專利名稱：一種飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)及定位方法
技術領域：
本發(fā)明屬于航空宇航科學與技術領域，涉及一種飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)及定位方 法，可以應用于定位飛機在著陸滑跑階段時的位置，防止飛機偏離并沖出跑道。
背景技術：
現(xiàn)階段，飛機著陸階段在跑道上滑跑時，主要依靠飛行員肉眼及跑道燈的指示，由 飛行員手動調整。飛機著陸系統(tǒng)中的飛機在跑道上的定位主要依靠機載GPS系統(tǒng)，但其精 度有限，還容易因天氣以及包括像A380這樣的大型飛機在內的障礙物而受到信號干擾。美 國 Honeywell 公司為此開發(fā)了陸基增強系統(tǒng) GBAS (Ground BasedAugmentation System), 通過在機場附近安裝一套GBAS地面站，提供一個增強信號，極大地改善機載導航系統(tǒng)的精 度，引導飛機精確進場和著陸。但是GBAS要求修建地面基站，成本高，一套GBAS僅能覆蓋 周邊23海里以內的機場，截止至09年全球僅8個霍尼韋爾GBAS地面站。

發(fā)明內容
(一)要解決的技術問題本發(fā)明要解決的技術問題是對飛機在著陸滑跑時的位置進行定位，防止飛機偏 離并沖出跑道。( 二 )技術方案為了解決上述技術問題，本發(fā)明提出一種利用磁場的定位系統(tǒng)及定位方法，可以 在飛機在跑道上滑跑時自動實時的進行飛機偏離定位，精度優(yōu)于傳統(tǒng)GPS系統(tǒng)，和GBAS系 統(tǒng)精度相當，成本低，安裝靈活，不依賴于衛(wèi)星信號。本發(fā)明提供的飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)，包括信號發(fā)生器，由相互垂直的通電螺線管組成，設置在飛機跑道上，用以發(fā)出信號；信號采集裝置，安裝在飛機機頭上，用于接收所述信號發(fā)生器發(fā)出的信號；偏離定位單元，與所述信號采集裝置相連，用以對采集到的信號實時解算，確定飛 機機頭偏離跑道中線的距離。其中，在機場跑道進口處，所述信號發(fā)生器以中心分布方式排列，所述信號發(fā)生器 間隔設置在機場跑道中線上。其中，在機場跑道中后段，所述信號發(fā)生器以兩邊交錯分布方式排列，所述信號發(fā) 生器間隔交錯設置在機場跑道兩邊。其中，所述信號采集裝置使用傳感器采集信號。其中，所述中心分布方式排列的信號發(fā)生器間的間距大于兩邊交錯分布方式排列 的信號發(fā)生器沿跑道軸向的間距，所述中心分布方式排列的信號發(fā)生器間的間距為30米， 所述兩邊交錯分布方式排列的信號發(fā)生器沿跑道軸向的間距為20米。本發(fā)明還提供了一種飛機滑跑偏離定位方法，包括以下步驟S1 由設置在飛機機頭上的信號采集裝置獲取設置在跑道上的信號發(fā)生器發(fā)出的信號；S2 根據(jù)所獲取的信號，解算空點任意點M(x，y, z)的磁場數(shù)據(jù)；S3 根據(jù)所解算的磁場數(shù)據(jù)，解算空間點M(x，y，z)的坐標；S4 根據(jù)空間點M(x，y，z)的坐標，計算飛機機頭偏離跑道中線的偏移量dy。其中，所述步驟SI中信號發(fā)生器由豎直方向的通電螺線管(B1)和水平方向的通 電螺線管(B2)垂直交叉組成，所述信號發(fā)生器發(fā)出的信號為交變磁場信號；所述豎直方向的通電螺線管(B1)在空間產生的磁場為 所述水平方向的通電螺線管(B2)在空間產生的磁場為
即: 式中，
為真空磁導率，乙為電流強度，1為線圈匝數(shù)，a為線圈半
4
徑，r為空間點M(x，y，z)到原點的距離，ex、ey、ez分別為x，y，z方向的單位向量，0為r 與X軸向的夾角，p為r在YZ面上投影與Z軸向的夾角，A為r在XZ面上投影與Z軸向的 夾角。其中，所述步驟S2中對空間任意點M(x，y，z)的磁場數(shù)據(jù)的解算方法為對所述豎直方向和水平方向的通電螺線管在空間任意點M(x，y，z)處產生的磁場 向量 BlCos (cot), B2sin ( t)做叉乘，即
