF電臺單元天線，ILS航向信息、VOR導(dǎo)航引導(dǎo)信息和VHF電臺單元共用一個天線，天線均安裝于飛機機身上。

主機由電源單元、GLS單元、ILS/VOR單元、VHF電臺單元、接口控制單元、接口單元和母板7部分組成，其中：

（a）電源單元用于為自研MMR1各部分供電;

（b）GLS單元用于接收并處理導(dǎo)航衛(wèi)星信號，完成單點PVT解算、差分定位、著陸引導(dǎo)信息計算，輸出單點PVT信息、GLS信息、模塊狀態(tài)等;

（c）ILS/VOR單元用于接收并處理ILS/VOR地面設(shè)備信息，生成并輸出ILS航向和下滑著陸引導(dǎo)信息、VOR導(dǎo)航引導(dǎo)信息等;

（d）VHF電臺單元主要用于接收VHF起降引導(dǎo)地面電臺發(fā)送的GLS差分增強信息、地面站信息、下滑航徑信息等并輸出給GLS單元;

（e）接口控制單元用于接收GLS單元和ILS/VOR單元的信息，控制并檢測主機其他模塊，按照數(shù)據(jù)傳輸協(xié)議輸出單點PVT信息、GLS/ILS/VOR信息、整機狀態(tài)信息，接收并響應(yīng)PBN設(shè)備的下發(fā)指令等;

（f）接口單元用于完成與PBN設(shè)備的物理接口連接、天線的射頻電纜連接、天線射頻信號分發(fā)、整機電源輸入等;

（g）母板負責(zé)為其他模塊轉(zhuǎn)接電源，并完成各模塊之間的信息交聯(lián)。

北斗RNSS/RDSS衛(wèi)星導(dǎo)航接收機（以下簡稱“自研MMR2”）系統(tǒng)由主機、天線、控制上位機和軟件組成。主要功能包括具有BDS/GPS/GLONASS三系統(tǒng)聯(lián)合定位、測速、授時功能;具有北斗RDSS短報文通信功能;具有自主數(shù)據(jù)采集和外部數(shù)據(jù)采集功能。相關(guān)設(shè)計與組件與MMR1類似。

2 試驗工作

2.1 試驗?zāi)康?/p>

測試和驗證自研MMR1和自研MMR2的功能，并采集數(shù)據(jù)。

自研MMR1的功能包括：

（a）北斗/GPS接收機在被測飛機上的定位、測速和授時功能。接收和解析BDS B1，GPS L1信號;

（b）接收和解析地基增強系統(tǒng)GBAS地面站甚高頻VDB數(shù)據(jù)。

自研MMR2的功能包括：

（a）北斗/GPS接收機在被測飛機上的定位、測速和授時功能。接收和解析BDS B1，GPS L1信號;

（b）北斗RDSS（短報文）業(yè)務(wù)在民航飛機上的短報文通信功能。機載北斗設(shè)備與地面北斗設(shè)備雙向通信，位置報告及通過上位機軟件任意報文通信。位置報告在正常情況下，以1min的間隔進行通信，在緊急情況下可以單獨發(fā)送緊急位置報告（即SOS），可以不受此通信間隔的限制。

2.2 試驗條件

（a）構(gòu)型要求：要求飛機大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)、航姿（慣導(dǎo)）、ILS、GPS工作正常，并具備RNAV能力。

（b）環(huán)境要求：對于試驗空域及空中氣象條件，無要求;對于機場/跑道，要求RNAV相關(guān)設(shè)備可用，具有經(jīng)測試可正常工作的地基增強地面站和天線、VDB地面站和天線。

（c）前置條件：完成機場內(nèi)北斗地基增強地面站的加電開啟工作后，在機場內(nèi)完成跑車試驗，驗證低動態(tài)環(huán)境下機載北斗多模衛(wèi)星導(dǎo)航原型樣機的基本功能和性能滿足要求。

（d）其他要求：要求在飛行試驗開展前，應(yīng)進行地面電磁兼容試驗，機上各設(shè)備間應(yīng)無相互干擾。

2.3 試驗方法

（a）飛行前地面驗證

（1）將所有上機設(shè)備安裝在試驗機上;

（2）完成機場內(nèi)的北斗GBAS地面站、北斗短報文地面站、RTK基站和所有上機設(shè)備的加電開啟工作;

（3）驗證信號接收情況;

