CN106530840A - 一种基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器撞地防护方法研究领域，特别涉及一种基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法。飞行撞地威胁规避方法包括如下步骤：采用航空器六自由度模型预测飞机未来飞行轨迹，当从未来飞行轨迹判断飞机存在撞地威胁时，进行下一步骤；采用启发式搜索算法规划飞机的规避航迹，获得规划的规避轨迹，其中，包括启发式搜索算法中的约束条件以及惩罚条件的限定；将规划的规避轨迹转换成姿态角形式的操纵指标，以指导飞行员进行操作。本发明的基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法，能够提高告警的准确性，并引导飞行员进行合适的告警应对措施，既减轻了飞行员的操作负荷，又提高了飞机飞行的安全性、经济型、舒适性。

Description

一种基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法

技术领域

本发明涉及飞行器撞地防护方法研究领域，特别涉及一种基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法。

背景技术

航空飞行事故发生的重要原因之一是可控飞行撞地。可控飞行撞地是指飞机各部件处于完全正常的状态，并非因本身故障或者发动机失效等原因，而是由于机组在毫无觉察危险的情况下，操纵飞机撞山、坠地或飞入水中，从而造成飞机坠毁或严重损坏，出现人员伤亡的事故。

解决可控飞行撞地的通常做法之一是在机上安装近地告警设备。2007年1月1日，中国民航总局要求要求所有最大起飞重量超过5700kg或批准旅客座位数超过9座的涡轮发动机飞机，都应安装近地告警设备。近地告警设备可以基于对飞机当前飞行状态参数的监控，对于可能导致撞地的非正常状态给出警示。此外，近地告警设备还内置了地形数据库，为飞行员提供周边地形、障碍物的态势感知，给出对未来的碰撞预警。

美国Honeywell公司是世界最先进的近地告警设备研发厂商。迄今为止，Honeywell公司已开发了8大系列30多个规格的近地告警产品，装配4万余套设备于250余种大中小型固定翼、旋翼飞机，占领了国外军民用市场90％以上的份额。

通过查阅Honeywell公司各型近地告警设备的产品手册，《ProductSpecification for the Enhanced Ground Proximity Warning System》、《MK V and MKVII Enhanced Ground Proximity Warning System and Runway Awareness AdvisorySystem Pilot Guide》等，发现其产品对告警威胁的判断与指示存在一些不足，具体如下：

通过分析该产品的前视告警包络图及相关说明文字，可以看到其产品在进行撞地告警的预测中，仅使用了飞行航迹角、地速、垂直速度、经纬度，并未考虑剩余发动机推力、飞机三向加速度、横滚角等飞行参数，推断其告警危险判断的准确性存在一定不足。

并且，通过分析该产品的输出接口描述，发现其告警输出仅有简单的警示性告警语音(Terrain！Pull Up！)，以及红、黄两色告警指示灯的开关信号，并没有明确的飞行员操作指引，飞行员可能会进行不恰当的危险规避操作，轻视或者过度应对产品的告警，造成不必要的危险或者恐慌。

发明内容

本发明的目的是提供了一种基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法，以解决现有近地告警方法存在至少一个的问题。