式中
A
其中，所述步驟S3中空間任意點M(x，y，z)的坐標的解算方法包括以下步驟 SS1 計算點M(x，y，z)的方位角和俯仰角 方位角= arctan 向量L與w軸的夾角為 根據(jù)Z 9,與2 9的單調關系，解得俯仰角 SS2 解算 r 對所述豎直方向和水平方向的通電螺線管在空間任意點M(x，y，z)處產生的磁場 向量 BlCos(wt) _2sin(wt)的合磁場 B 做 Hilbert 變換，得到= Hilbert[B] 解算得到
式中C = 5sin4 0 (sin4 a +cos4 a ) +2cos4 0 +10sin4 0 sin2 a cos2 a +7sin2 0 cos2333:計算點10^，7，2)的坐標

其中，所述步驟S4中偏移量dy的計算方法為當信號發(fā)生器以中心分布方式排列時dy = y = r sin( θ ) sin(a)
當信號發(fā)生器以兩邊交錯分布方式排列時dy = y-b = r sin( e ) sin(a)-b, 其中b為機場跑道寬度。(三)有益效果本發(fā)明的定位系統(tǒng)成本低，精度較普通GPS系統(tǒng)高，與GBAS系統(tǒng)精度相當，結構簡 單，易于布置，可應用于野外臨時機場，不像GBAS系統(tǒng)需要安裝昂貴的地面基站。自備信 號源，獨立于普遍使用的衛(wèi)星定位系統(tǒng)，可應用于大型掩體內的跑道，以及衛(wèi)星信號差的地 區(qū)。


圖1是本發(fā)明飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)的系統(tǒng)框圖；圖2是本發(fā)明飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)中信號發(fā)生器的原理圖；圖3是本發(fā)明飛機滑跑偏離定位方法中信號發(fā)生器生成磁場豎直方向分解計算 圖；圖4是本發(fā)明飛機滑跑偏離定位方法中信號發(fā)生器生成磁場水平方向分解計算 圖；圖5是本發(fā)明飛機滑跑偏離定位方法中信號發(fā)生器生成磁場的等效圖；圖6是本發(fā)明飛機滑跑偏離定位方法中旋轉磁場定位方法原理圖；圖7是本發(fā)明飛機滑跑偏離定位方法中俯仰角Z e與z ej向量L與w軸的夾 角)的單調映射關系圖；圖8是本發(fā)明中飛機在跑道滑行時一段時間內接收到5個傳感器信號的示意圖；圖9是本發(fā)明飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)中信號發(fā)生器的排布示意圖，(a)圖為中心分布方式，(b)圖為兩邊分布方式；圖10是本發(fā)明飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)中飛機沿機場跑道進近示意圖；圖11是本發(fā)明飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)中信號發(fā)生器使用中心分布時dr的計算示 意圖；圖12是本發(fā)明飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)中信號發(fā)生器使用兩邊分布時dr的計算示 意圖；圖13是本發(fā)明飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)中信號發(fā)生器使用中心分布時計算dr的 誤差曲面示意圖，(a)圖為傳感器采樣率為30Hz時的誤差曲面，(b)圖為傳感器采樣率為 100Hz時的誤差曲面；圖14是本發(fā)明飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)中信號發(fā)生器使用中心分布時對飛機高度 計算的誤差曲面示意圖，(a)圖為傳感器采樣率為30Hz時的誤差曲面，(b)圖為傳感器采樣 率為100Hz時的誤差曲面；圖15是本發(fā)明飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)中信號發(fā)生器使用兩邊交錯分布時計算dr 的誤差曲面示意圖，(a)圖為傳感器采樣率為30Hz時的誤差曲面，(b)圖為傳感器采樣率為 100Hz時的誤差曲面；圖16是本發(fā)明飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)中所設計的信號發(fā)生器在機場跑道的排布 方式示意圖。其中，B1為豎直方向的通電螺線管，B2為水平方向的通電螺線管。
