基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，包括：根据仿真机的指令模拟分米波仪表着陆系统航向信标、下滑信标和测距应答信号、为飞机机载设备提供模拟角度信息和距离信息的地面设备模拟器；对地面设备模拟器发来的模拟信息进行解调、译码并将模拟信息提供给飞行控制系统的机载设备模拟器。本发明的有益之处在于：导航音频信号产生、角度信标计算和校准、控制与检测等都实现了数字化；地面设备模拟器采用数字式脉冲幅度调制方式产生模拟高角度分辨率信号，机载设备模拟器采用数字滤波等有效地提高了角度信标的解算精度和测距精度；电路复用程度高，工作稳定可靠，实现了智能化、集成化和小型化。
【专利说明】基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种飞机特别是无人机的半实物仿真着陆引导模拟系统，具体涉及一种基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统。
【背景技术】
[0002]飞机及无人机的自主着陆是一项高度复杂和综合性的研究项目，是目前无人机技术的关键问题也是难点问题。无人机自主着陆要求不依靠地面人员遥控，仅依靠飞机机载设备和地面引导设备的引导信号(航向、下滑、距离、高度信号)，完成自动轨迹设计，做出正确的飞控反映，实现自主着陆。无人机自主着陆系统研制的一个主要困难在于对系统的验证。由于无人机携带了一定的特殊设备用以完成特定任务，不可能完全依靠实装飞行来检验系统起降性能。为降低研制风险，节省研制费用，缩短研制周期，对无人机的飞行起降进行全方位评估，必须建立飞行起降引导仿真系统，用以对系统的设计方案和性能指标进行验证。
[0003]对目前常用的飞机着陆引导系统(包括:米波仪表着陆系统、分米波仪表着陆系统和微波着陆系统三种系统)的工作性能、机动性等进行全方位对比分析和充分论证，认为分米波仪表着陆系统能满足大型无人机在复杂气象条件下的进场着陆。
[0004]分米波仪表着陆技术体制，是一种飞机自动和半自动进场着陆引导的技术。由于该体制的系统工作在分米波波段，其天线尺寸小，机动性增强，并且具有精密测距能力，系统性能非常适用于无人机的进场着陆引导。
【发明内容】
[0005]本发明的目的在于提供一种基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，用于无人机自主着陆引导的半实物仿真试验，达到以仿真替代实际飞行检验对无人机着陆全过程进行仿真验证的目的。
[0006]为了实现上述目标，本发明采用如下的技术方案:
[0007]—种基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，包括:地面设备模拟器和机载设备模拟器，
[0008]地面设备模拟器:根据仿真机的指令，模拟分米波仪表着陆系统航向信标、下滑信标和测距应答信号，为飞机机载设备提供模拟角度信息和距离信息；
[0009]机载设备模拟器:对地面设备模拟器发来的模拟角度信息和距离信息进行解调、译码，并将模拟角度信息和距离信息提供给飞行控制系统。
[0010]前述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，前述地面设备模拟器包括:
[0011]地面控制与显示单元:包括微处理器、显示屏和键盘，微处理器接收仿真机送来的航向角度修正信息、下滑角度修正信息和距离修正信息，并分别转换为航向角度导航音频幅度信息、下滑角度导航音频幅度信息和距离对应的时间信息，同时根据指示设置参数并进行参数的显示；
[0012]地面导航信号产生与处理单元:包括航向角度脉冲编码子单元、下滑角度脉冲编码子单元、测距脉冲编码子单元和导航音频脉冲产生器，前述导航音频脉冲产生器产生符合时序要求的脉冲信号并送入航向角度脉冲编码子单元、下滑角度脉冲编码子单元中；前述航向角度脉冲编码子单元、下滑角度脉冲编码子单元和测距脉冲编码子单元分别接收地面控制与显示单元送来的航向角度导航音频幅度信息、下滑角度导航音频幅度信息和距离对应的时间信息，产生待发射的航向角度编码脉冲信号、下滑角度编码脉冲信号和测距编码脉冲信号，前述待发射的航向角度编码脉冲信号、下滑角度编码脉冲信号、测距编码脉冲信号和地面控制与显示单元设置的幅度参数一致并且随着地面控制与显示单元的设置实时改变；
