微波着陆仿真模拟系统
专利汇可以提供微波着陆仿真模拟系统专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 公开的一种 微波 着陆仿真模拟试验系统，旨在提供一种模拟环境逼真、时效性高的仿真模拟系统。本发明通过下述技术方案予以实现：环境模拟子系统将机场环境模拟、飞机轨迹模拟和气象环境模拟数据送入分布式模拟管理子系统，微波着陆仿真子系统接收航电模拟子系统下发的微波着陆工作参数信息，进行工作参数状态体检验；精密测距器与微波着陆系统MLS配合使用，通过查表得到微波着陆的方位台、 俯仰 台和微波着陆系统配置DMEP台的工作 频率 ，完成工作参数的映射处理；根据微波着陆工作参数和地面台 辐射 参数信息，采用微波着陆仿真子系统进行导航功能解算，把导航结果输出到状态监视子系统和微波着陆视景显示子系统。，下面是微波着陆仿真模拟系统专利的具体信息内容。
1.一种微波着陆仿真模拟试验系统，包括：环境模拟子系统、分布式模拟管理子系统、航电模拟子系统、微波着陆视景显示子系统、状态监视子系统、微波着陆仿真子系统和数据文件储存子系统，其特征在于：环境模拟子系统将机场环境模拟、飞机轨迹模拟和气象环境模拟数据送入分布式模拟管理子系统，微波着陆仿真子系统通过分布式模拟管理子系统共享接收环境模拟子系统的机场导航台站信息、飞机轨迹信息和气象信息，同时接收航电模拟子系统下发的微波着陆工作的功能控制参数信息，对接收数据进行工作参数MLS状态体检验；若工作参数状态体检验成功，则判断飞机起落架是否落下；如果工作参数状态体检验失败，则用缺省参数初始化微波着陆的工作参数MLS状态体；然后判断起落架是否落下，否则由微波着陆仿真系统输出导航参数为无效数据，是则进行工作参数映射，将完成的工作参数的映射处理送入天线功能处理单元，计算覆盖、通视、衰减计算，以及增益值和灵敏度，然后判断载机接收设备能否接收地面发射设备发射信号，否，返回下一周期接收地面设备发射发射信号，是，则进入微波着陆系统MLS的功能计算软件模块，计算飞机到DME/P台天线的距离值，同时接收航电模拟子系统下发的进场方位航线，选择下滑角进行角度偏差计算，输出导航数据。
2.如权利要求1所述的微波着陆仿真模拟试验系统，其特征在于：环境模拟子系统包括：机场环境模拟模块、飞机轨迹模拟模块和气象环境模拟模块，其中，环境模拟模块完成方位台、俯仰台和DMEP台位置部署，以及机场参数设置；飞机轨迹模拟模块完成实时的位置、姿态等参数信息的进近航迹数据；气象环境模拟模块完成机场及其附近天气和地理环境模拟。
3.如权利要求1所述的微波着陆仿真模拟试验系统，其特征在于：航电模拟子系统主要完成对导航系统所需要工作参数和命令进行数据模拟，以及接收微波着陆仿真子系统输出导航参数回传信息；分布式仿真控制管理子系统主要完成对微波着陆系统的功能进行起停的控制、工作模式和工作参数进行控制管理；微波着陆仿真子系统提供微波着陆导航通断功能仿真、进场着陆时飞机偏离预置下滑道及预置航道偏差的仿真和进场着陆时飞机相对于地面DMEP台和着陆点的测量距离的仿真，将上述产生的导航输出信息发送给航电模拟子系统。
4.如权利要求1所述的微波着陆仿真模拟试验系统，其特征在于：数据文件储存子系统对机场导航台部署位置信息存储，对航电模拟子系统输出的微波着陆工作参数、微波着陆仿真子系统输出的导航参数信息进行存储；状态监视子系统对微波着陆的工作参数进行监控、导航输出参数进行监视，保存主要的仿真结果并对结果进行分析；波着陆视景显示子系统完成对模拟场景的管理和视景显示的处理和控制，对仿真服务器发回反馈信息，显示视景系统模拟出来的场景，完成系统的仿真显示。
5.如权利要求1所述的微波着陆仿真模拟试验系统，其特征在于：在MLS状态体检验中，MLS状态体检验包括：MLS波道号检验、MLS工作模式检验、MLS进场方位磁航线检验和MLS选择下滑角检验，其中，MLS波道号检验是判断MLS波道号是否处在500到699之间；MLS工作模式检验是判断MLS工作模式是否处在手动和自动两种模式之外；MLS进场方位磁航线检验是判断MLS进场方位磁航线是否处在0度到360度之间；MLS选择下滑角检验是判断MLS选择下滑角是否处在0.9度到20度之间，检验MLS工作参数是否在有效范围内，如果不在有效范围内，则返回参数检验失败。