本发明的技术方案是：

一种基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法，包括如下步骤：

步骤一、采用航空器六自由度模型预测飞机未来飞行轨迹，当从所述未来飞行轨迹判断飞机存在撞地威胁时，进行步骤二；

步骤二、采用启发式搜索算法规划所述飞机的规避航迹，获得规划的规避轨迹，其中

所述启发式搜索算法中的约束条件包括：

飞机的最大转弯角、飞机的最大爬升率、飞机的最大下降率、航迹距离以及飞行高度；

所述启发式搜索算法中的惩罚条件包括：

飞机距地形高度差、航迹距离、飞机剩余推力以及飞机纵向过载；

步骤三、将所述规划的规避轨迹转换成姿态角形式的操纵指标，以指导飞行员进行操作。

可选的，在所述步骤一中包括：

所述航空器六自由度模型将航空器视作一个质点，分析质点受力以及势能和动能的转化关系，建立如下全能量模型：

姿态运动方程组：

其中，为滚转角；θ为俯仰角；ψ为偏航角；p为滚转角速率；q为俯仰角速率；r为偏航角速率；

力方程组：

其中，X、Y、Z分别为机体系下X、Y、Z轴的外力；u、v、w分别表示X、Y、Z轴的飞行速度；

力矩方程组：

其中，L、M、N分别为机体系下X、Y、Z轴的外力矩；I_x、I_y、I_z分别为机体系下X、Y、Z轴的转动惯量；I_xz为机体系下的惯性积；

导航方程组：

其中，x_g、y_g为航迹速度；为高度变化率。

可选的，在所述步骤二中，采用所述启发式搜索算法中的稀疏A*算法，其中，当满足所述约束条件时，A*算法采用如下代价函数进行轨迹计算：

f(n)＝g(n)+h(n)；

其中，f(n)是整条规划轨迹的代价值，g(n)为从起始点到当前点n的代价值，h(n)为当前点n点到规划轨迹终点的代价值(预算值)；其中，代价值的计算公式为：

其中D_i为惩罚条件，w_i为惩罚因子。

可选的，在所述步骤三中，姿态角计算公式如下：

其中，[0,Δγ,Δχ]是当前位置与目标航迹点的偏差，[Δψ,Δθ,Δφ]为当前姿态角与目标姿态角的偏差。

发明效果：

本发明的基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法，能够提高告警的准确性，并引导飞行员进行合适的告警应对措施，既减轻了飞行员的操作负荷，又提高了飞机飞行的安全性、经济型、舒适性。

附图说明

图1是本发明基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法中角度转换关系图；

图2是本发明基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法中飞行员指示角度关系图；

图3是现有技术逻辑框图；

图4是本发明基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法逻辑框图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

下面结合附图1至图4对本发明基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法做进一步详细说明。

本发明提供了一种基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法，包括如下步骤：

步骤一、采用航空器六自由度模型预测飞机未来飞行轨迹，当从未来飞行轨迹判断飞机存在撞地威胁时，进行步骤二。

具体地，在上述步骤一中包括：

航空器六自由度模型将航空器视作一个质点，分析质点受力以及势能和动能的转化关系，建立如下全能量模型：

1)、姿态运动方程组：

其中，为滚转角；θ为俯仰角；ψ为偏航角；p为滚转角速率；q为俯仰角速率；r为偏航角速率；

2)、力方程组：

其中，X、Y、Z分别为机体系下X、Y、Z轴的外力；u、v、w分别表示X、Y、Z轴的飞行速度；

3)、力矩方程组：

其中，L、M、N分别为机体系下X、Y、Z轴的外力矩；I_x、I_y、I_z分别为机体系下X、Y、Z轴的转动惯量；I_xz为机体系下的惯性积；

4)、导航方程组：

其中，x_g、y_g为航迹速度；为高度变化率。

只要已知飞行器相关的特征参数，根据飞行高度h，马赫数Ma以及飞行状态，就可以确定力和力矩，从而可以应用上述12个方程求解飞行器在任何时刻的运动状态。

步骤二、采用启发式搜索算法规划飞机的规避航迹(规避上述威胁的航迹)，获得规划的规避轨迹；其中，启发式搜索算法中的约束条件包括飞机的最大转弯角、飞机的最大爬升率、飞机的最大下降率、航迹距离以及飞行高度。进一步，启发式搜索算法中的惩罚条件包括飞机距地形高度差、航迹距离、飞机剩余推力以及飞机纵向过载。

