CN105913694B - 一种直升机近地告警方法 - Google Patents

一种直升机近地告警方法 Download PDF

Info

Publication number
CN105913694B
CN105913694B CN201610347514.3A CN201610347514A CN105913694B CN 105913694 B CN105913694 B CN 105913694B CN 201610347514 A CN201610347514 A CN 201610347514A CN 105913694 B CN105913694 B CN 105913694B
Authority
CN
China
Prior art keywords
alarm
helicopter
boundary
rate
altitude
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201610347514.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105913694A (zh
Inventor
陆洋
周成中
许细策
刘以奋
卫瑞智
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN201610347514.3A priority Critical patent/CN105913694B/zh
Publication of CN105913694A publication Critical patent/CN105913694A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105913694B publication Critical patent/CN105913694B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/04—Anti-collision systems

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)

Abstract

本发明提供了一种直升机近地告警方法，包括设计下降率过大告警、地形接近率过大告警、起飞或复飞后掉高过大告警、不安全超障高度告警和下滑道偏离过大告警；对于每一种告警模式，首先基于该直升机型号的基本设计参数和性能参数通过直升机性能分析程序计算得到与直升机近地告警相关的主要性能指标；在基准点所限制的告警范围内选取若干设计点，并分别计算每个设计点的告警边界值；由告警边界基准点、告警边界基准点所限制的告警范围内的设计点以及各个设计点处的告警边界值进行曲线拟合便可以得到完整的GPWS告警边界曲线进一步对上述通过曲线拟合得到告警边界进行简化和剪裁最终得到实用的基于直升机逃逸轨迹的GPWS告警边界。