6.如权利要求4所述的微波着陆仿真模拟试验系统，其特征在于：如果起落架处于放状态，微波着陆仿真系统中的MLS的功能计算软件模块，根据精密测距器DMEP系统与微波着陆系统MLS设备配合使用要求，按照《国际民用航空公约附件10》中规定的MLS与配置DMEP系统的频率配对关系表执行；微波着陆仿真系统MLS将工作参数映射处理结果送入天线功能处理单元完成覆盖、通视、衰减计算，以及增益值、灵敏度等计算；然后判断载机接收设备能否接收地面发射设备发射信号，否，返回下一周期接收地面设备发射信号，是，则进入微波着陆系统MLS的功能计算软件模块，MLS的功能计算软件模块计算飞机到DME/P台天线的距离值，在方位台所在地的东北天坐标系内计算飞机到方位台的方位值，在俯仰台所在地的东北天坐标系内计算飞机到方位台的俯仰值，根据误差产生机理进行测角和测距的误差解算处理，将解算的方位值、俯仰值和距离值与误差值进行误差叠加，得到测量距离、方位和俯仰，通过旋转高斯-让德算法(RGS)求解出对着陆点距离、方位和俯仰值，同时接收航电模拟子系统下发的进场方位航线，选择下滑角进行角度偏差计算，输出导航数据。
7.如权利要求1所述的微波着陆仿真模拟试验系统，其特征在于：天线处理单元根据环境模拟子系统的机场导航台站位置信息和飞机轨迹位置信息，计算出飞机相对于微波着陆系统配置DMEP台的未RGS坐标转换前距离、方位和俯仰的三维信息，飞机在方位台天线坐标系的未RGS坐标转换前距离、方位和俯仰的三维信息，以及飞机在俯仰台天线坐标系的未RGS坐标转换前距离、方位和俯仰的三维信息，根据地面方位台设备引导信息的覆盖范围，判断飞机是否落入方位台天线的覆盖范围内，并根据地面俯仰台设备引导信息的覆盖范围，判断飞机是否落入俯仰台天线的覆盖范围内；再根据地面精密测距设备DME/P设备引导信息的覆盖范围，判断飞机是否落入DME/P天线的覆盖范围内；如果落入哪个地面台站设备引导信息的覆盖范围内，就判断飞机与此天线相位中心是否通视，如果通视不被阻挡，则进行功率衰减计算，即衰减后到达对端天线口面的功率值是否大于对端接收灵敏度，满足条件的话就完成信号接收功能。
8.如权利要求7所述的微波着陆仿真模拟试验系统，其特征在于：在衰减计算中，天线功能处理单元按如下衰减计算公式计算出到达接收端信号功率：
P＝Pt+Gt-At+Gr-N-(L1+L2)
式中，Pt表示发射天线的输入功率，单位db，Gt表示发射天线增益，单位db，At为自由空间路径损耗，Gr表示接收机天线增益，单位db，N表示到达接收机端天线副瓣电平，L1、L2表示发射天线和接收天线损耗。
9.如权利要求7所述的微波着陆仿真模拟试验系统，其特征在于：在增益值计算中，天线功能处理单元根据计算得到飞机在方位台或俯仰台天线坐标系的未RGS坐标转换前的方位角φ和俯仰角θ在输入的天线方向图数据表中对应的增益值；如果在天线方向图数据表中找不到对应的方位角和俯仰角的增益值，就采用两元三点插值方法插值得到对应的增益值。
10.如权利要求1所述的微波着陆仿真模拟试验系统，其特征在于：MLS功能软件模块根据计算得到飞机在方位台、俯仰台、微波着陆系统配置DMEP台的天线坐标系的未RGS坐标转换前方位角φ真实值、俯仰角θ真实值和距离R真实值，结合测角和测距误差处理模块得到的方位误差、俯仰误差和距离误差，然后将方位误差值、俯仰误差值和距离误差值叠加到方位台的方位真实值、俯仰台的俯仰真实值和仪表着陆系统配置DMEP台距离真实值，得到方位台设备的测量引导方位、俯仰台设备的测量引导俯仰角和仪表着陆系统配置DMEP台设备的测量距离。
微波着陆仿真模拟系统
技术领域
背景技术
发明内容
具体实施方式
