CN109979247A

CN109979247A - 一种基于飞机飞行性能的近地告警方法

Info

Publication number: CN109979247A
Application number: CN201910314952.3A
Authority: CN
Inventors: 张京伟; 李彦涛
Original assignee: Xi'an Sid Radar Technology Co Ltd
Current assignee: Xi'an Sid Radar Technology Co Ltd
Priority date: 2019-04-18
Filing date: 2019-04-18
Publication date: 2019-07-05

Abstract

本发明公开了一种基于飞机飞行性能的近地告警方法，包括：步骤1：生成用于描述飞机最大爬升角和最大爬升角速率与近地告警阈值之间的对应关系的近地告警阈值表，并储存；步骤2：读取飞机当前最大法向过载系数，计算飞机当前最大爬升角和当前最大爬升角速率；步骤3：根据飞机当前最大爬升角和当前最大爬升角速率，通过近地告警阈值表得到对应的近地告警阈值；步骤4：将步骤3中的近地告警阈值用于告警计算，给出告警结果。将告警系统的告警阈值与飞机实时飞行性能耦合，可实现在保证告警成功率的同时，降低虚警率，提高系统综合告警性能。

Description

一种基于飞机飞行性能的近地告警方法

技术领域

本发明属于飞机近地告警系统领域，涉及一种基于飞机飞行性能的近地告警方法。

背景技术

近地告警系统(Ground Proximity Warning System，GPWS)是近年来广泛应用于军用和民用飞机的航电设备，其主要功能是判断飞机是否存在撞地危险，从而减少可控飞行撞地事故。当飞机存在撞地危险时，近地告警系统向机组人员提供告警指示，防止撞山坠地事故发生，有效提高飞行安全性。

传统的近地告警系统告警阈值设计，一般采用统计的方法将设计过程的随机因素通过概率分布函数计算转换为固定参数，通过调整概率分布函数参数得到符合系统总体告警性能要求的告警阈值。该告警阈值定型后预置于设备内部，用于近地告警计算。

但是在飞行过程中，飞机的飞行性能随自身重量、推力性能、升降系数随飞行高度、速度、马赫数、燃油率等参量的变化而变化，飞机所具备的逃逸能力也在实时变化。进而导致近地告警系统告警阈值也在变化，一直采用初始的告警阈值，系统会产生虚假报警，降低系统的综合告警性能。

发明内容

本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供一种基于飞机飞行性能的近地告警方法。

为达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：

一种基于飞机飞行性能的近地告警方法，包括以下步骤：

步骤1：生成用于描述飞机最大爬升角和最大爬升角速率与近地告警阈值之间的对应关系的近地告警阈值表，并储存；

步骤2：读取飞机当前最大法向过载系数，计算飞机当前最大爬升角和当前最大爬升角速率；

步骤3：根据飞机当前最大爬升角和当前最大爬升角速率，通过近地告警阈值表得到对应的近地告警阈值；

步骤4：将步骤3中的近地告警阈值用于告警计算，给出告警结果。

本发明进一步的改进在于：

步骤1的具体方法为：

通过马尔科夫状态转移矩阵模型或蒙特卡罗方法得到飞机不同的最大爬升角和最大爬升角速率对应的近地告警阈值，得到飞机最大爬升角和最大爬升角速率与近地告警阈值之间的对应关系，生成近地告警阈值表并储存。

步骤2的具体方法为：

步骤2-1：读取飞机当前最大法向过载系数；

步骤2-2：通过机载传感器设备获取飞机当前状态信息；根据飞机当前最大法向过载系数、飞机当前状态信息、飞机升阻极曲线和飞机发动机推力曲线得到飞机当前剩余推力、飞机当前升力和飞机当前阻力；