[0013]地面射频单元:包括航向发射机、下滑发射机和测距发射机,前述航向发射机、下滑发射机和测距发射机分别接收地面导航信号产生与处理单元送来的航向角度编码脉冲信号、下滑角度编码脉冲信号和距离编码脉冲信号，并通过航向发射天线、下滑发射天线、距离发射天线将对应的编码脉冲信号发送给机载设备模拟器。
[0014]前述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，在地面导航信号产生与处理单元中，
[0015]前述航向角度脉冲编码子单元依次包括:航向角度幅度控制器、航向角度预调制器、航向角度D/A转换器和航向角度运算放大器，
[0016]前述下滑角度脉冲编码子单元依次包括:下滑角度幅度控制器、下滑角度预调制器、下滑角度D/A转换器和下滑角度运算放大器，
[0017]导航音频脉冲产生器产生符合时序要求的脉冲信号并送入航向角度幅度控制器/下滑角度幅度控制器，前述脉冲信号依次经过航向角度幅度控制器/下滑角度幅度控制器、航向角度预调制器/下滑角度预调制器、航向角度D/A转换器/下滑角度D/A转换器、航向角度运算放大器/下滑角度运算放大器的处理后，形成待发射的航向角度编码脉冲信号/下滑角度编码脉冲信号；
[0018]前述测距脉冲编码子单元包括:测距脉冲产生器、距离控制器和驱动器，前述测距脉冲产生器产生符合脉冲宽度和脉冲间隔要求的基准脉冲信号和测距脉冲信号，距离控制器根据地面控制与显示单元设置的距离信息延时发出测距脉冲信号，测距脉冲信号经驱动器后产生待发射的测距编码脉冲信号。
[0019]前述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，前述地面导航信号产生与处理单元还包括:
[0020]波道控制器:根据地面控制与显示单元的设置，对地面射频单元中相应的发射机频率合成器波道进行控制；
[0021]衰减控制器:根据地面控制与显示单元的设置，对地面射频单元中相应的发射机功率进行衰减控制。
[0022]前述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，在地面射频单元中，前述航向发射天线、下滑发射天线、距离发射天线采用印刷振子的形式
制作在同一块低损耗的介质板上，天线平面下力处加装有金属屏蔽结构，天线平面上方加装有天线罩。
[0023]前述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，前述机载设备模拟器包括:
[0024]机载射频单元:接收地面设备模拟器发来的航向角度、下滑角度和距离信息；
[0025]机载导航信号解调与译码单元:包括航向角度译码子单元、下滑角度译码子单元和测距译码子单元，前述航向角度译码子单元、下滑角度译码子单元和测距译码子单元分别对航向接收机、下滑接收机和测距接收机发来的航向角度、下滑角度和距离信息进行解调、译码；
[0026]机载控制与接口单元:接收机载导航信号解调与译码单元传来的模拟角度信息和距离信息并提供给飞行控制系统。
[0027]前述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，前述机载射频单元包括:航向接收机、下滑接收机、测距接收机以及航向接收机与下滑接收机共用的接收机输入装置，前述接收机输入装置和测距接收机上分别安装有角度接收天线、距离接收天线。
[0028]前述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，前述角度接收天线和距离接收天线采用印刷振子的形式制作在同一块低损耗的介质板上，
天线平面下方'1^:处加装有金属屏蔽结构，天线平面上方加装有天线罩。
[0029]前述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，在机载导航信号解调与译码单元中，
[0030]前述航向角度译码子单元包括:航向角度信号调理器和航向角度滤波器；
[0031]前述下滑角度译码子单元包括:下滑角度信号调理器和下滑角度滤波器；
[0032]前述航向角度译码子单元与下滑角度译码子单元还包括共用的:多路选择器、A/D转换器和运算放大器；
[0033]航向接收机/下滑接收机送来的信号经航向角度信号调理器/下滑角度信号调理器调理后送给航向角度滤波器/下滑角度滤波器，经滤波后得到导航音频的幅度信息；