具体地，在上述步骤二中，采用启发式搜索算法中的稀疏A*算法。当触发告警后，根据飞机状态及地形信息规划未来航迹，采用改进的启发式搜索算法：稀疏A*算法，将飞机飞行约束考虑到搜索条件中，有效地修剪搜索算法中的无用节点，在提高搜索效率的同时获得最优规避航迹。

稀疏A*算法中，将所规划的环境以网格的形式进行表示，设定代价函数求解最小代价航迹。飞机所处的环境信息可以用网格表示，则根据约束条件，对当前位置可能到达的网格单元进行代价计算，然后选择最低代价的网格单元进入搜索空间，继续向下搜索并产生新的节点，直到到达目标位置。

民航飞机由于机动性，并需要考虑乘客乘坐的舒适性和经济性，因而在地形避撞航迹规划时，一般选择在二维垂直面内进行规避，但受限于发动机剩余推力等相关因素，文中考虑在一定航迹角度范围内的三维规避策略，满足民航飞机最大转弯角和最大爬升/下降角条件。

其中，当满足约束条件时，A*算法采用如下代价函数进行轨迹计算：

f(n)＝g(n)+h(n)；

其中，f(n)是整条规划轨迹的代价值，g(n)为从起始点到当前点n的代价值，h(n)为启发式函数，代表当前点n点到规划轨迹终点的代价值(预算值)。A*扩展在满足约束的网格单元中选取最小的f(n)，插入到可能的路径链表中；只要启发函数h(n)满足可接纳性条件，并且搜索图中存在可行解，则A*算法可获得最优解。

其中，代价值的计算公式为：

其中D_i为惩罚条件，w_i为惩罚因子。

规划初始阶段考虑搜索较优的轨迹，对各惩罚条件取较小的w值放宽约束，而在临近规划终点时，可以适当增大地形高度及航迹距离的惩罚因子的大小，解决规避导引的末端不能收敛于终点的问题，获得最优轨迹。

步骤三、将规划的规避轨迹转换成姿态角形式的操纵指标，以指导飞行员进行操作。

在获得预定的规避轨迹后，系统会给出飞行员操作提示，辅助飞行员进行规避操作，包含警告“Terrain！Pull Up！”及姿态角操作指示。飞机对飞行员操纵的响应有一定的延时，则需要根据飞机当前的位置及姿态实时地对给出操作指示指引飞行员对航迹进行修正。

飞机操纵指标为姿态角，由于飞行员要根据规划的航迹进行规避操作，因而需要将预订航迹上的航迹角转化为姿态角提供给飞行员进行指示。取固定时间T的航迹前视，则此时当前位置与目标航迹点的偏差为[0,Δγ,Δχ](不考虑滚转角)将航迹倾角转换到姿态角指示[Δψ,Δθ,Δφ]，飞行员实时操纵以响应姿态角，使飞机达到实际的目标响应角度。

具体地，在上述步骤三中，目标偏差对应的姿态角计算公式如下：

其中，[0,Δγ,Δχ]是当前位置与目标航迹点的偏差，[Δψ,Δθ,Δφ]为当前姿态角与目标姿态角的偏差。

如图2所示，在飞机获得正确的规避姿态后，系统解除指示及告警，但并不代表飞机此时已越过地形威胁，此时应保持姿态，并利用飞机进行规避机动前的平飞状态计算此时是否存在地形威胁，当预订航迹飞行结束时，应给飞行员提供指示“CLEAR，CLEAR”，此时飞行员恢复原始的平飞姿态。

本发明的基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法，能够提高告警的准确性，并引导飞行员进行合适的告警应对措施，既减轻了飞行员的操作负荷，又提高了飞机飞行的安全性、经济型、舒适性。并且，本发明可以应用于各型飞机的防撞告警设备，提供更准确的告警判断以及更人性化的告警指示。

具体地，相比现有技术，本发明能够降低23％的告警时间，减少30％飞行员操作时间，提高安全性34％。

图3是现有技术核心逻辑框图所示，图4是本发明改进的部分；参照图3和图4，本发明基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法的具体实施过程如下：