步骤2-3：根据飞机当前最大法向过载系数、飞机当前状态信息、飞机当前剩余推力、飞机当前升力和飞机当前阻力得到飞机当前最大爬升角和当前最大爬升角速率。

步骤2-2中机载传感器设备包括大气数据计算机、惯性导航系统、燃油测量系统以及襟翼起落架传感器。

步骤2-2中飞机当前状态信息包括飞机当前空速、飞机当前海拔高度、飞机当前马赫数、飞机当前加速度、飞机当前燃油率、飞机当前剩余油量和飞机当前型态。

步骤2-3中飞机当前最大爬升角θ的得到方法为：

其中：G为飞机当前重力，P为飞机发动机当前推力，通过发动机推力曲线得到；D为飞机当前阻力，通过式(2)得到：

D＝1/(2C_DρV²S_W) (2)

其中：ρ为飞机当前空气密度，V为飞机当前空速，S_W为飞机机翼面积；C_D为飞机当前阻力系数，根据飞机当前升力系数C_L和升阻极曲线得到；C_L通过式(3)得到：

C_L＝2L/(ρV²S_W) (3)

其中：L为飞机当前升力，通过式(4)得到：

L＝n_yG (4)

其中：n_y为飞机当前最大法向过载系数。

步骤2-3中飞机当前最大爬升角速率的得到方法为：

根据飞机动力学方程：

得到飞机当前最大爬升角速率ω：

其中：m为飞机质量；g为重力加速度。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

通过将近地告警方法分为预计算过程和实时计算过程，并在预计算过程中生成用于描述飞机最大爬升角和最大爬升角速率与近地告警阈值之间的对应关系的近地告警阈值表，在实时计算过程中，根据飞机当前最大法向过载系数和实时状态信息，计算飞机当前最大爬升角和当前最大爬升角速率，根据飞机当前最大爬升角和当前最大爬升角速率经过查近地告警阈值表，得到飞机当前的近地告警阈值，将该近地告警阈值直接用于告警计算，进而给出告警结果。将近地告警阈值与飞机实时飞行性能耦合，充分考虑了飞机在飞行过程中，飞机的飞行性能随自身重量、推力性能、升降系数随飞行高度、速度、马赫数、燃油率等参量的变化而变化的特性，可实现在保证告警成功率的同时，降低虚警率，提高告警系统综合告警性能。

进一步的，近地告警阈值计算采用基于马尔科夫状态转移矩阵模型，能够进行矩阵运算，提高计算效率，加速阈值收敛。

附图说明

图1为本发明的告警方法流程图；

图2为本发明的飞机飞行预测航迹图；

图3为本发明的拉升速率和撞地概率的仿真曲线图；

图4为本发明的不同爬升角的成功概率仿真曲线图；

图5为本发明的方法流程图；

图6为本发明的告警阈值计算过程流程图；

图7为本发明的规避轨迹状态转移原理示意图程图；

图8为本发明的无告警轨迹状态转移原理示意图；

图9为本发明的飞机升阻极曲线图；

图10为本发明的飞机发动机推力曲线意图；

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。

需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

下面结合附图对本发明做进一步详细描述：

参见图1，本发明一种基于飞机飞行性能的近地告警方法，包括以下步骤：

步骤1：通过马尔科夫状态转移矩阵模型或蒙特卡罗方法得到飞机不同的最大爬升角和最大爬升速率对应的近地告警阈值，得到飞机最大爬升角和最大爬升角速率与近地告警阈值之间的对应关系，生成近地告警阈值表并储存。

步骤2：读取飞机当前最大法向过载系数，计算飞机当前最大爬升角和当前最大爬升角速率；具体为：

步骤2-1：通过飞机仪表读取飞机当前最大法向过载系数；

步骤2-2：通过机载传感器设备获取飞机当前状态信息；根据飞机当前最大法向过载系数、飞机当前状态信息、飞机升阻极曲线和飞机发动机推力曲线得到飞机当前剩余推力、飞机当前升力和飞机当前阻力；其中，机载传感器设备包括大气数据计算机、惯性导航系统、燃油测量系统以及襟翼起落架传感器；飞机当前状态信息包括飞机当前空速、飞机当前海拔高度、飞机当前马赫数、飞机当前加速度、飞机当前燃油率、飞机当前剩余油量和飞机当前型态。