[0034]前述测距译码子单元包括:测距信号调理器和测距译码器，测距接收机送来的信号经测距信号调理器调理后送给测距译码器。
[0035]前述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，前述机载设备模拟器还包括:
[0036]监测单元:对机载射频单元频率合成器进行实时监测，当任何一个频率合成器失锁，立即发出报警信号，并通过面板上的指示灯指示。
[0037]本发明的有益之处在于:
[0038]1、导航音频信号产生、角度信标计算和校准、控制与检测等都实现了数字化，地面设备模拟器采用数字式脉冲幅度调制方式产生模拟高角度分辨率信号，机载设备模拟器采用数字滤波、平方根均值、自动校准等技术有效地提高了角度信标的解算精度和测距精度。
[0039]2、采用微处理器进行分时并行处理方式，完成参数设置、状态控制，电路复用程度高，工作稳定可靠，实现了智能化、集成化和小型化。
[0040]3、发射机和接收机采用独立模块化设计，体积小、功耗低、效率高，工作稳定可靠，电磁兼容性能好；采用二次变频、介质和声表面滤波等技术，极大地提高了整机性能。
【专利附图】
【附图说明】
[0041]图1是本发明的着陆引导模拟系统的工作原理图；
[0042]图2是图1中的地面设备模拟器的组成示意图；
[0043]图3是图2中的地面导航信号产生与处理单元的子单元的组成示意图；
[0044]图4是图2中的地面射频单元中发射天线的布置示意图；
[0045]图5是航向发射机的工作原理框图；
[0046]图6下滑发射机的工作原理框图；
[0047]图7是测距发射机的工作原理框图；
[0048]图8是角度编码脉冲/[目号；
[0049]图9是距离编码脉冲信号；
[0050]图10是图1中的机载设备模拟器的组成示意图；
[0051]图11是图10中机载导航信号解调与译码单元的子单元的组成示意图；
[0052]图12是测距译码子单元的原理框图；
[0053]图13是航向接收机的工作原理框图；
[0054]图14是下滑接收机的工作原理框图；
[0055]图15是测距接收机的工作原理框图；
[0056]图16是菲利斯鉴频器电路原理图；
[0057]图17是DAC电路框图；
[0058]图18是机载射频单元中接收天线的布置示意图；
[0059]图19是可听度系数图。
[0060]图中附图标记的含义:1_模拟器顶盖，2-天线罩，3-距离发射天线，4-下滑发射天线，5-航向发射天线，6-模拟器顶盖，7-天线罩，8-距离接收天线，9-下滑接收天线，10-航向接收天线。
【具体实施方式】
[0061]以下结合附图和具体实施例对本发明作具体的介绍。
[0062]参照图1，本发明的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统包括:地面设备模拟器和机载设备模拟器两大部分，两种模拟器射频输入、输出端口都设有无线方式/电缆方式选择开关，可根据实际需要选择连接方式。其中，
[0063]地面设备模拟器:根据仿真机的指令，模拟分米波仪表着陆系统航向信标、下滑信标和测距应答信号，为飞机机载设备提供模拟角度信息(方位、仰角)和距离信息。
[0064]机载设备模拟器:对地面设备模拟器发来的模拟角度信息和距离信息进行解调、译码，并将模拟角度信息和距离信息提供给飞行控制系统。
[0065]下面分别详细介绍地面设备模拟器和机载设备模拟器。
[0066]参照图2，地面设备模拟器包括:地面控制与显示单元、地面导航信号产生与处理单元和地面射频单元。
[0067]地面控制与显示单元:用于接收仿真机送来的航向角度修正信息、下滑角度修正信息和距离修正信息，并分别转换为航向角度导航音频幅度信息、下滑角度导航音频幅度信息和距离对应的时间信息，同时根据指示设置参数并进行参数的显示。该单元包括:微处理器、显示屏和键盘，微处理器与仿真机之间通过串口进行信息的发送和接收。
[0068]地面导航信号产生与处理单元:包括航向角度脉冲编码子单元、下滑角度脉冲编码子单元、测距脉冲编码子单元和导航音频脉冲产生器，其中，导航音频脉冲产生器产生符合时序要求的脉冲信号并送入航向角度脉冲编码子单元、下滑角度脉冲编码子单元中。