Description

一种直升机近地告警方法
技术领域
本发明涉及一种直升机技术，特别是一种直升机复杂气象条件下低空飞行的地形防撞告警的实现方法。
背景技术
在航空飞行中，由于缺乏对飞行器周围地形的感知而发生坠毁事故的情况被称为可控飞行撞地(controlled flight into terrain,CFIT)，可控飞行撞地一直以来都是现代商用航空飞行事故的主要原因之一。为此，工业界研究发明了近地告警系统(groundproximity warning system,GPWS)以减少CFIT事故。经过美国联邦航空局(federalaviation administration,FAA)和国际民航组织的推广，目前，几乎所有的商用喷气飞机均装备了GPWS。随着推广使用，CFIT事故明显减少。
直升机常飞行于地理环境复杂的低空区域，CFIT也是重要的事故原因。GPWS在固定翼飞机上的成功使用，使得人们自然地想到要把GPWS安装到直升机上，以减少CFIT事故的发生。然后直升机与固定翼飞机在机械结构、机动方式和飞行性能等方面都有着很大的不同，直接将固定翼飞机上的GPWS安装在直升机上不但不能有效地提供地形防撞告警，还会带来虚警率过大等一系列问题，因此根据直升机的飞行特点研究合理有效的GPWS告警算法对于减少直升机可控飞行撞地具有重要的意义。
在此背景下，以美国Honeywell公司为首的航电厂商开始研制应用于直升机的GPWS。根据FAA的要求，GPWS至少包括五种告警模式，即下降率过大告警、地形接近率过大告警、起飞或复飞后掉高过大告警、不安全超障高度告警和下滑道偏离过大告警。各航电厂商的GPWS的算法资料多处于非公开状态，只有Honeywell公司公开了其MKXXI型GPWS的算法资料。Honeywell公司GPWS包括6种告警模式，其在FAA要求的5种告警模式的基础上增加了高度提示告警。对于每一种告警模式，首先确定该告警模式的告警边界，当系统状态穿过告警边界进入告警区域时，则触发该模式的告警，系统告警时同时给出灯光告警和语音告警。然而该算法为了考虑通用性，其告警边界设计较为保守，告警范围较大，因此具有虚警率较高的缺点。对于机动能力较强的军用直升机尤其是武装直升机，该算法的告警范围过大，提前告警时间过长，因而会大大限制直升机性能 的发挥。
发明内容
本发明提供了一种直升机近地告警方法，该方法可以对直升机飞行过程中潜在的地形威胁提供防撞告警，提醒飞行员采取必要的机动措施，以避免撞地事故。
一种直升机近地告警方法，包括：
基于直升机参数，选取下降率过大告警、地形接近率过大告警、起飞或复飞后掉高过大告警、不安全超障高度告警和下滑道偏离过大告警在内的边界，及
触发不同告警边界时发出相应警报。
采用上述方法，所述下降率过大告警边界的选取具体包括以下步骤：
步骤1.1，选取两个告警基准点，其中一基准点所对应的下降率为直升机起落架结构强度限制的直升机最大垂直接地速度，另一基准点所对应的下降率为直升机所能达到的最大的下降率；
步骤1.2，在两个基准点之间选取若干设计点，分别计算每一设计点处的逃逸掉高将其作为告警临界高度，所述每一设计点处的逃逸掉高其中h0为告警高度，h2为设定的飞行员在接到警告后反应一段时间TR后做出相应操作后直升机下降率减为0的下降高度；
步骤1.3，对告警临界高度进行曲线拟合得到告警边界曲线；
步骤1.4，对告警边界曲线进行直线化处理得的告警上边界；
步骤1.5，设定告警下边界；
改变设定的飞行员在接到警告后反应时间TR，获取不同TR下的下降率过大告警边界，且TR越大告警临界高度越大。
采用上述方法，所述地形接近率过大告警边界的选取包括直升机处于工作巡航阶段和直升机起飞着陆阶段形接近率过大告警边界的选取，两种模式下的选取步骤相同，但直升机空速设定不同，处于直升机起飞着陆阶段的空速低于直升机处于工作巡航阶段时的空速，具体包括以下步骤：
步骤2.1，选取两个告警基准点，其中一基准点所对应的地形接近率为直升机以一定角度下滑着陆所对应的地形接近率，另一基准点对应的地形接近率为直升机达到的最大地形接近率；
步骤2.2，在两个基准点之间选取若干设计点，分别计算各个设计点处的告警临界值L为直升机当前位置至直升机运动轨迹与上升地形相切处的水平距离，θ为地形斜率，h为直升机爬升未撞地所需要的最小爬升高度；