步骤一、预先配置飞机特性模型：

根据选定的选定飞机型号，预先设置飞机主要性能参数，用于后续计算，具体如下：

b：翼展、c_A：平均空气动力弦长、S_w：机翼面积、q：动压；

其中，气动参数计算方法下：

C_y＝0.0958(α+2.0845)

力和力矩的计算方法如下：

纵向力：F_X＝-qS_wC_x；滚转力矩：M_X＝bqS_wC_x；

法向力：F_Y＝qS_wC_y；偏航力矩：M_Y＝bqS_wC_y；

侧向力：F_Z＝qS_wC_z；俯仰力矩：M_Z＝c_AqS_wC_z。

步骤二、增加航电数据接口：

现有技术的输入数据为无线电高度、气压高度、升降速度、空速、迎角、航向、经纬度以及进近着陆时选定的跑道方位、下滑偏离、选定的决断高度、襟翼位置、起落架位置。本发明在此基础上，增加径向加速度、法向加速度、横滚角度、发动机剩余推力、参数。

现有技术的输出数据为告警指示语音标识、告警灯标识，在本发明此基础上增加单独的俯仰角引导数据输出接口至航电显示端，增加额外的告警语音指令至机组告警设备。

步骤三、改进地形威胁计算方法如下：

1)、采用基于航空器飞行模型和空气动力学模型的航迹预测算法计算未来1分钟内的飞行轨迹，相关计算公式见上文。

2)、加载地形数据库的高度值，并在此高度值上增加民航要求的地形保护净空。

3)、判断飞行路径是否可能低于保护净空，根据结果给出告警指示。

步骤四、采用A*算法进行最优路线计算：

产生告警后，选定航迹的起始点及航迹周围某一安全目标点作为终止点，开始航迹规划流程。

具体如下：

1)、将起始节点插入OPEN表中，将CLOSED表置空。

2)、根据约束条件过滤周围网格单元中不满足条件的点，按代价函数计算出代价最小的点作为当前节点，将其置入CLOSED表中。

3)、若当前节点与目标结点距离小于网格范围时，目标节点的父指针指向当前节点，航迹搜索过程结束。从目标点开始回溯，获得从起始点到目标点的最小代价路径。

4)、若不满足，则扩展当前节点，构造当前节点的扩展区，待扩展取得水平范围及垂直范围满足最大转弯角和爬升/下降条件，将扩展区分割为距离固定的区域，分别对区域内网格进行高度和航迹距离约束检验，符合条件后计算该网格对应的最小代价检验，获得最小代价节点。

5)、返回步骤3)。

步骤五、输出最优俯仰角指示，输出净空航迹指引，包括如下方法：

1)、进行一段距离的航迹前视，根据上文公式计算出操纵姿态角，将目标姿态角给到显示屏引导飞行员进行操作，并给出相应的语音提示“Climb Angle”。

2)、根据需要精确显示当前需要达到的角度，以供驾驶人员实时掌握飞机状态，对危险情况及时有效规避。

3)、当完成规划航迹的规避操纵后，应给飞行员提供指示“CLEAR，CLEAR”，此时飞行员恢复原始的平飞姿态。规避过程结束。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一、采用航空器六自由度模型预测飞机未来飞行轨迹，当从所述未来飞行轨迹判断飞机存在撞地威胁时，进行步骤二；

步骤二、采用启发式搜索算法规划所述飞机的规避航迹，获得规划的规避轨迹，其中

所述启发式搜索算法中的约束条件包括：

飞机的最大转弯角、飞机的最大爬升率、飞机的最大下降率、航迹距离以及飞行高度；

所述启发式搜索算法中的惩罚条件包括：

飞机距地形高度差、航迹距离、飞机剩余推力以及飞机纵向过载；

步骤三、将所述规划的规避轨迹转换成姿态角形式的操纵指标，以指导飞行员进行操作。

2.根据权利要求1所述的基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法，其特征在于，在所述步骤一中包括：