[0069]航向角度脉冲编码子单元、下滑角度脉冲编码子单元和测距脉冲编码子单元分别接收地面控制与显示单元送来的航向角度导航音频幅度信息、下滑角度导航音频幅度信息和距离对应的时间信息，产生待发射的航向角度编码脉冲信号、下滑角度编码脉冲信号和测距编码脉冲信号，该待发射的航向角度编码脉冲信号、下滑角度编码脉冲信号、测距编码脉冲信号和地面控制与显示单元设置的幅度参数一致并且随着地面控制与显示单元的设置实时改变。
[0070]参照图3，航向角度脉冲编码子单元包括:航向角度幅度控制器、航向角度预调制器、航向角度D/A转换器和航向角度运算放大器，其产生航向角度编码脉冲信号的过程如下:导航音频脉冲产生器产生符合时序要求的1300Hz和2100Hz脉冲信号(1300Hz和2100Hz交替周期信号，持续长度35ms，间隔5ms，具体参见图8)并送入航向角度幅度控制器，航向角度幅度控制器根据从地面控制与显示单元接收的幅度信息，改变1300Hz和2100Hz脉冲信号的输出幅度，脉冲信号经过航向角度预调制器后，产生经3MHz调制的导航信息，导航信息送给航向角度D/A转换器，航向角度D/A转换器根据送来的数据，产生待发射的1300Hz和2100Hz航向角度编码脉冲信号，该待发射的航向角度编码脉冲信号和地面控制与显示单元设置的幅度参数一致并且随着地面控制与显示单元的设置实时改变。
[0071]参照图3，下滑角度脉冲编码子单元包括:下滑角度幅度控制器、下滑角度预调制器、下滑角度D/A转换器和下滑角度运算放大器，其产生下滑角度编码脉冲信号的过程如下:导航音频脉冲产生器产生符合时序要求的1300Hz和2100Hz脉冲信号(1300Hz和2100Hz交替周期信号，持续长度35ms，间隔5ms，具体参见图8)并送入下滑角度幅度控制器，下滑角度幅度控制器根据从地面控制与显示单元接收的幅度信息，改变1300Hz和2100Hz脉冲信号的输出幅度，脉冲信号经过下滑角度预调制器后，产生经4MHz调制的导航信息，导航信息送给下滑角度D/A转换器，下滑角度D/A转换器根据送来的数据，产生待发射的1300Hz和2100Hz下滑角度编码脉冲信号，该待发射的下滑角度编码脉冲信号和地面控制与显示单元设置的幅度参数一致并且随着地面控制与显示单元的设置实时改变。
[0072]参照图3，测距脉冲编码子单元包括:测距脉冲产生器、距离控制器和驱动器，其产生测距编码脉冲信号的过程如下:测距脉冲产生器产生符合脉冲宽度和脉冲间隔要求的两个脉冲对，第一个脉冲对是基准脉冲信号，第二个脉冲对是测距脉冲信号(双脉冲信号，TTL电平，脉冲宽度1.2±0.3μ S，四种译码间隔格式，t=14y s, 16 μ s, 18 μ s, 20 μ s，码间隔误差小于±0.4 μ S，具体参见图9)，第二个脉冲对与第一个脉冲对间隔固定时间，用于距离测量。距离控制器根据地面控制与显示单元设置的距离信息，延时发出第二个脉冲对，即发送的第一个脉冲对与第二个脉冲对之间间隔为原来的固定时间与设置距离对应时间之和，测距脉冲信号经驱动器后产生待发射的测距编码脉冲信号。
[0073]作为一种优选的方案，参照图3，地面导航信号产生与处理单元还包括:波道控制器和衰减控制器。波道控制器根据地面控制与显示单元的设置，对地面射频单元中相应的发射机频率合成器波道进行控制；衰减控制器根据地面控制与显示单元的设置，对地面射频单元中相应的发射机功率进行衰减控制。
[0074]地面射频单元:包括航向发射机、下滑发射机和测距发射机。航向发射机、下滑发射机和测距发射机分别接收地面导航信号产生与处理单元送来的航向角度编码脉冲信号、下滑角度编码脉冲信号和距离编码脉冲信号，并通过航向发射天线、下滑发射天线、距离发射天线将对应的编码脉冲信号发送给机载设备模拟器。
[0075]航向发射机的原理和结构型式参见图5，航向发射机由:参考源(28MHz温补晶振)、频率综合源、第一混频器、第二混频器、滤波器、数控衰减器、定向耦合器、射频开关、放大器和一些匹配隔离器等组成。3MHz的已调信号是由航向角度脉冲编码子单元经14位航向角度D/A转换器输出的调幅信号，该信号包含1300Hz和2100Hz的幅度信号，产生高精度的可听度系数。因为航向角度D/A转换器的工作频率较低，所以选择使用两个混频器，即第一混频器和第二混频器。射频开关用于设置模拟器的连接方式，使模拟器的使用更具灵活性。
[0076]下滑发射机的原理和结构型式与航向发射机基本相同，只是工作频率不同，在此不再赘述，具体参见图6。