步骤2.3，对告警临界高度进行曲线拟合得到告警边界曲线；
步骤2.4，对告警边界曲线进行直线化处理得的告警上边界；
步骤2.5，设定告警下边界；
对于步骤2.5，直升机处于不同阶段告警下边界不同，直升机起飞着陆阶段告警下边界的设定大于直升机处于工作巡航阶段的告警下边界。
采用上述方法，所述起飞或复飞后掉高过大告警边界的选取具体包括以下步骤：
步骤3.1，选取两个告警基准点，一基准点所对应的高度损失为气压高度计的最大误差，另一基准所对应高度损失为直升机所允许的最大高度损失；
步骤3.2，在两个基准点之间选取若干设计点，分别计算无线电高度积分临界值S作为该设计点处的告警临界值，h(t)为无线电高度函数，T1为直升机起落架收起时刻，T2为直升机飞行至最高点时刻，T3为直升机位于告警高度的时刻；
步骤3.3，对告警临界高度进行曲线拟合得到告警边界曲线；
步骤3.4，对告警边界曲线进行直线化处理得的告警上边界；
所述步骤3.2，中T3选取满足飞行员在接到报警时作出反应的时间TR和做垂直减速操作时间之和内直升机未与地面撞击。
采用上述方法，所述不安全超障高度告警边界选取包括直升机工作在巡航或着陆阶段且起落架收起的情形、工作在巡航或着陆阶段且起落架放下的情形和工作在起飞阶段不安全超障高度告警边界选取，具体地
(1)直升机工作在巡航或着陆阶段且起落架收起情形不安全超障高度告警边界包括三个边界，分别为：近地告警系统的最小安全高度、直升机着陆时决断点速度和直升机最大飞行速度；
(2)直升机工作在巡航或着陆阶段且起落架放下情形的不安全超障高度告 警边界包括直升机着陆时的决断高度和直升机最大飞行速度，其中无线电高度告警临界值随空速的增加线性变化；
(3)直升机工作在起飞阶段情形的不安全超障高度告警边界选取包括以下步骤：
步骤4.3.1，在起飞阶段定义一个高度滤波值，高度滤波值的大小等于直升机无线电高度的C％，以C％作为告警上边界的斜率，且上边界的最大值为无线电高度滤波值最大值的C％；
步骤4.3.2，设定告警下边界。
采用上述方法，所述下滑道偏离过大告警边界获取具体包括以下步骤：
步骤5.1，设定一下滑道偏离度为边界；
步骤5.2，设定告警上边界：当下降率为0设定一无线电高度作为告警上边界；设定下降率增加时的最大无线电高度作为下降率非0时的告警上边界；
步骤5.3，设定告警下边界。
本发明基于直升机飞行动力学模型计算直升机的逃逸轨迹，并以此为基础设计GPWS的告警边界，逃逸轨迹是直升机在遇到潜在的地形威胁时采取机动措施后的运动轨迹，地形与直升机逃逸轨迹触碰瞬间是直升机能否逃逸成功的时间临界点，过早告警将引起虚警，过晚告警将导致告警失败。因此以逃逸轨迹为基础设计GPWS告警边界可以最小化虚警率并最大化告警成功率。仿真计算结果表明本发明的告警方法，告警成功率可以达到98％，虚警率可以降至4％。
下面结合说明书附图对本发明做进一步描述。
附图说明
图1所示为本发明GPWS告警边界设计流程图。
图2所示为本发明下降率过大告警边界设计示意图。
图3所示为本发明直升机逃逸掉高示意图。
图4所示为本发明地形接近率过大告警边界设计示意图。
图5所示为本发明直升机逃逸爬升示意图。
图6所示为本发明起飞或复飞后掉高过大告警边界设计示意图。
图7所示为本发明直升机起飞后掉高示意图。
图8所示为本发明实施例模式1告警内边界示意图。
图9所示为本发明实施例模式2A告警边界示意图。
图10所示为本发明实施例模式2B告警边界示意图。
图11所示为本发明实施例模式3告警边界示意图。
图12所示为本发明实施例模式4A告警边界示意图。
图13所示为本发明实施例模式4B告警边界示意图。
图14所示为本发明实施例模式4C告警边界示意图。
图15所示为本发明实施例模式5告警边界示意图。
具体实施方式
本发明提出了一种直升机近地告警方法，下面结合附图对本发明提出的一种直升机近地告警方法进行详细说明。