其中：飞机当前最大爬升角的具体计算方法为：

其中：θ为飞机当前最大爬升角，G为飞机当前重力且已知，P为飞机发动机当前推力，通过发动机推力曲线得到；D为飞机当前阻力，通过式(2)计算：

D＝1/2C_DρV²S_W (2)

其中：ρ为飞机当前空气密度，V为飞机当前空速，S_W为飞机机翼面积；C_D为飞机当前阻力系数，根据飞机当前升力系数C_L和升阻极曲线得到，C_L通过式(3)计算：

L＝1/2C_LρV²S_W (3)

其中：L为飞机当前升力，通过式(4)计算：

n_y＝L/G (4)

其中：n_y为飞机当前最大法向过载系数。

飞机当前最大爬升角速率的具体计算方法为：

根据飞机动力学方程：

得到飞机当前最大爬升角速率ω：

其中：m为飞机质量；g为重力加速度。

步骤3：根据飞机当前最大爬升角和当前最大法向过载系数，通过近地告警阈值表得到对应的近地告警阈值。

步骤4：将激活的近地告警阈值用于告警计算，给出告警结果。

下面详细论述本发明的核心思想和实现过程。

(一)核心思想

近地告警系统告警的基本原理是根据预测的航迹与地形轮廓是否产生交汇来判断，预测的航迹如图2所示。最小离地高度和的计算方法为：

其中：t_d为告警后延迟时间(包括飞行员反应延迟、响应延迟等)；θ₀为初始航迹倾角；θ为最大爬升角；ω为飞机拉升角速率；v为告警时刻的飞机速度；h₀为初始高度；n_y为飞机法向过载系数；h_min为最小离地高度。当h_min小于0时，航迹与地形轮廓产生交汇，即飞机与地形产生碰撞。n_y，θ为飞机拉升、爬升能力的体现，不同的飞行状态决定了不同的可用拉升、爬升能力，进而决定了不同的告警阈值T。设定ω为1度/秒、2度/秒、3度/秒和4度/秒，进行拉升角速率和撞地概率的仿真实验，仿真结果参见图3；设定最大爬升角为5度、6度、7度、8度、9度和10度；进行爬升角成功爬升概率的仿真实验，仿真结果参见图4。

不同拉升能力、爬升能力与近地告警阈值T的对应关系如表1所示：

表1近地告警阈值表

(二)实现过程

本发明的实现包括两个过程，即预计算过程和实时计算过程，其实现过程如图4所示。

预计算过程是根据飞机基本性能，将θ₁，n_y划分为若干值，计算出对应的近地告警阈值，并以表格形式存储于告警设备中。告警阈值计算采用基于马尔科夫状态转移矩阵模型进行设计，其基本计算过程如图6所示。

由于地形具有马尔可夫性，可将地形高度离散为马尔可夫链上的不同状态，飞机航迹经过这些状态点就是以状态转移概率进行状态转移的过程。所以求出状态转移矩阵即可求出航迹撞地概率，进而求出成功率、虚警率。在一定范围内以步长Δh将离地高度离散为n个状态，t时刻地形各高度状态之间的转移概率用状态转移矩阵可表示为：

p_ij(t)为t时刻，从i状态转移到j状态的概率，i,j∈(1,2,3…n)

通过y(t)＝T(t)T(t-1)…T(1)T(0),计算t时刻后的转移概率。

将概率密度函数：

定积分即可求出转移概率。

积分公式为：

在飞机飞行轨迹上，对于在轨迹线以下的状态定义为非碰撞态，对于在轨迹线以上的状态定义为碰撞态。当状态转移至碰撞态，状态吸收且不再向下转移，当前时刻碰撞概率为每个状态概率累加求和；当状态转移至非碰撞态，各状态继续向下转移，状态转移原理参见图7和图8，将地形按高度和距离两个维度，以一定步长(步长越长计算量越大，精度高；步长越短计算量小，精度低)离散为若干段。规定：地形高度高于飞机高度时，为碰撞态；地形高度低于飞机高度时，为非碰撞态。碰撞态标记为吸收态，该状态不再向后转移；非碰撞态继续向后转移，继续用高度判断后续的状态。所有吸收态累积求和，即得到飞机撞地概率。其中：Q为撞地概率，PZT表示碰撞态，NPZT表示非碰撞态。