[0077]测距发射机的原理和结构型式参见图7，测距发射机由:频率综合源(简称频综源)、调制器、滤波器、精密数控衰减器、定向耦合器、射频开关、隔离器、放大器和一些匹配网络等组成，工作过程为:频率综合源产生射频连续载波信号，波道设置由主控器控制，同时将锁相指示信号至测距脉冲编码子单元。射频载波信号经匹配隔离后送至调制器，调制器为脉冲方式，调制信号(测距脉冲)由测距脉冲编码子单元提供。调制后的信号经匹配滤波、放大后，送入定向耦合器，小部分功率经检波放大供监测使用，大部分射频功率通过定向耦合器送到射频开关，射频开关的作用是可根据需要，或选用无线方式发射或选用射频同轴电缆方式传输。当选用射频同轴电缆方式传输时，数控衰减器受控制单元控制，产生不同的射频电平。
[0078]参照图4，在地面射频单元中，航向发射天线、下滑发射天线、距离发射天线放置在模拟器机箱的上部，天线采用印刷振子的形式制作在同一块低损耗的介质板上，天线平面
下方处加装有金属屏蔽结构，一方面起到与模拟器箱体其它模块的隔离作用，另一方面 4
起到反射作用，形成单方向的辐射特性；天线平面上方加装有天线罩对天线进行保护，同时使天线构成一个整体单元。
[0079]参照图10，机载设备模拟器包括:机载射频单元、机载导航信号解调与译码单元和机载控制与接口单元。
[0080]机载射频单元:接收地面设备模拟器发来的航向角度、下滑角度和距离信息。
[0081]作为一种优选的方案，参照图10，机载射频单元包括:航向接收机、下滑接收机、测距接收机以及航向接收机与下滑接收机共用的接收机输入装置，其中，接收机输入装置和测距接收机上分别安装有角度接收天线、距离接收天线。
[0082]航向接收机的原理见图13，接收机采用两次外差变频，提高接收机增益稳定性和带外抑制。射频带通滤波器选择772MHz-808MHz频率的有用信号，抑制干扰信号，提高整机信噪比。经第一次混频后变换成63MHz的第一中频信号，后接3.5MHz中频声表面带通滤波器，滤除干扰信号和其它差频分量，同时进一步改善接收机信噪比。中频放大器AGC动态范围80dB，确保检波前电压基本恒定，提高检波一致性。第二次混频器将63MHz中频信号，下变频为10.7MHz的第二中频信号送入检波器，输出视频信号。
[0083]下滑接收机的工作方式、结构和航向接收机相同，只是工作频率不同，在此不再赘述，具体参见图14。
[0084]测距接收机的原理见图15，测距接收机的射频通道和航向/下滑接收机基本相同。测距接收机增益控制采用对数放大电路，检波器采用菲利斯鉴频器，并增加了一级延时比较器。
[0085]对数中频放大器采用多级集成电路构成对数放大器链，将80dB动态范围的输入信号压缩成16dB动态范围的视频输出信号。
[0086]菲利斯鉴频器对邻波道信号有较高的选择性，只有本波道的信号才能通过窄带通道，触发触发器工作，开通电子开关，保证中频信号在很大的带宽内顺利通过本频道，使信号的上升沿不会发生畸变，因而保证系统有很高的测量精度，最后经延时比较器整形，输出机载设备的询问信号。
[0087]菲利斯鉴频器电路原理参见图16。
[0088]延迟衰减比较器(DAC)是以自适应方式工作的一种信号处理技术，用来克服由于距离不同、辐射功率变化等引起信号幅度脉冲变化带来的判决比较误差。其基准判决电平根据信号幅度脉冲的大小而改变，在测距系统中有较高的判决精度。DAC电路框图参见图17。如果衰减器取_6dB衰减量，图17即是一个动态半幅判决电路。
`[0089]更为优选的是，参见图18，机载接收天线的角度接收天线和距离接收天线采用印
刷振子的形式制作在同一块低损耗的介质板上，天线平面下Λ? ^处加装有金属屏蔽结构，天线平面上方加装有天线罩。
[0090]机载导航信号解调与译码单元:包括航向角度译码子单元、下滑角度译码子单元和测距译码子单元，航向角度译码子单元、下滑角度译码子单元和测距译码子单元分别对航向接收机、下滑接收机和测距接收机发来的航向角度、下滑角度和距离信息进行解调、译码。
[0091]参照图11，航向角度译码子单元包括:航向角度信号调理器和航向角度滤波器；下滑角度译码子单元包括:下滑角度信号调理器和下滑角度滤波器；航向角度译码子单元与下滑角度译码子单元还包括共用的:多路选择器、A/D转换器和运算放大器。