根据FAA对GPWS告警的要求设计5种告警模式，即下降率过大告警、地形接近率过大告警、起飞或复飞后掉高过大告警、不安全超障高度告警和下滑道偏离过大告警。对于每一种告警模式，首先基于该直升机型号的基本设计参数(102)和性能参数(101)通过直升机性能分析程序(104)计算得到与直升机近地告警相关的主要性能指标(106)，如：最大下降率，经济速度，最大垂直下降率等以此作为设计告警边界的基础。根据上述获得的直升机性能指标中的关键数据作为将要建立的与直升机性能相关的告警边界的基准点(108)。在基准点所限制的告警范围内选取若干设计点，并分别计算每个设计点的告警边界值(109)，这些告警边界值可通过逃逸轨迹(105)中的逃逸掉高(107)和正常轨迹(105)中的撞地剩余时间(107)，并参照美国航空标准DO-309和TSO-194C中的规范要求(103)共同确定。由告警边界基准点、告警边界基准点所限制的告警范围内的设计点以及各个设计点处的告警边界值进行曲线拟合便可以得到完整的GPWS告警边界曲线(110)，进一步对上述通过曲线拟合得到告警边界进行简化和剪裁(111)，最终得到实用的基于直升机逃逸轨迹的GPWS告警边界(112)。系统工作时，GPWS通过串口通信获得来自大气数据计算机的直升机飞行参数，将这些飞行参数与告警边界相比较，若进入告警区域则触发该模式的告警。不同的告警模式之间以一定的顺序确定优先级关系，若多个告警模式同时触发告警，则优先给出优先级较高的告警模式的告警。附图1所示为GPWS告警边界设计流程图，具体包括以下步骤：
1)根据直升机型号获得与直升机近地告警相关的主要性能指标。主要的性能指标包括直升机最大下降率、起落架结构强度限制的最大垂直接地速度、经济速度、巡航速度、最大前飞速度。这些参数可由直升机厂商直接提供，也可以基于具体型号直升机的设计参数和性能参数建立性能分析程序求解得到。
2)根据步骤1)获得的相关性能指标设计模式1下降率过大的告警边界。GPWS告警模式一为下降率过大告警，防止直升机过快下降导致撞地事故。该模式主要的状态参数为无线电高度和下降率，由这两个参数确定的告警边界是告警判断的主要依据。附图2所示为下降率过大告警边界设计示意图。首先由直升机的特性参数确定两个告警基准点，即图中的201点和202点。201点所对应的下降率为直升机起落架结构强度限制的直升机最大垂直接地速度，202点所对应的下降率为直升机所能达到的最大的下降率，201点和202点共同确定了下降率的告警范围。直升机飞行过程中不同的下降率对应不同的逃逸轨迹，也对应着不同的逃逸掉高和逃逸时间。在201点至202点的下降率范围内，选取若干设计点(203、204、205、206、207点)，分别计算各个设计点处的逃逸掉高将其作为告警临界高度。附图3所示为直升机逃逸掉高的示意图，图中曲线301至302段为直升机逃逸轨迹，逃逸轨迹指的是直升机以当前飞行状态为基础采取一定的机动措施后的运动轨迹。从图中可以看出逃逸轨迹分为三个阶段：T1至T2为飞行员反应阶段，对应的反应时间为TR，直升机高度由h0降至h1。T2至T3为垂直减速阶段，下降率由HDOT0减为0，直升机高度由h1降至h2，该阶段的末端直升机达到最低点。T3至T4为爬升阶段，该阶段直升机运动状态由下降变为爬升。第一阶段和第二阶段统称为掉高阶段，这个阶段直升机下降的高度称为直升机逃逸掉高。逃逸掉高可以表示为：
从附图3中可以看出若直升机在h0高度处，系统给出告警，飞行员施加进行适当的逃逸机动直升机将能够安全逃逸，而不会发生撞地危险。因此以直升机逃逸掉高值作为下降率过大的告警临界值是合理。在附图2的各个设计点(203、204、205、206、207点)处，分别计算对应下降率的直升机逃逸轨迹，并进一 步计算得到逃逸掉高，作为该设计点处的告警临界值。然后将这些告警临界值进行曲线拟合得到告警边界曲线，最后为简化告警边界对告警边界曲线进行直线化处理得到最终的告警上边界。考虑到在低高度时无线电高度表的测量误差，告警下边界设为10英尺。告警上边界和告警下边界共同构成了最终的“下降率过大”告警边界。需要说明的是，模式1下降率过大告警边界分为内边界和外边界，告警外边界的设计流程与告警内边界完全一致，区别只在于反应时间较长，因此逃逸掉高更大，相应的告警临界值也更大。附图8所示为本发明实施例模式1告警内边界示意图。