实时计算过程主要包括传感器数据采集，数据计算。传感器数据采集包括采集空速、气压高度、马赫数、飞机形态和剩余油量。法向过载系数n_y由仪表读出，飞机自重G可根据仪表和固有数据计算得出。

飞机当前最大爬升角的具体计算方法为：

其中：θ为飞机当前最大爬升角，G为飞机当前重力且已知，P为飞机发动机当前推力，通过发动机推力曲线得到，发动机推力曲线参见图9，从图中可以看出发动机推力随飞机高度和空速的变化趋势；D为飞机当前阻力，通过式(2)计算：

D＝1/2C_DρV²S_W (2)

其中：ρ为飞机当前空气密度，V为飞机当前空速，S_W为飞机机翼面积；C_D为飞机当前阻力系数，根据飞机当前升力系数C_L和升阻极曲线得到，升阻极曲线参见图10，C_L为升力系数，Ma为马赫数，C_D为阻力系数，在不同的马赫数下，阻力系数与升力系数的对应曲线有所不同，C_L通过式(3)计算：

L＝1/2C_LρV²S_W (3)

其中：L为飞机当前升力，通过式(4)计算：

n_y＝L/G (4)

其中：n_y为飞机当前最大法向过载系数，由机载仪表提供数据。

飞机当前最大爬升角速率的具体计算方法为：

根据飞机动力学方程：

得到飞机当前最大爬升角速率ω：

其中：m为飞机质量；g为重力加速度。

计算出影响告警阈值的两个重要的飞行性能指标，再通过近地告警阈值表计算出对应的近地告警阈值，这样就能实现告警阈值与飞机飞行性能实时耦合。将告警系统的告警阈值与飞机实时飞行性能耦合，可实现在保证告警成功率的同时，降低虚警率，提高系统综合告警性能。

以上内容仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明权利要求书的保护范围之内。

Claims

1.一种基于飞机飞行性能的近地告警方法，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的基于飞机飞行性能的近地告警方法，其特征在于，所述步骤1的具体方法为：

3.根据权利要求1所述的基于飞机飞行性能的近地告警方法，其特征在于，所述步骤2的具体方法为：

步骤2-1：读取飞机当前最大法向过载系数；

4.根据权利要求3所述的基于飞机飞行性能的近地告警方法，其特征在于，所述步骤2-2中机载传感器设备包括大气数据计算机、惯性导航系统、燃油测量系统以及襟翼起落架传感器。

5.根据权利要求3所述的基于飞机飞行性能的近地告警方法，其特征在于，所述步骤2-2中飞机当前状态信息包括飞机当前空速、飞机当前海拔高度、飞机当前马赫数、飞机当前加速度、飞机当前燃油率、飞机当前剩余油量和飞机当前型态。

6.根据权利要求3所述的基于飞机飞行性能的近地告警方法，其特征在于，所述步骤2-3中飞机当前最大爬升角θ的得到方法为：

D＝1/(2C_DρV²S_W) (2)

C_L＝2L/(ρV²S_W) (3)

其中：L为飞机当前升力，通过式(4)得到：

L＝n_yG (4)

其中：n_y为飞机当前最大法向过载系数。

7.根据权利要求6所述的基于飞机飞行性能的近地告警方法，其特征在于，所述步骤2-3中飞机当前最大爬升角速率的得到方法为：

根据飞机动力学方程：

得到飞机当前最大爬升角速率ω：

其中：m为飞机质量；g为重力加速度。