具體實施例方式下面結合附圖和實施例，對本發(fā)明的具體實施方式
作進一步詳細描述。以下實施 例用于說明本發(fā)明，但不用來限制本發(fā)明的范圍。本發(fā)明的目的是提出一種生成并解算旋轉磁場來進行空間三維定位的計算方法， 稱為旋轉磁場定位法，并將其應用在飛機在著陸滑跑階段的定位上，可以實時解算出飛機 對跑道中心線的偏離量，以對其進行校正，防止飛機偏出跑道。為了達到上述目的，本發(fā)明 使用簡單獨立的信號源沿跑道排列，將信號采集裝置置于飛機機頭，在飛機進近與滑跑階 段接受信號，實時解算飛機相對于跑道中線的偏離距離，并進行校準，預防飛機偏離并沖出 跑道，造成事故。參見圖1，飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)分為算法模塊和實現(xiàn)方式模塊兩部分。本發(fā)明提出的生成并解算旋轉磁場來進行空間三維定位的計算方法，其原理包括 以下步驟(1)生成交變磁場單個信號發(fā)生器由一組相互垂直的通電螺線管組成，原理如下。參見圖2，將2 個通電螺線管Bl，B2沿坐標軸相互垂直放置在坐標原點，分別通過電流I C0S( t)， I sin (cot)，則通電螺線管在空間中產生的磁場設為Bl cos(cot),B2 sin(cot),參見圖3，豎直方向的通電螺線管Bl在空間中產生磁場計算如下
參見圖4，水平方向的通電螺線管B2在空間中產生磁場計算如下 ex3 sin /I sin <9cos (9 +。(2 cos2 <9 - sin2 (9) + ez 3 cos /I sin <9 cos 0
即: 上式中，
為真空磁導率，、為電流強度，1為線圈匝數(shù)，a為線圈半
徑，r為空間點M(x，y，z)到原點的距離，ex、ey、ez分別為x，y，z方向的單位向量，0為r 與X軸向的夾角…為r在YZ面上投影與Z軸向的夾角，A為r在XZ面上投影與Z軸向的 夾角。參見圖5，兩通電螺線管在空間中產生的組合磁場可以等效為一根磁鐵沿平面以 原點為圓心，角速度w旋轉所產生的磁場，因此該方法稱為旋轉磁場定位法。(2)解算空間任意點M(x，y，z)的磁場數(shù)據(jù)參見圖6，對兩通電螺線管在空間任意點M(x，y，z)處產生的磁場向量 BlCos( t)，B2sin( t)做叉乘，記叉乘向量L
式中
(3)根據(jù)磁場數(shù)據(jù)，解算空間點M(x，y，z)的坐標 首先計算點M的方位角和俯仰角
參見圖
經(jīng)過化簡，得到arctan
因此方位角
且向量R，L與w軸共面，
參見圖7，由z V與z e的單調關系可解得俯仰角
根據(jù)總磁場強度Ball等參數(shù)，可以解算r。對所述豎直方向和水平方向的通電螺線管在空間任意點M(x，y，z)處產生的磁場 向量 BlCos(wt) _2sin(wt)的合磁場 B 做 Hilbert 變換，得到= Hilbert[B] 解算得到
式中C = 5sin4 0 (sin4 a +cos4 a ) +2cos4 0 +10sin4 0 sin2 a cos2 a +7sin2 0 cos2
計算點M(x，y，z)的坐標 x = r . sin(汐).cos⑷ 由以上方法可解算出相對單個信號發(fā)生器時M的位置。由于信號發(fā)生器發(fā)出信號 的強度限制，為了保證飛機在跑道上的信號覆蓋，需將多個信號發(fā)生器沿跑道放置，分別通 過不同頻率的電流，既可在飛機沿跑道進近過程中，使用濾波器過濾出對應不同信號發(fā)生 器所產生的磁場信號，根據(jù)不同的信號發(fā)生器排布方式，解算出機頭處傳感器相對于各個 信號源的相對坐標，進而解算出dr。圖8為飛機在跑道滑行時一段時間內接收到5個傳感器信號的示意圖。5個傳感 器分別通過頻率為《2，《3，《4，《5的電流，產生不同頻率的交變磁場，機頭傳感器接 收到信號后，通過濾波器過濾出不同信號源的信號，選擇信號強度最好的信號源進行解