3)根据步骤1)获得的相关性能指标设计模式2地形接近率过大的告警边界。GPWS告警模式2为地形接近率过大告警，主要是为了防止地形上升过快导致撞地事故。地形接近率过大告警根据直升机飞行阶段不同分为模式2A和模式2B。模式2A工作巡航阶段，模式2B工作在起飞和着陆阶段。模式2A主要的状态参数为无线电高度和地形接近率，由这两个参数确定的告警区域是告警判断的主要依据。附图4所示为基于逃逸轨迹的地形接近率过大告警边界设计示意图。首先由直升机的特性参数确定两个告警基准点，即图中的401点和402点。401点对应的地形接近率为直升机以一定角度下滑着陆所对应的地形接近率，402点对应的地形接近率为直升机可能达到的最大地形接近率。401点和402点共同确定了地形接近率的告警范围。在401点至402点的地形接近率范围内，选取若干设计点(405、406、407、408、409、410点)，分别计算各个设计点处的告警临界值。模式2A的告警临界值并不简单等于直升机逃逸掉高，实际上当直升机水平飞行或爬升飞行时并不存在逃逸掉高。假设直升机水平飞行，地形一定斜率上升，附图5所示为直升机逃逸爬升示意图。逃逸爬升分为两个阶段，T1至T2为飞行员反应阶段，对应的反应时间为TR，T2至T3为爬升阶段，若逃逸轨迹爬升角度等于地形坡度时直升机仍未撞地则认为直升机逃逸成功，直升机在该过程中增加的高度称为爬升高度h，L是直升机当前位置至直升机运动轨迹与上升地形相切处的水平距离。确保直升机逃逸成功的初始高度临界值即为模式2A的告警临界值，告警临界值可以表示为：
若直升机在高度处系统给出告警，将能够确保直升机逃逸成功，因此以该值作为模式2A告警临界值是合理的。在附图4的各个设计点(405、406、407、408、409、410点)处，分别计算对应地形接近率的直升机逃逸轨迹和爬升高度，并进一步计算作为该设计点处的告警临界值。然后将这些告警临界值进行曲线拟合得到告警边界曲线，最后为简化告警边界对告警边界曲线进行直线化处理得到最终的告警上边界。考虑到在低高度时无线电高度表的测量误差，告警下边界设为10英尺。告警上边界和告警下边界共同构成了最终的“地形接近率过大”告警边界。需要说明的是模式2A的告警上边界是随着空速动态变化的，因为对于相同的地形坡度，直升机空速越大地形接近率也越大，告警临界值也应相应增大。根据本文的计算结果，当空速小于直升机经济速度时告警上边界为575英尺(403)，当空速增加至直升机最大平飞速度时告警上边界线性增加至1250英尺(404)，若空速继续增加，告警上边界保持1250英尺不变。当直升机处于起飞阶段或着陆阶段时，模式2自动切换至模式2B。模式2B主要的状态参数也是无线电高度和地形接近率，但是为了减少起飞或着陆阶段的虚警模式2B的告警区域应小于模式2A，此外起飞着陆阶段无线电高度值常出现跳变的现象，同样为了减少虚警，模式2B的告警上边界设为300英尺，下边界设为100英尺。告警边界设计方法和模式2A相同。附图9所示为本发明模式2A告警边界示意图，附图10所示为本发明实施例模式2B告警边界示意图。
4)根据步骤1)设计模式3起飞或复飞后掉高过大的告警边界。GPWS告警模式三为起飞后掉高过大，主要是为了防止直升机在起飞或复飞阶段掉高过大导致撞地事故。起飞后掉高过大主要的状态参数为高度损失和无线电高度积分。但这两个参数并不能由传感器直接得到，而是由无线电高度、飞行时间、气压高度等参数计算得到。由这两个参数确定的告警区域是告警判断的主要依据。附图6所示为模式3告警边界设计示意图。首先确定两个告警基准点，即图中的601点和602点。601点所对应的高度损失为气压高度计的最大误差，602点所对应高度损失为直升机所允许的最大高度损失，601点和602点共同确定了高度损失的告警范围。在601点至602点的高度损失范围内，选取若干设计点(603、604、605、606、607、608点)，分别计算各个设计点处的告警临界值。附图7所示为直升机起飞后掉高示意图，直升机从706点起飞，从T1时刻(701)开始计算无 线电高度积分(无线电高度积分并不是从直升机起飞时刻开始计算，而是从直升机起落架收起时刻开始计算)。到达最高点702时的高度为h0，随后开始掉高。当直升机运动到图中703点时(即T3时刻)系统给出告警，随后的逃逸过程分为两个阶段，T3至T4为飞行员反应阶段，对应的反应时间为TR。T4至T5为垂直减速阶段，直升机高度降至h2，该阶段的末端直升机达到最低点。为保证直升机逃逸成功，直升机逃逸轨迹最低点的高度h2应不小于0，h2＝0所对应的703点高度为告警临界高度，对应的高度损失为：