微波着陆仿真系统MLS将工作参数映射处理结果送入天线功能处理单元完成覆盖、通视、衰减计算，以及增益值、灵敏度等计算；然后判断载机接收设备能否接收地面发射设备发射信号，否，返回下一周期接收地面设备发射发射信号，是，则进入微波着陆系统MLS的功能计算软件模块，MLS的功能计算软件模块计算飞机到DME/P台天线的距离值。MLS的功能计算软件模块在方位台所在地的东北天坐标系内计算飞机到方位台的方位值，在俯仰台所在地的东北天坐标系内计算飞机到方位台的俯仰值后，根据误差产生机理进行测角和测距的误差解算处理，将解算的方位值、俯仰值和距离值与误差值进行误差叠加，引导测量距离、方位和俯仰，通过旋转高斯-让德算法(RGS)求解出对着陆点距离、方位和俯仰值，同时接收航电模拟子系统下发的进场方位航线，选择下滑角进行角度偏差计算，输出导航数据。
式中，Pt表示发射天线的输入功率，单位db，Gt表示发射天线增益，单位db，At为自由空间路径损耗，Gr表示接收机天线增益，单位db，N表示到达接收机端天线副瓣电平，L1、L2表示发射天线和接收天线损耗。用下列公式计算仰角为α，在600m高度处的传播损耗At＝10lg(π/4πR)2，并且R＝600/sinα。
设给定矩形域上的n×m个结点在方位角和俯仰角两个方向上的坐标分别为 x0＜x1
＜…＜xn-1
y0＜y1＜…＜yn-1
相应的函数值(增益值)为zij＝z(xi,yj)，i＝0，1，…，n-1；j＝0，1，…，m-1；选取最靠近插值点 (φ，θ)的9个结点，其两个方向上的坐标分别为
然后用二元三点插值公式 计
算插值点(φ，θ)处的函数近似值。
θp表示飞机精确的方位制导角度值，δθa表示指向误差导致的角
度误差值，T0以零度角进近时飞机接收到“往”和“返”脉冲间的时间差(微秒)，测距误差为δR，公式如下：δR＝v·δt；
测距误差由测量时间误差产生的，是由应答机固定延迟时间(1us)、信道延迟(1ns) 和导脉冲延迟(1us)构成。
tanφ＝-(ZT-ZE)/[(XT-XE)2+(YT-YE)2]1/2 (2)
ρ＝[(XT-XD)2+(YT-YD)2+(ZT-ZD)2]1/2 (3)
由于(1)～(3)式组成的方程组不存在一个完整的封闭解，因此用解常规线性方程组的方法无法求解，一种解决方法是采用RGS旋转坐标高斯算法。RGS算法本质上是通过坐标旋转减少未知量，再通过迭代的方式间接求解方程组的解。
2 2 1/2
Yi+1＝YA+[(Xi-XA) +(Zi+1-ZA) ] tanθi＝0,1,2......(4)
Zi+1＝ZE+[(Xi-XE)2+(Yi-YE)2]1/2tanφi＝0,1,2......(5)
Xi+1＝XD+[ρ2-(Zi+1-ZD)2-(Yi+1-YD)2]1/2i＝0,1,2......(6)
为了消去一个变量，需要进行坐标旋转，即求得一个旋转角θp使得飞机在Y轴或X轴方向上的值为零，由于旋转是围绕Z轴进行的，故Z轴分量不变。在做坐标旋转前，要先做坐标平移，将坐标原点从着陆点平移到方位天线的位置上，坐标平移前后参量的关系如下：
接着进行坐标旋转，这里以消去变量Y为例，即需要求得一个旋转角θp使得飞机在Y轴上的分量为零，坐标旋转示意图如图8所示：
假设飞机位于T处，通过顺时针转θp后，飞机在Y轴上的分量为零。旋转角θp和观测角θ的关系为：
旋转前后飞机位置和地面台参量的关系矩阵如下：
将(5)、(6)、(8)进行坐标平移和理想的旋转后可得：
* * * * 2 2 1/2
Zi+1＝ZE+[(Xi-XE) +(-YE*) ] tanφ (11)
Xi+1*＝XD*+[ρ2-(-YD*)2-(Zi+1*-ZD*)2]1/2 (12)
(sinθp)i+1＝[1+(Zi+1*/Xi+1*)2]1/2sinθ (13)
通过式(5)、(8)、(9)做迭代的初始化，再利用式(10)～(13)做迭代，当迭代到所需要的精度时，根据式(14)求得飞机位置在直角坐标下的最终估计值：
根据迭代计算得到的飞机相对于着陆点的三维坐标(XT、YT、ZT)，可计算出飞机相对于着陆点的距离、方位和仰角。具体公式如下：
ρtrans＝[XT2+YT2+ZT2]1/2 (15)
θtrans＝-arcsin(YT/ρtrans) (16)
φtrans＝arcsin(ZT/ρtrans) (17)。
(2)RGS坐标变换算法步骤：
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