（4）核對FAS數(shù)據(jù)、機場數(shù)據(jù)等固定數(shù)據(jù)內(nèi)容是否一致;

（5）檢查機載多模式接收機是否工作正常。

（b）滑行驗證（第一階段）

（1）沿跑道中心線進行往返滑行測試，記錄MMR輸出的定位數(shù)據(jù)和RTK基準(zhǔn)數(shù)據(jù)等。驗證地面站提供的機場數(shù)據(jù)是否準(zhǔn)確，驗證儀表輸出航向偏置。

（2）沿跑道中心線進行S形滑行測試，記錄MMR輸出的定位數(shù)據(jù)和RTK基準(zhǔn)數(shù)據(jù)等，驗證跑道場面的VDB信號覆蓋。

（c）滑行驗證（第二階段）

（1）沿跑道中心線進行往返滑行測試，發(fā)送北斗短報文信息。驗證短報文地面站接收是否正確。

（d）大圓飛行（第一階段）

（1）以高度10000ft、半徑20海里進行大圓飛行，記錄MMR輸出的定位數(shù)據(jù)和RTK基準(zhǔn)數(shù)據(jù)等，驗證機場區(qū)域內(nèi)VDB空間信號覆蓋情況，查看是否存在干擾信號。

（2）以高度5000ft、半徑20海里進行大圓飛行，記錄MMR輸出的定位數(shù)據(jù)和RTK基準(zhǔn)數(shù)據(jù)等，驗證機場區(qū)域內(nèi)VDB空間信號覆蓋情況，查看是否存在干擾信號。

（e）大圓飛行（第二階段）

（1）以高度10000ft、半徑20海里進行大圓飛行，以60秒間隔發(fā)送北斗短報文信息。并在一次大圓飛行中發(fā)送不少于3次“緊急定位”（SOS）信息。驗證短報文地面站接收是否正確。

（f）弧度飛行

（1）以跑道為中心線，F(xiàn)TP/LTP為圓心、高度2000ft、半徑15和20海里、正負35度圓弧（不要求進入方向）完成弧度飛行。

（2）記錄MMR輸出的定位數(shù)據(jù)和RTK基準(zhǔn)數(shù)據(jù)等。

（g）恒定高度飛行（第一階段）

（1）以高度2000ft、3000ft、4000ft，分別距入口10海里、15海里和20海里處沿跑道中心線飛行至跑道另一側(cè)2.5海里處結(jié)束完成恒定高度飛行;記錄MMR輸出的定位數(shù)據(jù)和RTK基準(zhǔn)數(shù)據(jù)等。

（h）恒定高度飛行（第二階段）

（1）以高度2000ft，距入口20海里初沿跑道中心線飛行至跑道另一側(cè)2.5海里處結(jié)束完成恒定高度飛行，以60秒間隔發(fā)送北斗短報文信息，并在一次恒定高度中發(fā)送不少于1次“緊急定位”（SOS）信息。

（i）進近飛行

（1）按機場現(xiàn)有進近程序進行進近飛行，飛行至決斷高度處拉平，銜接復(fù)飛程序。

（2）從距離跑道入口20海里處進行連續(xù)進近飛行，飛行至決斷高度處拉平，銜接復(fù)飛程序。

（3）記錄MMR輸出的定位數(shù)據(jù)和RTK基準(zhǔn)數(shù)據(jù)等。

2.4 試驗判據(jù)

（a）MMR1、MMR2能夠接收、解析GPS L1和北斗B1信號并解算位置。

（b）MMR1能夠接收、解析GBAS地面站VDB數(shù)據(jù)。

（c）MMR1記錄的GNSS位置數(shù)據(jù)與飛機的GPS位置數(shù)據(jù)基本一致。

（d）未與其他系統(tǒng)產(chǎn)生相互干擾。

（e）北斗短報文通信成功率≥95%，緊急位置報告功能正常。

（f）試飛測試系統(tǒng)的數(shù)據(jù)量應(yīng)符合1Hz采樣率在飛行時長下所產(chǎn)生的理論計算值，偏差不超過20%。

【參考文獻】

[1]CCAR-25-R4中國民用航空規(guī)章第25部運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)[S].出版地：中國，1985.12.31，2009年第四次修訂.

[2]DO-160D ? ? Environmental Conditions and Test Procedures for Airborne Equipment.出版地：美國，2013.05.03.