[0092]航向/下滑接收机送来的信号经航向角度信号调理器调理后，变为幅度符合要求的信号送给1300Hz和2100Hz航向角度滤波器，经滤波后，就分别得到了 1300Hz和2100Hz导航音频的幅度信息。在机载控制与接口单元的控制下，对四路音频信号进行分时选择和采样，采样信息送给机载控制与接口单元。
[0093]参照图11，测距译码子单元包括:测距信号调理器和测距译码器，测距接收机送来的信号经测距信号调理器调理后，变为符合幅度要求的测距脉冲信号，应用高速、高容量FPGA芯片，根据约定的码型设置，对测距双脉冲对进行译码处理，译码方式为后脉冲对齐的脉冲延迟译码。计算出头、尾双脉冲的时间间隔，对接收的测距脉冲进行译码，并计算出对应两个测距脉冲对之间的时间间隔，该时间间隔即代表了飞机距跑道端口的距离。测距译码器将该信息实时送给机载控制与接口单元。测距译码子单元的原理参见图12。
[0094]机载控制与接口单元:接收机载导航信号解调与译码单元传来的模拟角度信息和距离信息并提供给飞行控制系统。机载控制与接口单元采用P89V51单片机，通过多路数字开关分时控制采样单元，分别得到航向和下滑1300Hz、2100Hz信号幅值，解算出航向可听度系数，并转换成航向、下滑导航参数；接收测距FPGA模块的测距脉冲时间间隔数据，解算出距离信息；通过接口，控制射频单元工作波道设置，改变航向、下滑和测距接收机频率；控制改变测距脉冲码型，与约定好的地面模拟器发出的测距脉冲码型相一致。
[0095]作为一种优选的方案，机载设备模拟器还包括:监测单元。该监测单元对机载射频单元频率合成器进行实时监测，当任何一个频率合成器失锁，立即发出报警信号，并通过面板上的指示灯指示。
[0096]机载设备模拟器还包括有电源单元:采用模块化设计，将输入的+18V-+36V直流电转换成+12V、一 12V、+5V三种直流电源供电。
[0097]在本发明的模拟系统中，航向/下滑信标是利用可听度系数产生的。可听度系数值 用下面公式定义:
[0098] = (U1300-U2100)/(U1300-U2100)
[0099]U1300是频率为1300Hz的电压幅度，U2100是频率为2100Hz的电压幅度。参见图19，1300Hz,2100Hz这两种信号交替脉冲调制到L波段射频载波上，并在不同角度方向上具
有对应的幅度差。
[0100]地面设备模拟器中为模拟这种信号可采用两路高精度程控衰减器，产生不同幅度的射频信号。由于该模拟器的角度分辨率要求不大于0.1°，需要高精度程控衰减器的步进量小于0.3dB。另外，这种脉冲幅度调制方式受环境、温度影响较大，不利于模拟产生高精度角度信标。
[0101]因此为实现模拟高角度分辨率信号，采用了数字式脉冲幅度调制方式。设计思想是，采用14bit高精度D/A转换器，其电压分辨率为参考电压的1/212，满足系统精度需求。经过控制器的运算，得到导航音频信号相应幅度后，控制器把1300Hz的电压幅度和2100Hz的电压幅度转换为12bit数据，送给A/D转换器，经过A/D转换器后，便可得到符合要求的导航信号。
[0102]实际证明，在地面设备模拟器中采用这种方法简单稳定、有效可靠，完全达到了技术指标的预期要求。
[0103]机载设备模拟器中，角度信标的检波解调和可听度系数值的解算，是整机角度引导精度的关键。其误差来自下面几个方面:
[0104]1、射频通道增益线性度
[0105]为保证1300Hz调制幅度和2100Hz调制幅度的线性关系，射频通道电路，尤其是电压放大电路，应工作在相对理想的线性区域。因此放大电路在设计`中采用线性微波集成电路放大电路，在调试过程中，适当减小输入端功率电平，避免放大电路进入饱和状态。
[0106]2、AGC控制范围和控制精度
[0107]AGC控制范围和控制精度应保证在接收机输入信号的动态范围内，输出电平基本恒定，使检波器工作在相同的检波电压上，检波解调出的可听度系数不随接收机的输入信号电平变化。在电路设计制作中，AGC电路采用大动态单片微波集成芯片，技术指标满足设计要求。
[0108]3、角度信号检波解调与校准
[0109]航向/下滑角度信标是脉冲调幅信号，机载信标模拟器可利用检波器进行解调。晶体检波器主要由检波二极管和RC电路构成。由于晶体二极管特性的非线性，并随温度变化，其角度检波解调出的角度信号中1300Hz和2100Hz的幅度比例关系也随温度变化，可听度系数出现误差。
[0110]对于晶体检波器的温度特性引起的误差，检波电路采用温度补偿技术，使检波器在要求的温度范围内输出基本稳定。