hloss＝h0-h1 (c)
对应的无线电高度积分告警临界值可以表示为：
H(t)是无线电高度函数，在附图6的各个设计点(603、604、605、606、607、608点)处，分别计算对应高度损失hloss的直升机逃逸轨迹和逃逸掉高，并进一步计算无线电高度积分临界值S作为该设计点处的告警临界值。然后将这些告警临界值进行曲线拟合得到告警边界曲线，最后为简化告警边界对告警边界曲线进行直线化处理得到最终的告警边界。附图11所示为本发明实施例模式3告警边界示意图。
5)设计模式4不安全超障高度的告警边界。GPWS告警模式四为不安全超障高度告警，主要是为了防止直升机飞行高度较低导致撞地事故。模式4主要的状态参数为计算空速和无线电高度以及起落架形态。模式4包括3个子模式，分别为模式4A、4B、4C。模式4A工作在巡航或着陆阶段且起落架收起的情形下；模式4B工作在巡航或着陆阶段且起落架放下的情形下；模式4C工作在起飞阶段。附图12为本发明实施例模式4A告警边界示意图，告警上边界设为150英尺(1201)，该值与等于近地告警系统的最小安全高度。计算空速的告警最大值等于直升机最大飞行速度(1203)。以直升机着陆时决断点速度(1202)为界，计算空速大于该值时对地形进行告警，计算空速小于该值时对起落架进行告警。1201、1202、1203这三个特征数值共同确定了模式4A的告警边界。附图13为 本发明实施例模式4B告警边界示意图，告警上边界设为100英尺(1301)，该值等于直升机着陆时的决断高度。计算空速的告警最大值等于直升机最大飞行速度(1302)，为了减少虚警，无线电高度告警临界值随空速的增加线性变化，此处在空速80和120之间线性变化。附图14为本发明实施例模式4C告警边界示意图，模式4C工作在起飞阶段，防止起飞阶段由于地形上升引起的撞地事故，直升机起落架收起或空速大于50节将激活模式4C，模式4C是对模式2的补充。在起飞阶段定义一个高度滤波值，高度滤波值的大小等于直升机无线电高度的75％，因此模式4C告警上边界的斜率为0.75。随着无线电高度的增大，该高度滤波值也相应增大。当无线电高度减小时(这一点可由无线电高度变化率的极性判断得到)，高度滤波值保有其最大值并存储在系统中，随后若无线电高度进一步减小至小于该高度滤波值系统将触发告警。同模式2B一样为减少虚警，无线电高度滤波值的最大值设为300英尺的75％，即225英尺。
6)设计模式5下滑道偏离过大的告警边界。GPWS告警模式五为下滑道偏离过大告警，主要是为了防止直升机着陆阶段偏离下滑道过大导致撞地事故。模式5主要的状态参数为下滑道偏离度、无线电高度和下降率。为确保安全着陆，下滑道偏离度不得大于1.3dots(1501)，下降率为0时告警上边界设为500英尺(1502)，若下降率增大至2.5m/s，告警上边界也线性增加至1000英尺(1503)，当下降率进一步增加时告警上边界保持1000英尺不变。为了减少虚警，无线电高度小于150英尺时，可以允许较大的下滑道偏离度，不能大于2.7dots，告警下边界为50英尺。附图15为本发明实施例模式5告警边界示意图，图中1505部分对应的告警边界的方程为：y＝243-71.43x。模式5告警边界也分为告警内边界和告警外边界，告警内边界的设计流程与告警外边界类似，下滑道偏离度不得大于2dots，上边界设为300英尺，较大的下滑道偏离度不能大于3.4dots，下边界设为50英尺，图中1506部分对应的方程为：y＝293-71.43x。
7)撞地威胁判断。GPWS工作时，大气数据计算机通过串口通信提供告警判断所需的飞行参数，当系统状态穿过上述模式1-模式5的告警边界时，系统给出灯光告警和语音告警。为防止多个告警模式同时告警造成互相干扰，不同模式之间设定一定的优先级关系，当多个告警模式同时告警时以优先级较高的模式的告警为准。告警优先级参考美国航空标准TSO-C151b中的相关规定进行确定
下表所示为本发明各个模式告警优先级示意