笪弁。每組相互垂直放置的通電螺線管稱為一個信號發(fā)生器。沿著跑道按一定間距放著 一列信號發(fā)生器，采集磁場信號的傳感器固定在機頭上。當飛機在跑道上滑行，機頭的傳感 器接受信號發(fā)生器產生的信號，即可實時解算出當前機頭偏離跑道中線的距離dr。參見圖9，信號發(fā)生器有兩種排布方式，分別是中心分布方式和兩邊交錯分布方 式。使用中心分布方式時，信號發(fā)生器距離飛機相對于兩邊交錯分布方式更近，因此信號發(fā) 生器每隔30m放置一個；而兩邊交錯分布方式的信號發(fā)生器距飛機較遠，為保證信號強度， 沿跑道軸向每隔20m放置一個。參見圖10，飛機在機場跑道滑跑階段的示意圖，定義機頭偏離跑道中線的距離為 dr。參見圖11，使用中心分布時，dy = y = r sin( 0 ) .sir^a)。參見圖12，使用兩邊分布時，dy = y-b = r sin(6) sin(a)-b, b為機場跑道寬度。設機場跑道寬度為60m，取一段跑道，分別對以上兩種分布方式在不同傳感器采樣 率的情況下進行仿真比較參見圖13，信號發(fā)生器使用中心分布，當傳感器采樣率較低，解算的dr誤差較大，在距中心線10-20m處達到最大誤差達lm，平均誤差超過GPS精度；當傳感器采樣率提高， 解算精度明顯提高，dr誤差在0. 2m以下。參見圖14，信號發(fā)生器使用中心分布時對飛機高度的定位十分準確，使用低采樣 率傳感器時誤差在0. 2m以下，使用高采樣率傳感器時誤差更被限制在0. 05m以下。參見圖15，信號發(fā)生器使用兩邊交錯分布時，解算的dr的精度比中心分布方式 高。使用低采樣率傳感器時誤差在0. 2m以下，使用高采樣率傳感器時誤差在0. 15m以下。綜上，當傳感器采樣頻率較低時，兩邊交錯分布的精度高于中心分布，但是需要比 較密集的信號源；中心分布雖然在傳感器采樣率低時精度不如兩邊分布高，但是隨著傳感 器采樣頻率的提高，精度逐漸趕上中心分布的精度；中心分布形式對傳感器的高度計算十 分準確。參見圖16，可在機場跑道進口處使用中心分布方式，對飛機降落時的高度做出比 較精確的測量，協(xié)助飛機平穩(wěn)著陸，跑道中后段使用兩邊交錯分布，更精確的測量飛機的偏 離量，防止飛機跑偏。以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應當指出，對于本技術領域的普通技術人 員來說，在不脫離本發(fā)明技術原理的前提下，還可以做出若干改進和替換，這些改進和替換 也應視為本發(fā)明的保護范圍。
權利要求
一種飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)，其特征在于，包括信號發(fā)生器，由相互垂直的通電螺線管組成，設置在飛機跑道上，用以發(fā)出信號；信號采集裝置，安裝在飛機機頭上，用于接收所述信號發(fā)生器發(fā)出的信號；偏離定位單元，與所述信號采集裝置相連，用以對采集到的信號實時解算，確定飛機機頭偏離跑道中線的距離。
2.如權利要求1所述的飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)，其特征在于，在機場跑道進口處，所述 信號發(fā)生器以中心分布方式排列，所述信號發(fā)生器間隔設置在機場跑道中線上。
3.如權利要求1所述的飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)，其特征在于，在機場跑道中后段，所述 信號發(fā)生器以兩邊交錯分布方式排列，所述信號發(fā)生器間隔交錯設置在機場跑道兩邊。
4.如權利要求2或3所述的飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)，其特征在于，所述信號采集裝置使 用傳感器采集信號。