[0111]4、射频微波通道
[0112]地面设备模拟器和机载设备模拟器的射频电路由三个发射机和三个接收机组成，在设计研制中必须考虑电磁兼容问题。
[0113]设计研制过程中时重点研究了各个射频带通滤波器和中频滤波器的带外抑制、本振泄漏、开关隔离和匹配等问题。为较好地滤除干扰信号，接收机采用二次混频技术，输入端加入介质滤波器，中频滤波器采用声表面滤波器，有效地抑制了邻波道干扰、镜频干扰和其它干扰，且增益稳定，频率特性好。发射机和接收机采用独立金属屏蔽盒模块设计，有效地减少了有用信号和本振信号的泄漏，避免了模块间的相互干扰。研制中对各级射频电路之间的匹配都进行了精心的调试，发射机输出端都加有隔离器。
[0114]本发明的模拟系统，其可以达到如下指标:
[0115]方位:航向信标信号依据飞机方位变化,角度分辨率0.10 ；
[0116]仰角:下滑信标信号依据飞机仰角变化，角度分辨率0.050 ；
[0117]距离:测距应答器信号依据飞机距离数据变化，距离分辨率15m。
[0118]本发明的模拟系统，其特点是:严格保持着陆引导模拟系统的角度、距离编码格式等信号特征不变，能够真实模拟射频和视频信号特性。
[0119]本发明的模拟系统，其优点是:
[0120]1、导航音频信号产生、角度信标计算和校准、控制与检测等都实现了数字化，地面设备模拟器采用数字式脉冲幅度调制方式产生模拟高角度分辨率信号，机载设备模拟器采用数字滤波、平方根均值、自动校准等技术有效地提高了角度信标的解算精度和测距精度。
[0121]2、采用微处理器进行分时并行处理方式，完成参数设置、状态控制，电路复用程度高，工作稳定可靠，实现了智能化、集成化和小型化。
[0122]3、发射机和接收机采用独立模块化设计，体积小、功耗低、效率高，工作稳定可靠，电磁兼容性能好；采用二次变频、介质和声表面滤波等技术，极大地提高了整机性能。
[0123]需要说明的是，上述实施例不以任何形式限制本发明，凡采用等同替换或等效变换的方式所获得的技术方案，均落在本发明的保护范围内。
【权利要求】
1.基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，包括:地面设备模拟器和机载设备模拟器， 地面设备模拟器:根据仿真机的指令，模拟分米波仪表着陆系统航向信标、下滑信标和测距应答信号，为飞机机载设备提供模拟角度信息和距离信息； 机载设备模拟器:对地面设备模拟器发来的模拟角度信息和距离信息进行解调、译码，并将模拟角度信息和距离信息提供给飞行控制系统。
2.根据权利要求1所述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，所述地面设备模拟器包括: 地面控制与显示单元:包括微处理器、显示屏和键盘，微处理器接收仿真机送来的航向角度修正信息、下滑角度修正信息和距离修正信息，并分别转换为航向角度导航音频幅度信息、下滑角度导航音频幅度信息和距离对应的时间信息，同时根据指示设置参数并进行参数的显示； 地面导航信号产生与处理单元:包括航向角度脉冲编码子单元、下滑角度脉冲编码子单元、测距脉冲编码子单元和导航音频脉冲产生器，所述导航音频脉冲产生器产生符合时序要求的脉冲信号并送入航向角度脉冲编码子单元、下滑角度脉冲编码子单元中；所述航向角度脉冲编码子单元、下滑角度脉冲编码子单元和测距脉冲编码子单元分别接收地面控制与显示单元送来的航向角度导航音频幅度信息、下滑角度导航音频幅度信息和距离对应的时间信息，产生待发射的航向角度编码脉冲信号、下滑角度编码脉冲信号和测距编码脉冲信号，所述待发射的航向角度编码脉冲信号、下滑角度编码脉冲信号、测距编码脉冲信号和地面控制与显示单元设置的幅度参数一致并且随着地面控制与显示单元的设置实时改变； 地面射频单元:包括航向发`射机、下滑发射机和测距发射机，所述航向发射机、下滑发射机和测距发射机分别接收地面导航信号产生与处理单元送来的航向角度编码脉冲信号、下滑角度编码脉冲信号和距离编码脉冲信号，并通过航向发射天线、下滑发射天线、距离发射天线将对应的编码脉冲信号发送给机载设备模拟器。