所述航空器六自由度模型将航空器视作一个质点，分析质点受力以及势能和动能的转化关系，建立如下全能量模型：

姿态运动方程组：

其中，为滚转角；θ为俯仰角；ψ为偏航角；p为滚转角速率；q为俯仰角速率；r为偏航角速率；

力方程组：

$X=m(\stackrel{\·}{u}+wq-vr)=F_x-mgsin\mathrm{\θ}$

$Y=m(\stackrel{\·}{v}+ur-wp)=F_y+mgcos\mathrm{\θ}sin\mathrm{\φ}$

$Z=m(\stackrel{\·}{w}+vp-uq)=F_z+mgcos\mathrm{\θ}cos\mathrm{\φ};$

其中，X、Y、Z分别为机体系下X、Y、Z轴的外力；u、v、w分别表示X、Y、Z轴的飞行速度；

力矩方程组：

$M=\stackrel{\·}{q}{I}_y+pr(I_x-I_z)+(p^2-r^2)I_{xz};$

$N=\stackrel{\·}{r}{I}_z-\stackrel{\·}{p}{I}_{xz}+pq(I_y-I_x)+{\mathrm{qrI}}_{xz};$

$L=\stackrel{\·}{p}{I}_x-\stackrel{\·}{r}{I}_{xz}+qr(I_z-I_y)-{\mathrm{pqI}}_{xz};$

其中，L、M、N分别为机体系下X、Y、Z轴的外力矩；I_x、I_y、I_z分别为机体系下X、Y、Z轴的转动惯量；I_xz为机体系下的惯性积；

导航方程组：

$\left[\begin{array}{c}{x}_g\\ y_g\\ -\stackrel{\·}{h}\end{array}\right]={\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\ψ}& \cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\ψ}& -\sin \mathrm{\θ}\\ (\sin \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\ψ}-\cos \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\ψ})& (\sin \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\ψ}+\cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\ψ})& \sin \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\θ}\\ (\cos \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\ψ}+\sin \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\ψ})& (\cos \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\ψ}-\sin \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\ψ})& \cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\θ}\end{array}\right]}^T\left[\begin{array}{c}u\\ v\\ w\end{array}\right];$

其中，x_g、y_g为航迹速度；为高度变化率。

3.根据权利要求1所述的基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法，其特征在于，在所述步骤二中，采用所述启发式搜索算法中的稀疏A*算法，其中，当满足所述约束条件时，A*算法采用如下代价函数进行轨迹计算：

f(n)＝g(n)+h(n)；

其中，f(n)是整条规划轨迹的代价值，g(n)为从起始点到当前点n的代价值，h(n)为当前点n点到规划轨迹终点的代价值；其中，代价值的计算公式为：

$J=\underset{i}{\Σ}\left(w_i{D}_i^2\right);$

其中D_i为惩罚条件，w_i为惩罚因子。

4.根据权利要求1所述的基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法，其特征在于，在所述步骤三中，姿态角计算公式如下：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}\mathrm{\φ}\\ \mathrm{\Δ}\mathrm{\θ}\\ \mathrm{\Δ}\mathrm{\ψ}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\γ}& 0& -\sin \mathrm{\γ}\\ \sin \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\ψ}& \cos \mathrm{\ψ}& \cos \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\ψ}\\ \sin \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\ψ}& -\sin \mathrm{\ψ}& \cos \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\ψ}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}0\\ \mathrm{\Δ}\mathrm{\γ}\\ \mathrm{\Δ}\mathrm{\χ}\end{array}\right];$

其中，[0,Δγ,Δχ]是当前位置与目标航迹点的偏差，[Δψ,Δθ,Δφ]为当前姿态角与目标姿态角的偏差。