Claims (9)

1.一种直升机近地告警方法，其特征在于，包括：
基于直升机参数，选取下降率过大告警、地形接近率过大告警、起飞或复飞后掉高过大告警、不安全超障高度告警和下滑道偏离过大告警在内的边界，及
触发不同告警边界时发出相应警报；
所述下降率过大告警边界的选取具体包括以下步骤：
步骤1.1，选取两个告警基准点，其中一基准点所对应的下降率为直升机起落架结构强度限制的直升机最大垂直接地速度，另一基准点所对应的下降率为直升机所能达到的最大的下降率；
步骤1.2，在两个基准点之间选取若干设计点，分别计算每一设计点处的逃逸掉高将其作为告警临界高度，所述每一设计点处的逃逸掉高其中h0为告警高度，h2为设定的飞行员在接到警告后反应一段时间TR后做出相应操作后直升机下降率减为0的下降高度；
步骤1.3，对告警临界高度进行曲线拟合得到告警边界曲线；
步骤1.4，对告警边界曲线进行直线化处理得的告警上边界；
步骤1.5，设定告警下边界；
改变设定的飞行员在接到警告后反应时间TR，获取不同TR下的下降率过大告警边界，且TR越大告警临界高度越大。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述地形接近率过大告警边界的选取包括直升机处于工作巡航阶段和直升机起飞着陆阶段形接近率过大告警边界的选取，两种模式下的选取步骤相同，但直升机空速设定不同，处于直升机起飞着陆阶段的空速低于直升机处于工作巡航阶段时的空速，具体包括以下步骤：
步骤2.1，选取两个告警基准点，其中一基准点所对应的地形接近率为直升机以一定角度下滑着陆所对应的地形接近率，另一基准点对应的地形接近率为直升机达到的最大地形接近率；
步骤2.2，在两个基准点之间选取若干设计点，分别计算各个设计点处的告警临界值L为直升机当前位置至直升机运动轨迹与上升地形相切处的水平距离，θ为地形斜率，h为直升机爬升未撞地所需要的最小爬升高度；
步骤2.3，对告警临界高度进行曲线拟合得到告警边界曲线；
步骤2.4，对告警边界曲线进行直线化处理得的告警上边界；
步骤2.5，设定告警下边界；
对于步骤2.5，直升机处于不同阶段告警下边界不同，直升机起飞着陆阶段告警下边界的设定大于直升机处于工作巡航阶段的告警下边界。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，对于直升机处于工作巡航阶段地形接近率过大告警上边界设定一阈值，所选取的地形接近率过大告警上边界不超过该阈值。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述起飞或复飞后掉高过大告警边界的选取具体包括以下步骤：
步骤3.1，选取两个告警基准点，一基准点所对应的高度损失为气压高度计的最大误差，另一基准所对应高度损失为直升机所允许的最大高度损失；
步骤3.2，在两个基准点之间选取若干设计点，分别计算无线电高度积分临界值S作为该设计点处的告警临界值，h(t)为无线电高度函数，T1为直升机起落架收起时刻，T2为直升机飞行至最高点时刻，T3为直升机位于告警高度的时刻；
步骤3.3，对告警临界高度进行曲线拟合得到告警边界曲线；
步骤3.4，对告警边界曲线进行直线化处理得的告警上边界；
所述步骤3.2，中T3选取满足飞行员在接到报警时作出反应的时间TR和做垂直减速操作时间之和内直升机未与地面撞击。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述不安全超障高度告警边界选取包括直升机工作在巡航或着陆阶段且起落架收起的情形、工作在巡航或着陆阶段且起落架放下的情形和工作在起飞阶段不安全超障高度告警边界选取，具体地
(1)直升机工作在巡航或着陆阶段且起落架收起情形不安全超障高度告警边界包括三个边界，分别为：近地告警系统的最小安全高度、直升机着陆时决断点速度和直升机最大飞行速度；
(2)直升机工作在巡航或着陆阶段且起落架放下情形的不安全超障高度告警边界包括直升机着陆时的决断高度和直升机最大飞行速度，其中无线电高度告警临界值随空速的增加线性变化；
(3)直升机工作在起飞阶段情形的不安全超障高度告警边界选取包括以下步骤：
步骤4.3.1，在起飞阶段定义一个高度滤波值，高度滤波值的大小等于直升机无线电高度的C％，以C％作为告警上边界的斜率，且上边界的最大值为无线电高度滤波值最大值的C％；
步骤4.3.2，设定告警下边界。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述下滑道偏离过大告警边界获取具体包括以下步骤：
步骤5.1，设定一下滑道偏离度为边界；
步骤5.2，设定告警上边界：当下降率为0设定一无线电高度作为告警上边界；设定下降率增加时的最大无线电高度作为下降率非0时的告警上边界；
步骤5.3，设定告警下边界。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，为了减少虚警，下滑道偏离过大告警边界在选取时，重新设定告警下边界的下滑道偏离度，并设定一无线电高度，在此高度以下，滑道偏离度随无线电高度线性变化，滑道偏离度随无线电高度线性变化的斜率作为边界斜率。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，改变下滑道偏离度，获取不同下滑道偏离度下的下滑道偏离过大告警边界。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，设定告警优先级。
CN201610347514.3A 2016-05-24 2016-05-24 一种直升机近地告警方法 Active CN105913694B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610347514.3A CN105913694B (zh) 2016-05-24 2016-05-24 一种直升机近地告警方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610347514.3A CN105913694B (zh) 2016-05-24 2016-05-24 一种直升机近地告警方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105913694A CN105913694A (zh) 2016-08-31
CN105913694B true CN105913694B (zh) 2018-09-04