3.根据权利要求2所述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，在地面导航信号产生与处理单元中， 所述航向角度脉冲编码子单元依次包括:航向角度幅度控制器、航向角度预调制器、航向角度D/A转换器和航向角度运算放大器， 所述下滑角度脉冲编码子单元依次包括:下滑角度幅度控制器、下滑角度预调制器、下滑角度D/A转换器和下滑角度运算放大器， 导航音频脉冲产生器产生符合时序要求的脉冲信号并送入航向角度幅度控制器/下滑角度幅度控制器，所述脉冲信号依次经过航向角度幅度控制器/下滑角度幅度控制器、航向角度预调制器/下滑角度预调制器、航向角度D/A转换器/下滑角度D/A转换器、航向角度运算放大器/下滑角度运算放大器的处理后，形成待发射的航向角度编码脉冲信号/下滑角度编码脉冲信号； 所述测距脉冲编码子单元包括:测距脉冲产生器、距离控制器和驱动器，所述测距脉冲产生器产生符合脉冲宽度和脉冲间隔要求的基准脉冲信号和测距脉冲信号，距离控制器根据地面控制与显示单元设置的距离信息延时发出测距脉冲信号，测距脉冲信号经驱动器后产生待发射的测距编码脉冲信号。
4.根据权利要求2或3所述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，所述地面导航信号产生与处理单元还包括: 波道控制器:根据地面控制与显示单元的设置，对地面射频单元中相应的发射机频率合成器波道进行控制； 衰减控制器:根据地面控制与显示单元的设置，对地面射频单元中相应的发射机功率进行衰减控制。
5.根据权利要求2所述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，在地面射频单元中，所述航向发射天线、下滑发射天线、距离发射天线采用印刷振子的形式制作在同一块低损耗的介质板上，天线平面下方处加装有金属屏蔽结构，天线平面上方加装有天线罩。
6.根据权利要求2所述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，所述机载设备模拟器包括: 机载射频单元:接收地面设备模拟器发来的航向角度、下滑角度和距离信息； 机载导航信号解调与译码单元:包括航向角度译码子单元、下滑角度译码子单元和测距译码子单元，所述航向角度译码子单元、下滑角度译码子单元和测距译码子单元分别对航向接收机、下滑接收机和测距接收机发来的航向角度、下滑角度和距离信息进行解调、译码； 机载控制与接口单元: 接收机载导航信号解调与译码单元传来的模拟角度信息和距离信息并提供给飞行控制系统。
7.根据权利要求6所述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，所述机载射频单元包括:航向接收机、下滑接收机、测距接收机以及航向接收机与下滑接收机共用的接收机输入装置，所述接收机输入装置和测距接收机上分别安装有角度接收天线、距离接收天线。
8.根据权利要求7所述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，所述角度接收天线和距离接收天线采用印刷振子的形式制作在同一块低损耗的介质板上，天线平面下Λ处加装有金属屏蔽结构，天线平面上方加装有天线罩。
9.根据权利要求6所述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，在机载导航信号解调与译码单元中， 所述航向角度译码子单元包括:航向角度信号调理器和航向角度滤波器； 所述下滑角度译码子单元包括:下滑角度信号调理器和下滑角度滤波器； 所述航向角度译码子单元与下滑角度译码子单元还包括共用的:多路选择器、A/D转换器和运算放大器； 航向接收机/下滑接收机送来的信号经航向角度信号调理器/下滑角度信号调理器调理后送给航向角度滤波器/下滑角度滤波器，经滤波后得到导航音频的幅度信息； 所述测距译码子单元包括:测距信号调理器和测距译码器，测距接收机送来的信号经测距信号调理器调理后送给测距译码器。
10.根据权利要求6-9任意一项所述的基于分米波仪表着陆体制的半实物仿真着陆引导模拟系统，其特征在于，所述机载设备模拟器还包括: 监测单元 :对机载射频单元频率合成器进行实时监测，当任何一个频率合成器失锁，立即发出报警信号，并通过面板上的指示灯指示。
【文档编号】G09B9/26GK103824485SQ201410075830
【公开日】2014年5月28日 申请日期:2014年3月4日 优先权日:2014年3月4日
【发明者】胡奕明, 赵颖辉, 王永庆 申请人:中国人民解放军空军工程大学