5.如權利要求4所述的飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)，其特征在于，所述中心分布方式排列 的信號發(fā)生器間的間距大于兩邊交錯分布方式排列的信號發(fā)生器沿跑道軸向的間距，所述 中心分布方式排列的信號發(fā)生器間的間距為30米，所述兩邊交錯分布方式排列的信號發(fā) 生器沿跑道軸向的間距為20米。
6.一種飛機滑跑偏離定位方法，其特征在于，包括以下步驟51由設置在飛機機頭上的信號采集裝置獲取設置在跑道上的信號發(fā)生器發(fā)出的信號；52根據(jù)所獲取的信號，解算空點任意點M(x，y, z)的磁場數(shù)據(jù)；53根據(jù)所解算的磁場數(shù)據(jù)，解算空間點M(x，y, z)的坐標；54根據(jù)空間點M(x，y，z)的坐標，計算飛機機頭偏離跑道中線的偏移量dy。
7.如權利要求6所述的飛機滑跑偏離定位方法，其特征在于，所述步驟SI中信號發(fā)生 器由豎直方向的通電螺線管(B1)和水平方向的通電螺線管(B2)垂直交叉組成，所述信號 發(fā)生器發(fā)出的信號為交變磁場信號；所述豎直方向的通電螺線管(B1)在空間產生的磁場為 所述水平方向的通電螺線管(B2)在空間產生的磁場為 式中 為真空磁導率，、為電流強度，1為線圈匝數(shù)，a為線圈半徑，r為 空間點M(x，y，z)到原點的距離，ex、ey、ez分別為x，y，z方向的單位向量，0為r與X軸 向的夾角，P為r在YZ面上投影與Z軸向的夾角，入為r在XZ面上投影與Z軸向的夾角。
8.如權利要求6所述的飛機滑跑偏離定位方法，其特征在于，所述步驟S2中對空間任 意點M(x，y，z)的磁場數(shù)據(jù)的解算方法為對所述豎直方向和水平方向的通電螺線管在空間任意點M(x，y，z)處產生的磁場向量
9.如權利要求6所述的飛機滑跑偏離定位方法，其特征在于，所述步驟S3中空間任意 點M(x，y，z)的坐標的解算方法包括以下步驟 SS1 計算點M(x，y，z)的方位角和俯仰角 向量L與w軸的夾角為:Z0L = arctan 根據(jù)Z V與Z 6的單調關系，解得 r^9 + UdineL -3、 對所述豎直方向和水平方向的通電螺線管在空間任意點M(x，y，z)處產生的磁場向量 BlCos(wt) _2sin(wt)的合磁場 B 做 Hilbert 變換，得到H[B] = Hilbert[B]
10.如權利要求6所述的飛機滑跑偏離定位方法，其特征在于，所述步驟S4中偏移量dy 的計算方法為當信號發(fā)生器以中心分布方式排列時dy = y = r sin( e ) Sin(a ); 當信號發(fā)生器以兩邊交錯分布方式排列時dy = y-b = r sin( e ) sin(a )-b，其中 b為機場跑道寬度。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種飛機滑跑偏離定位系統(tǒng)，包括信號發(fā)生器，由相互垂直的通電螺線管組成，設置在飛機跑道上，用以發(fā)出信號；信號采集裝置，安裝在飛機機頭上，用于接收所述信號發(fā)生器發(fā)出的信號；偏離定位單元，與所述信號采集裝置相連，用以對采集到的信號實時解算，確定飛機機頭偏離跑道中線的距離。本發(fā)明還提供了一種飛機滑跑偏離定位方法。本發(fā)明定位系統(tǒng)成本低，精度較普通GPS系統(tǒng)高，與GBAS系統(tǒng)精度相當，結構簡單，易于布置，可應用于野外臨時機場，不像GBAS系統(tǒng)需要安裝昂貴的地面基站；該定位系統(tǒng)自備信號源，獨立于普遍使用的衛(wèi)星定位系統(tǒng)，可應用于大型掩體內的跑道，以及衛(wèi)星信號差的地區(qū)。
文檔編號B64F1/18GK101850849SQ201010179248
公開日2010年10月6日 申請日期2010年5月18日 優(yōu)先權日2010年5月18日
發(fā)明者張超, 趙爍 申請人:清華大學