Family

ID=56741544

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610347514.3A Active CN105913694B (zh) 2016-05-24 2016-05-24 一种直升机近地告警方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN105913694B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11827376B2 (en) 2022-04-19 2023-11-28 Honeywell International Inc. Enhanced ground proximity warning system that selectively operates in both a helicopter mode and a fixed-wing mode

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108238284A (zh) * 2017-12-29 2018-07-03 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机近地告警测试系统
CN108961844B (zh) * 2018-08-03 2021-06-18 中国航空工业集团公司雷华电子技术研究所 一种htaws系统告警后直升机预测规避轨迹生成方法
CN109545000B (zh) * 2018-11-09 2021-09-24 中国航空无线电电子研究所 前视地形告警边界计算方法
CN110069070B (zh) * 2019-05-08 2022-01-18 成都高威节能科技有限公司 一种提高大型飞机起飞过程安全性的方法
CN110930639B (zh) * 2019-10-30 2021-06-22 南京航空航天大学 直升机机载风切变报警系统及方法
CN111311968B (zh) * 2020-03-30 2021-06-04 中国人民解放军陆军航空兵学院陆军航空兵研究所 一种直升机近地告警方法和装置
CN113066316B (zh) * 2021-04-04 2022-10-21 中国电子科技集团公司第二十研究所 一种多功能人机交互近地告警控制板装置及交互方法
CN115440093A (zh) * 2022-07-15 2022-12-06 太原航空仪表有限公司 基于地形跟随模型的极限告警曲线计算方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0376987A1 (en) * 1988-01-21 1990-07-11 Sundstrand Data Control WARNING AND SHEAR WARNING SYSTEM FOR WIND SENSITIVE TO THE FLIGHT PATH OF AN AIRCRAFT.
CN102737525A (zh) * 2012-06-28 2012-10-17 上海交通大学 一种直升机地形感知与告警系统告警包线生成方法
CN104992587A (zh) * 2015-07-06 2015-10-21 南京航空航天大学 一种模拟仿真系统
CN105427379A (zh) * 2015-12-02 2016-03-23 上海航空电器有限公司 一种用于测试近地告警系统的飞行视景仿真系统

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0376987A1 (en) * 1988-01-21 1990-07-11 Sundstrand Data Control WARNING AND SHEAR WARNING SYSTEM FOR WIND SENSITIVE TO THE FLIGHT PATH OF AN AIRCRAFT.
CN102737525A (zh) * 2012-06-28 2012-10-17 上海交通大学 一种直升机地形感知与告警系统告警包线生成方法
CN104992587A (zh) * 2015-07-06 2015-10-21 南京航空航天大学 一种模拟仿真系统
CN105427379A (zh) * 2015-12-02 2016-03-23 上海航空电器有限公司 一种用于测试近地告警系统的飞行视景仿真系统

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
民机增强型近地告警仿真系统设计;赵永辉等;《现代电子技术》;20150215;第38卷(第4期);第1-4页 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11827376B2 (en) 2022-04-19 2023-11-28 Honeywell International Inc. Enhanced ground proximity warning system that selectively operates in both a helicopter mode and a fixed-wing mode

Also Published As

Publication number Publication date
CN105913694A (zh) 2016-08-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105913694B (zh) 一种直升机近地告警方法
US8346412B2 (en) Method and device for assisting an aircraft flight control during landing approach
CN106971632B (zh) 与能量管理有关的飞行器显示系统
CN105844972B (zh) 一种直升机前视地形告警方法
EP2654029B1 (en) Method for generating a flight display
US8145365B2 (en) Air navigation aid method and system making it possible to maintain vertical margins
CN101384972B (zh) 用于预测飞行器在着陆跑道上完全停止的可能性的方法和系统
KR101782460B1 (ko) 호버링이 가능한 항공기, 항공기 조종 보조 방법, 및 인터페이스
CN101425229B (zh) 用于减少错误taws预警并通过着陆通道的方法和装置
US10358232B2 (en) Detecting that a rotorcraft is approaching a vortex domain, and signaling that detection
US20070027588A1 (en) Aircraft flight safety device and method which are intended for an aircraft flying in instrument meteorological conditions and which are used independently of instrument flight infrastructure
EP3093622A1 (en) Flight deck display systems and methods for generating vertical speed alerts during steep approaches of rotary wing aircraft
CN106056979B (zh) 一种适用于直升机的防撞告警方法
WO2006137937A2 (en) Takeoff and landing performance indicator for fixed wing aircraft
RU2730814C2 (ru) Способ интеллектуальной информационной поддержки экипажа вертолета по высотно-скоростным параметрам и параметрам воздушной среды, окружающей вертолет, и устройство для его осуществления
EP2384973B1 (en) Systems and methods for adjusting landing gear alert envelope for offshore platforms and building-top landings
CN105679104B (zh) 一种机载前视地形预测和告警方法
WO2002039060A2 (en) Detecting a low performance takeoff condition for aircraft for use with ground proximity warning systems
EP1285228B1 (en) Apparatus, method and computer program product for helicopter enhanced ground proximity warning system
FI74251C (fi) System foer varning aot piloten foer en farlig flygprofil under manoevrering pao laog hoejd.
CN109839123A (zh) 前视预测告警技术中实时机动性能参数的确定方法
EP1739014B1 (en) Smart altitude callout for helicopters
Borodkin et al. Modern methods of preventing aircraft overrunning the runway
CN109545000B (zh) 前视地形告警边界计算方法
RU2397549C1 (ru) Способ предупреждения угрозы столкновения вертолета с наземными препятствиями

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant