CN112506227A - 一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统和方法 - Google Patents

一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统和方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112506227A
CN112506227A CN202011575243.XA CN202011575243A CN112506227A CN 112506227 A CN112506227 A CN 112506227A CN 202011575243 A CN202011575243 A CN 202011575243A CN 112506227 A CN112506227 A CN 112506227A
Authority
CN
China
Prior art keywords
airplane
return
aircraft
glide
angle
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.)
Granted
Application number
CN202011575243.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN112506227B (zh
Inventor
王立新
赵鹏
陆畅
雷昊睿
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.)
Beihang University
Chinese Flight Test Establishment
Original Assignee
Beihang University
Chinese Flight Test Establishment
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 Beihang University, Chinese Flight Test Establishment filed Critical Beihang University
Priority to CN202011575243.XA priority Critical patent/CN112506227B/zh
Publication of CN112506227A publication Critical patent/CN112506227A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112506227B publication Critical patent/CN112506227B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)

Abstract

本发明公开了一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统和方法，该系统包括全发失效判断子系统(100)、返航能力评估子系统(200)、返航阶段决策子系统(300)、返航指令自主生成子系统(400)。全发失效指飞机意外发生全部发动机失效后，进入的无动力下滑状态。全发失效判断子系统(100)根据发动机状态提示飞行员是否发生全发失效，然后返航能力评估子系统(200)根据飞机剩余的能量，筛选着陆场地，供飞行员进行最终决策。返航阶段决策子系统(300)和返航指令自主生成子系统(400)根据飞机距离着陆点的方位和飞行速度，实时自主生成飞机控制策略和飞行员应跟踪的状态指令，再通过屏显告知飞行员，辅助飞行员完成全发失效迫降任务。

Description

一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统和方法
技术领域
本发明涉及一种飞机辅助驾驶的方法，更具体地说，是一种民机发生全发失效后，辅助民机飞行员选取着陆场地、规划返航轨迹、提示控制策略和指令，并安全降落到选定着陆点的系统和方法。
背景技术
发动机失效，是指飞机在执行飞行任务时，由于机械故障、电子系统故障等原因引起的发动机停止工作、无法产生动力的状态。现代民机的无动力飞行存在有“四缺”的困难：缺动力、缺信息、缺时间、缺迫降场地。发动机失效后，飞机在气动阻力作用下将快速减速，使飞机的留空时间缩短；另一方面，此时提供能源的应急动力系统的供应时间是一定的，留给飞行员迫降着陆的时间非常有限。因此当发动机发生空中停车且无法重启时，需要尽快选择迫降场地并制定迫降航线，继而操纵飞机应急迫降。
制定返航航线时应争取获得最大的下滑距离以及尽量减少高度损失。由于发动机空中停车是随机的，飞机无动力飞行的初始高度和速度具有不确定性，当飞机距离跑道较近时，能量可能会过高，当距离跑道较远时，能量会相对不足，因此需在满足场地可达性和着陆安全性的前提下对飞机的能量进行管理，如采用S转弯、盘旋下降的策略消耗多余的能量，调整飞机到合适的能量状态，以满足安全迫降着陆的条件。
目前有人驾驶飞机在发动机空中停车后，一般依赖于飞行员和空管人员的个人经验进行应急着陆场的选择及下滑操纵，全发失效迫降的成功与否受飞行员的心理素质和驾驶技能的影响很大，迫切需要自动化的设计方法为飞行员实时提供辅助决策支持。如果能够通过飞机高度和速度自动筛选迫降场地，然后对返航迫降航迹进行实时规划，并将控制策略和需要控制的参数指令实时提供给飞行员，辅助飞行员完成整个无动力应急着陆过程，则可以使飞机以合适的能量和飞行姿态接近着陆场地，保证民机飞行安全，提升全发失效迫降的成功率。
发明内容
本发明的目的是在民机发生全发失效后，自动筛选应急着陆场地、根据选取的着陆点自主规划返航航迹、实时生成控制策略，从而辅助飞行员决策，安全完成返航迫降着陆任务，提高全发失效迫降的成功率。
为此目的，本发明的一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统，该系统包括了全发失效判断子系统(100)、返航能力评估子系统(200)、返航阶段决策子系统(300)、返航指令自主生成子系统(400)。所述返航能力评估子系统(200)包括基于飞机状态的返航能力评估单元(201)和基于着陆点的返航能力评估单元(202)。所述方法显著特点在于以自动和重复的方式实施下述一系列连续步骤：
步骤一：全发失效判断子系统(100)根据飞机油门位置、发动机实际转速、航迹倾角，判断飞机是否发生全发失效，处于无动力滑行阶段；
步骤二：返航能力评估子系统(200)中的基于飞机状态的返航能力评估单元(201)，根据飞机的实时高度和速度，评估飞机保持无动力滑行状态，能够达到的最远距离；再以飞机当前位置为圆心、最远距离为半径，得到一个飞机可以到达的圆形区域；圆形区域内的机场或迫降场地，均可作为备选的着陆区域提供给飞行员；
步骤三：飞行员在备选的着陆区域中选取一个作为着陆点，并通过机载交互界面输入到基于着陆点的返航能力评估单元(202)中；
步骤四：基于着陆点的返航能力评估单元(202)以着陆点为坐标原点，建立返航坐标系，并根据飞机方位自主规划飞机的返航航迹；并根据规划的返航航迹重新评估飞机的剩余能量是否能够返航。若能够返航，则将规划的返航航迹输入到返航阶段决策子系统(300)中；若不能返航，则取消该着陆区域的备选资格，重复步骤三；
步骤五：返航阶段决策子系统(300)根据飞机相对着陆点的位置和方向，实时判断飞机当前所处的返航阶段。返航阶段一般包含三个，分别是：航向调整段、盘旋下降段和进场着陆段。其中，航向调整段分为转弯和接近二个子阶段；进场着陆段分为浅下滑、陡下滑和拉平段三个子阶段；
步骤六：返航阶段决策子系统(300)将飞机所处阶段的逻辑值，输入到返航指令自主生成子系统(400)中，根据各阶段对应的控制策略，告知飞行员需要控制的飞机状态量；再根据飞机的位置或速度，实时解算状态量指令，并告知飞行员；
步骤七：飞行员操纵飞机跟踪状态量指令，即可完成无动力应急迫降任务。
本发明的优点在于：
①本发明的一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统能够在民机意外发生全部发动机失效的情况下，自动评估飞机的返航能力，并筛选出可行的着陆区域，给飞行员提供辅助决策信息；
②本发明的一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统可以自主生成返航航迹，即预测飞机的返航轨迹，便于地面塔台指挥其他飞行器进行避让。
③本发明的一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统可以实时判断飞机所处的飞行阶段，进而生成控制策略和目标状态，并提供给飞行员，辅助飞行员完成返航过程中精确航迹跟踪任务，对于减小损失、安全迫降具有重要意义。
④本发明的一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统只向飞行员提供控制策略，而不直接参与飞机控制，符合我国2018年发布的《中华人民共和国民用航空法》中规定“机长享有最终决定权”的基本原则，保证了飞行安全。
附图说明
图1为本发明所述一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统结构框图。
图2为本发明所述基于飞机状态的返航能力评估原理的示意图。
图3为本发明所述最长下滑距离优化参数的计算流程示意图。
图4为本发明所述最长下滑距离数字虚拟飞行的人机闭环模型结构框图。
图5为本发明所述基于着陆点的返航能力评估原理的示意图。
图6为本发明所述返航阶段的示意图。
图7为本发明所述实施例1的无动力返航三维航迹规划图。
图8为本发明所述实施例1的无动力返航的运动参数时间历程曲线。
具体实施方式
下面将结合附图和实施例对本发明做进一步的详细说明。
如图1所示，本发明的一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统，该系统包括全发失效判断子系统100、返航能力评估子系统200、返航阶段决策子系统300、返航指令自主生成子系统400。
全发失效判断子系统100
在全发失效判断子系统100中，本发明的一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统根据飞机实时的油门位置、发动机实际转速、航迹倾角等信息，对是否发生全发失效进行判断，其判别式可以表示为：
Figure BDA0002863497960000041
Eef为全发失效判定的逻辑值，取1时代表发生全发失效，并保持为1；取0时代表飞机未发生全发失效；
γ为飞机航迹角；
γlim为航迹角的阈值，根据飞机无动力滑行的最大航迹角确定；
Figure BDA0002863497960000042
为发动机实际转速，上标“inum”代表发动机编号，则inum＝1,2,…；
Figure BDA0002863497960000043
为驾驶员的油门位置指令；
Figure BDA0002863497960000044
为根据驾驶员油门位置指令得到的理论转速值，上标“inum”代表发动机编号，则inum＝1,2,…；
kklim％为转速的比例阈值，可以取为50％。
全发失效后，公式(1)可以解释为：飞机下滑角超过阈值；全部发动机实际转速N下降，小于kklim％的理论转速
Figure BDA0002863497960000045
若上述条件同时满足时，则判定发生全发失效；否则，未发生全发失效。
返航能力评估子系统200
本发明中，返航能力评估子系统(200)包括基于飞机状态的返航能力评估单元(201)和基于着陆点的返航能力评估单元(202)。
基于飞机状态的返航能力评估单元201
基于飞机状态的返航能力评估单元(201)，根据飞机的离地高度和速度，评估飞机保持无动力滑行状态，能够达到的最远距离，记为最远可达距离Rable；再以飞机当前位置为圆心、最远可达距离Rable为半径，得到一个飞机可以到达的圆形区域；圆形区域内的机场或迫降场地，均可作为备选的着陆区域提供给飞行员，如图2所示。
本发明中，最远可达距离Rable的计算分为二个步骤。
步骤A：基于分段优化的方法计算，在指定高度下使飞机获得最长下滑距离的状态参数，包括飞行速度、航迹角等。如图3所示，具体计算步骤为：
(A)确定高度从Hef到地面的分割
高度的分割方法会直接影响最长下滑距离的精确性：分割得越精细，计算结果越精确；但过于精细会严重影响计算效率。本发明中高度分割步长的基本原则为：在高空，飞机的升阻特性和速度随高度变化较剧烈，可选择较小的分割步长；在低空，飞机的升阻特性和速度随高度变化缓慢，可选择较大的分割步长。根据高度步长ΔH，可将Hef分割为一个高度序列：
{Hk|Hk＝Hef-ΔH·(k-1)，k＝1,2,...} (2)
Hef为全发失效时的飞机飞行高度；
Hk为高度序列；
k代表高度序列的编号；
ΔH为高度步长。
(B)飞行速度的初步搜索
高度越高，最大升阻比Kmax对应的速度越大。因此，飞行速度采用降序排列进行最优速度搜索，马赫数序列可表示：
{Mai|Mai＝1.1-0.1i，i＝1,...,9} (3)
Mai为初步搜索的马赫数序列；
i代表初步搜索的马赫数序列的编号。
对每个高度Hk，分别计算飞机以Mai的马赫数稳定下滑时的迎角αi、升降舵偏角δi、航迹倾角γi、速度Vi和升阻比Ki。设下标n对应的状态参数为初步搜索结果，则取初步最优下滑马赫数Man时满足：
Figure BDA0002863497960000051
Kn为初步最优下滑马赫数Man对应的升阻比；
Kn-1为初步最优下滑马赫数Man减去0.1对应的升阻比；
Kn为初步最优下滑马赫数Man加上0.1对应的升阻比。
计算得到Man后，不必再搜索{Mai|i＝n+2,...,9}等马赫数。
(C)飞行速度的精确搜索
以初步最优下滑马赫数Man为基准，取临近的马赫数Man+＝Man+0.01和Man-＝Man－0.01。分别计算Man+和Man-的马赫数下，飞机稳定下滑的迎角αn+和αn-、升降舵偏角δn+和δn-、航迹倾角γn+和γn-、速度Vn+和Vn-，以及升阻比Kn+和Kn-。然后，判断精确搜索的方向，分为以下三种情况：
①当Kn+＞Kn＞Kn-时，应向Man+方向搜索。建立精确搜索序列为：
Figure BDA0002863497960000061
Figure BDA0002863497960000062
为精确搜索的马赫数序列；
j代表精确搜索的马赫数序列的编号；
Man为初步最优下滑马赫数。
分别计算以
Figure BDA0002863497960000063
的马赫数稳定下滑的迎角
Figure BDA0002863497960000064
升降舵偏角
Figure BDA0002863497960000065
航迹倾角
Figure BDA0002863497960000066
速度
Figure BDA0002863497960000067
和升阻比
Figure BDA0002863497960000068
设下标m对应的状态参数为精确的最优解，则取精确最优下滑马赫数
Figure BDA0002863497960000069
时满足：
Figure BDA00028634979600000610
Figure BDA00028634979600000611
为精确最优下滑马赫数Mam对应的升阻比；
Figure BDA00028634979600000612
为精确最优下滑马赫数Mam减去0.01对应的升阻比；
Figure BDA00028634979600000613
为精确最优下滑马赫数Mam加上0.01对应的升阻比。
②当Kn-＞Kn＞Kn+时，应向Man-方向搜索。建立精确搜索序列为：
Figure BDA00028634979600000614
与情况①方法相同，分别计算以
Figure BDA00028634979600000615
的马赫数下稳定下滑的迎角
Figure BDA00028634979600000616
升降舵偏角
Figure BDA00028634979600000617
速度
Figure BDA00028634979600000618
航迹倾角
Figure BDA00028634979600000619
和升阻比
Figure BDA00028634979600000620
则取精确最优下滑马赫数
Figure BDA00028634979600000621
时满足式(6)。
③当Kn＞Kn-且Kn＞Kn+时，令
Figure BDA00028634979600000622
(D)最优下滑参数的确定
计算得到
Figure BDA00028634979600000623
后，最优下滑各状态参数为：
Figure BDA00028634979600000624
Maopt为最优下滑马赫数；
Figure BDA00028634979600000625
为精确最优下滑马赫数；
αopt为最优下滑迎角；
Figure BDA0002863497960000071
为
Figure BDA0002863497960000072
对应的迎角；
δopt为最优下滑时的升降舵偏角指令；
Figure BDA0002863497960000073
为
Figure BDA0002863497960000074
对应的升降舵偏角指令；
γopt为最优下滑航迹倾角；
Figure BDA0002863497960000075
为
Figure BDA0002863497960000076
对应的航迹倾角；
Vopt为最优下滑速度；
Figure BDA0002863497960000077
为
Figure BDA0002863497960000078
对应的速度；
Kopt为最优下滑升阻比；
Figure BDA0002863497960000079
为
Figure BDA00028634979600000710
对应的升阻比。
特别地，随着高度降低，最优下滑速度Vopt也随之降低。因此，当确定了某一高度Hk的最优下滑马赫数Maopt后，再计算下一个高度Hk+1的最优下滑速度时，可由高度Hk的Maopt开始向低马赫数搜索，提高计算效率。
最终，得到了不同高度Hk对应的最优下滑速度Vopt(Hk)。再通过线性差值，得到不同高度下连续的最优下滑速度Vopt(H)。
步骤B：采用基于数字虚拟飞行的仿真方法，根据分段优化的状态参数，对无动力下滑过程进行数值仿真计算，从而得到飞机最远可达距离Rable，具体步骤为：
(A)建立人机闭环仿真模型
通过建立飞机动力学模型、数字驾驶员操纵模型，可以构建最长下滑距离数字虚拟飞行仿真系统，如图4所示。图4中数字驾驶员通过控制速度，实现最长下滑距离的飞行任务。
Vc为升降舵通道的数字驾驶员操纵指令，取为步骤A中连续的最优下滑速度Vopt(H)；
θ为飞机俯仰角；
γ为飞机航迹角；
YPV为速度环的数字驾驶员操纵模型，采用比例增益形式；
YPγ为航迹环的数字驾驶员操纵模型，采用比例增益形式；
YPθ为姿态环的数字驾驶员操纵模型，采用比例增益形式；
δ为解算的飞机升降舵偏转指令。
(B)数值仿真计算最远滑行距离Xopt(H)
飞机初始高度为Hef，初始速度为步骤一中Hef对应的最优下滑速度Vopt。设置飞机模型的发动机推力为0N。通过数字驾驶员操纵飞机跟踪速度指令Vc，完成无动力下滑任务，得到不同高度H对应的飞机最远滑行距离Xopt(H)。
(C)计算最远可达距离Rable
根据飞机实时高度和速度，可以得到飞机的最远可达距离Rable，计算公式为：
Figure BDA0002863497960000081
Rable为飞机的最远可达距离；
HEN为飞机能量高度；
Xopt(HEN)为飞机能量高度对应的飞机最远滑行距离；
h为飞机实时海拔高度；
V为飞机实时空速；
Vopt为最优下滑速度；
g为重力加速度；
ε为能量转换效率，若V＜Vopt，可取为1.5；若V≥Vopt，可取为0.5。
基于着陆点的返航能力评估单元202
受到返航着陆机场的地形高度、返航机场跑道方向等因素影响，返航航迹一般为曲线，而不是飞机当前位置和着陆点之间的最短距离。因此，根据最远可达距离Rable选出的备降机场，实际情况下飞机可能无法到达。需要根据飞行员选取的迫降机场，建立返航坐标系；根据飞机方位自主规划飞机的返航航迹，如图5所示；再根据规划的返航航迹重新评估飞机的剩余能量是否能够返航。
返航航迹的规划步骤为：
步骤一：基于着陆点，建立返航坐标系。
设返航坐标系的原点O位于着陆点，x轴指向跑道进场方向，z轴垂直地面向上，y轴垂直于进场方向，符合右手定则。
如图5所示，已知在A处识别出飞机全发失效，坐标为(xA,yA,Hef)；飞机航向角为χ，即为速度矢量
Figure BDA0002863497960000082
在平面Oxy上的投影与x轴的夹角；Ob和Oc为盘旋圆柱的圆心，坐标为(xb,-Rb,0)和(xb,Rb,0)；D处为盘旋圆柱与跑道延长线的切点，坐标为(xb,0,0)。
步骤二：计算返航轨迹
如图5所示，返航航迹由A、B、C、D、O等五个关键点组成。其中，AB和CD为圆弧，其半径分别为Ra和Rb；BC和DO为直线段，则各段的长度计算步骤如下：
(A)计算Oa点坐标(xa,ya)
Oa为转弯圆柱的圆心，与速度矢量
Figure BDA0002863497960000091
相切；且点A在转弯圆柱上，得到方程组：
Figure BDA0002863497960000092
xa和ya为转弯圆柱的圆心Oa在返航坐标系中的坐标；
χ为飞机在返航坐标系中的实时航向角；
xA和yA为点A在返航坐标系中的坐标；
Ra为圆弧AB的半径。
联立公式(10)中的方程组，求解得到：
Figure BDA0002863497960000093
xa和ya为转弯圆柱的圆心Oa在返航坐标系中的坐标；
χ为飞机在返航坐标系中的实时航向角；
xA和yA为点A在返航坐标系中的坐标；
Ra为圆弧AB的半径。
(B)计算线段BC的长度
设Ra等于Rb，则有线段BC等于线段Oa Ob的长度，写为：
Figure BDA0002863497960000094
xa和ya为转弯圆柱的圆心Oa在返航坐标系中的坐标；
xb为盘旋圆柱的圆心Ob在返航坐标系中的坐标；
Rb为圆弧CD的半径。
(C)计算圆弧AB和CD的长度
设Ra等于Rb，则圆弧AB和CD的长度和为：
Figure BDA0002863497960000095
Rb为圆弧CD的半径；
χ为飞机在返航坐标系中的实时航向角。
(D)则返航轨迹的水平距离XRange为：
Figure BDA0002863497960000101
Rb为圆弧CD的半径；
χ为飞机在返航坐标系中的实时航向角。
xa和ya为转弯圆柱的圆心Oa在返航坐标系中的坐标；
xb为盘旋圆柱的圆心Ob在返航坐标系中的坐标。
步骤三：评估返航能力
Figure BDA0002863497960000102
Eable为返航能力评估的逻辑值，取1时代表可以返航，并保持为1；取0时代表不能返回指定着陆点；
HEN为飞机能量高度；
Hground为指定着陆点的海拔高度；
Xopt(HEN)为飞机能量高度对应的飞机最远滑行距离；
Xopt(Hground)为着陆点海拔高度对应的飞机最远滑行距离；
XRange为返航轨迹的水平距离。
返航阶段决策子系统300
返航阶段决策子系统(300)根据飞机相对着陆点的位置和方向，实时判断飞机当前所处的返航阶段。返航阶段一般包含三个大阶段，可以再细分为六个下阶段，如图6所示，下面按照时间顺序介绍其决策逻辑：
(A)航向调整段——转弯：
该阶段对应图6中的
Figure BDA0002863497960000103
段，其轨迹近似为以Ra为半径，与速度矢量
Figure BDA0002863497960000104
相切的圆弧。当识别出全发失效后，立即进入该阶段。因此，进入该阶段的标志为Eef＝1，Eef为全发失效判定的逻辑值。
(B)航向调整段——接近：
该阶段对应图6中的直线段BC，为飞机沿盘旋圆柱切线接近盘旋圆柱的过程。该线段的方向角为λ，计算公式为：
Figure BDA0002863497960000111
λ为直线段BC的方向角；
xa和ya为转弯圆柱的圆心Oa在返航坐标系中的坐标；
Rb为圆弧CD的半径；
xb为盘旋圆柱的圆心Ob在返航坐标系中的坐标。
转弯阶段结束后立即进入该阶段，进入的标志为Eapp＝1，进入接近段的逻辑值Eapp可以表示为：
Figure BDA0002863497960000112
Eapp为进入接近段的逻辑值，Eapp取1后，一直保持为1；
Eef为全发失效判定的逻辑值；
χ为飞机在返航坐标系中的实时航向角；
λ为直线段BC的方向角。
(C)盘旋下降段：
该阶段对应图6中的
Figure BDA0002863497960000113
段，为飞机沿着以Rb为半径的圆柱盘旋下降的过程。航向调整段结束后，立即进入该阶段。其开始的标志为飞机与盘旋圆柱相切，逻辑值Ehov表示为：
Figure BDA0002863497960000114
Ehov为进入盘旋下降段的逻辑值，Ehov取1后一直保持为1；
Eef为全发失效判定的逻辑值；
Eapp为进入接近段的逻辑值；
x和y代表飞机在返航坐标系中的实时坐标；
xa和ya为转弯圆柱的圆心Oa在返航坐标系中的坐标；
xb为盘旋圆柱的圆心Ob在返航坐标系中的坐标；
Rb为圆弧CD的半径。
(D)进场着陆段——浅下滑：
该阶段对应图6中的直线段EF，为飞机沿跑道进场方向，以最小下滑角下滑的阶段。盘旋下降段结束后，立即进入该阶段。其开始的标志为飞机朝向进场方向，且飞机高度进入图6的中部白色区域代表的终止盘旋区域，逻辑值Ess表示为：
Figure BDA0002863497960000121
Ess为进入浅下滑段的逻辑值，Ess取1后一直保持为1；
Eef为全发失效判定的逻辑值；
Eapp为进入接近段的逻辑值；
Ehov为进入盘旋下降段的逻辑值；
χ为飞机在返航坐标系中的实时航向角；
hrad为飞机无线电高度；
Hup为终止盘旋区域的上边界。
(E)进场着陆段——陡下滑：
该阶段对应图6中的直线段FG，为飞机沿跑道进场方向，以最大下滑角下滑的阶段。浅下滑阶段结束后，立即进入该阶段。其开始的标志为飞机航迹穿越图6中下滑道上边界，逻辑值Ecs表示为：
Figure BDA0002863497960000122
Ecs为进入陡下滑段的逻辑值，Ecs取1后一直保持为1；
Eef为全发失效判定的逻辑值；
Eapp为进入接近段的逻辑值；
Ehov为进入盘旋下降段的逻辑值；
Ess为进入浅下滑段的逻辑值；
hrad为飞机无线电高度；
x和y代表飞机在返航坐标系中的实时坐标；
γup为最大下滑角。
(F)进场着陆段——拉平：
该阶段对应图6中的圆弧
Figure BDA0002863497960000123
段，为飞机以1.2的过载拉平的过程。陡下滑阶段结束后，立即进入该阶段。其开始的标志为飞机无线电高度为拉平高度，逻辑值Eflare表示为：
Figure BDA0002863497960000131
Eflare为进入拉平段的逻辑值，Eflare取1后一直保持为1；
Eef为全发失效判定的逻辑值；
Eapp为进入接近段的逻辑值；
Ehov为进入盘旋下降段的逻辑值；
Ess为进入浅下滑段的逻辑值；
Ecs为进入陡下滑段的逻辑值；
hrad为飞机无线电高度；
Hflare为拉平高度。
返航指令自主生成子系统400
返航指令自主生成子系统(400)根据六个逻辑值Eef、Eapp、Ehov、Ess、Ecs和Eflare判断飞机所处阶段，并根据各阶段对应的控制策略，告知飞行员需要控制的飞机状态量；再根据飞机的位置或速度，实时解算状态量指令，并告知飞行员。下表按照时间顺序介绍其控制策略和指令：
表1各阶段控制策略和指令
Figure BDA0002863497960000132
表1中陡下滑阶段的高度指令hc表示为：
hc＝|x|/tanγup(22)
hc为陡下滑阶段的高度指令；
x和y代表飞机在返航坐标系中的实时坐标；
γup为最大下滑角。
表1中φopt为最优盘旋下滑滚转角，一般取值范围为45°～60°。
表1中航向调整段的侧向偏差
Figure BDA0002863497960000141
表示为：
Figure BDA0002863497960000142
Figure BDA0002863497960000143
为航向调整段的侧向偏差；
λ为直线段BC的方向角；
x和y代表飞机在返航坐标系中的实时坐标；
xa和ya为转弯圆柱的圆心Oa在返航坐标系中的坐标；
Rb为圆弧CD的半径；
xb为盘旋圆柱的圆心Ob在返航坐标系中的坐标。
表1中进场着陆段的侧向偏差
Figure BDA0002863497960000144
表示为：
Figure BDA0002863497960000145
Figure BDA0002863497960000146
为进场着陆段的侧向偏差；
x和y代表飞机在返航坐标系中的实时坐标。
实施例1
利用本发明完成一次飞机发动机全发失效后的迫降任务。飞机初始海拔高度为2400m，速度为130m/s，飞机航迹偏角为56°；目标机场海拔高度为370m，跑道进场方向角为14°；飞机初始位置距离目标着陆点的水平相对距离为23.5km。地面模拟器飞行试验开始7s后，关闭全部发动机，模拟全发失效。仿真结果如图7和图8所示。
试验开始7s后，发生全发失效，飞机进入无动力滑翔阶段。7.2s时辅助系统中全发失效判断子系统(100)识别出飞机全发失效，逻辑值E1变为1。
根据飞机的当前方位和着陆点位置，返航能力评估子系统(200)完成返航航迹规划，如图7所示。由于此时飞机能量高度HEN较大，满足式(14)，因此判定为可以返回指定着陆机场，逻辑值Eable取1。
在t＝7～150s之间，飞机处于航向调整段。驾驶员操纵驾驶杆跟踪速度指令，速度指令可根据飞机高度对应的最优速度Vopt得到。由图8可见，飞机以最小下滑角滑行，并缓慢减速。t＝7～20s时，飞机为转弯段，驾驶员操纵飞机协调滚转。t＝20～150s时，飞机为接近段，逻辑值Eapp变为1，驾驶员通过操纵飞机滚转来补偿侧向偏差，并协调操纵保持侧滑角为0°。由图8可见，飞机与规划航迹之间的侧偏距及航向角偏差，逐渐减小为0。
在t＝150～200s之间，飞机处于下降盘旋段，逻辑值Ehov变为1。驾驶员操纵驾驶杆跟踪速度指令，速度指令可根据飞机高度对应的最优速度Vopt得到；同时操纵飞机滚转，跟踪45°的滚转角指令，并消除侧滑。由图8可见，飞机以最小下滑角滑行，并缓慢减速，飞机多余的势能被释放；横向保持45°的滚转角，直至飞机盘旋一周，并刚好对准跑道进场方向。
在t＝200～400s之间，飞机处于进场着陆段。由图8可见，由于飞机高度低于下滑道上边界，首先进入浅下滑阶段，逻辑值Ess变为1。驾驶员操纵驾驶杆跟踪速度指令Vopt，飞机以最小下滑角下滑。t＝245s时，飞机高度超出上边界，进入陡下滑阶段，逻辑值Ecs变为1。驾驶员操纵驾驶杆跟踪高度指令hc＝|x|/tanγu，飞机以最大下滑角沿上边界下滑。t＝315s时，飞机高度下降至拉平高度，驾驶员操纵驾驶杆跟踪1.1的过载指令。如图8所示，飞机航迹逐渐拉平，在t＝360s左右接地，并逐渐减速为0。在进场着陆段，驾驶员还需协调操纵飞机补偿侧偏距以及航向偏差。
由图8可知，飞机着陆速度为75m/s，下沉率为－1.73m/s，在预定着陆点后30m着陆，满足飞机的着陆性能要求。因此，建立的辅助驾驶系统和方法，对飞机全发失效可以正确识别、对飞机针对目标机场的返航能力判断正确，并且提供的辅助驾驶策略和指令适当，可以辅助飞行员返航。

Claims (5)

1.一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统，其特征在于：该系统包括了全发失效判断子系统(100)、返航能力评估子系统(200)、返航阶段决策子系统(300)、返航指令自主生成子系统(400)；所述返航能力评估子系统(200)包括基于飞机状态的返航能力评估单元(201)和基于着陆点的返航能力评估单元(202)；
步骤一：全发失效判断子系统(100)根据飞机油门位置、发动机实际转速、航迹倾角，判断飞机是否发生全发失效，处于无动力滑行阶段；
步骤二：返航能力评估子系统(200)中的基于飞机状态的返航能力评估单元(201)，根据飞机的实时高度和速度，评估飞机保持无动力滑行状态，能够达到的最远距离；再以飞机当前位置为圆心、最远距离为半径，得到一个飞机可以到达的圆形区域；圆形区域内的机场或迫降场地，均可作为备选的着陆区域提供给飞行员；
步骤三：飞行员在备选的着陆区域中选取一个作为着陆点，并通过机载交互界面输入到基于着陆点的返航能力评估单元(202)中；
步骤四：基于着陆点的返航能力评估单元(202)以着陆点为坐标原点，建立返航坐标系，并根据飞机方位自主规划飞机的返航航迹；并根据规划的返航航迹重新评估飞机的剩余能量是否能够返航；若能够返航，则将规划的返航航迹输入到返航阶段决策子系统(300)中；若不能返航，则取消该着陆区域的备选资格，重复步骤三；
步骤五：返航阶段决策子系统(300)根据飞机相对着陆点的位置和方向，实时判断飞机当前所处的返航阶段；返航阶段一般包含三个，分别是：航向调整段、盘旋下降段和进场着陆段；其中，航向调整段分为转弯和接近二个子阶段；进场着陆段分为浅下滑、陡下滑和拉平段三个子阶段；
步骤六：返航阶段决策子系统(300)将飞机所处阶段的逻辑值，输入到返航指令自主生成子系统(400)中，根据各阶段对应的控制策略，告知飞行员需要控制的飞机状态量；再根据飞机的位置或速度，实时解算状态量指令，并告知飞行员；
步骤七：飞行员操纵飞机跟踪状态量指令，即可完成无动力应急迫降任务。
2.根据权利要求1所述的用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统，其特征在于：在全发失效判断子系统100中，根据飞机实时的油门位置、发动机实际转速、航迹倾角等信息，对是否发生全发失效进行判断，其判别式可以表示为：
Figure FDA0002863497950000021
Eef为全发失效判定的逻辑值，取1时代表发生全发失效，并保持为1；取0时代表飞机未发生全发失效；
γ为飞机航迹角；
γlim为航迹角的阈值，根据飞机无动力滑行的最大航迹角确定；
Figure FDA0002863497950000022
为发动机实际转速，上标“inum”代表发动机编号，则inum＝1,2,…；
Figure FDA0002863497950000023
为驾驶员的油门位置指令；
Figure FDA0002863497950000024
为根据驾驶员油门位置指令得到的理论转速值，上标“inum”代表发动机编号，则inum＝1,2,…；
kklim％为转速的比例阈值，可以取为50％；
全发失效后，上式可以解释为：飞机下滑角超过阈值；全部发动机实际转速N下降，小于kklim％的理论转速
Figure FDA0002863497950000025
若上述条件同时满足时，则判定发生全发失效；否则，未发生全发失效。
3.根据权利要求1所述的用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统，其特征在于：返航能力评估子系统(200)包括基于飞机状态的返航能力评估单元(201)和基于着陆点的返航能力评估单元(202)；
基于飞机状态的返航能力评估单元(201)，根据飞机的离地高度和速度，评估飞机保持无动力滑行状态，能够达到的最远距离，记为最远可达距离Rable；再以飞机当前位置为圆心、最远可达距离Rable为半径，得到一个飞机可以到达的圆形区域；圆形区域内的机场或迫降场地，均可作为备选的着陆区域提供给飞行员；
最远可达距离Rable的计算分为二个步骤；
步骤A：基于分段优化的方法计算，在指定高度下使飞机获得最长下滑距离的状态参数，包括飞行速度、航迹角等；具体计算步骤为：
(A)确定高度从Hef到地面的分割
高度的分割方法会直接影响最长下滑距离的精确性：分割得越精细，计算结果越精确；但过于精细会严重影响计算效率；本发明中高度分割步长的基本原则为：在高空，飞机的升阻特性和速度随高度变化较剧烈，可选择较小的分割步长；在低空，飞机的升阻特性和速度随高度变化缓慢，可选择较大的分割步长；根据高度步长ΔH，可将Hef分割为一个高度序列：
{Hk|Hk＝Hef-ΔH·(k-1)，k＝1,2,...} (2)
Hef为全发失效时的飞机飞行高度；
Hk为高度序列；
k代表高度序列的编号；
ΔH为高度步长；
(B)飞行速度的初步搜索
高度越高，最大升阻比Kmax对应的速度越大；因此，飞行速度采用降序排列进行最优速度搜索，马赫数序列可表示：
{Mai|Mai＝1.1-0.1i，i＝1,...,9} (3)
Mai为初步搜索的马赫数序列；
i代表初步搜索的马赫数序列的编号；
对每个高度Hk，分别计算飞机以Mai的马赫数稳定下滑时的迎角αi、升降舵偏角δi、航迹倾角γi、速度Vi和升阻比Ki；设下标n对应的状态参数为初步搜索结果，则取初步最优下滑马赫数Man时满足：
Figure FDA0002863497950000031
Kn为初步最优下滑马赫数Man对应的升阻比；
Kn-1为初步最优下滑马赫数Man减去0.1对应的升阻比；
Kn为初步最优下滑马赫数Man加上0.1对应的升阻比；
计算得到Man后，不必再搜索{Mai|i＝n+2,...,9}等马赫数；
(C)飞行速度的精确搜索
以初步最优下滑马赫数Man为基准，取临近的马赫数Man+＝Man+0.01和Man-＝Man－0.01；分别计算Man+和Man-的马赫数下，飞机稳定下滑的迎角αn+和αn-、升降舵偏角δn+和δn-、航迹倾角γn+和γn-、速度Vn+和Vn-，以及升阻比Kn+和Kn-；然后，判断精确搜索的方向，分为以下三种情况：
①当Kn+＞Kn＞Kn-时，应向Man+方向搜索；建立精确搜索序列为：
Figure FDA0002863497950000041
Figure FDA0002863497950000042
为精确搜索的马赫数序列；
j代表精确搜索的马赫数序列的编号；
Man为初步最优下滑马赫数；
分别计算以
Figure FDA0002863497950000043
的马赫数稳定下滑的迎角
Figure FDA0002863497950000044
升降舵偏角
Figure FDA0002863497950000045
航迹倾角
Figure FDA0002863497950000046
速度
Figure FDA0002863497950000047
和升阻比
Figure FDA0002863497950000048
设下标m对应的状态参数为精确的最优解，则取精确最优下滑马赫数
Figure FDA0002863497950000049
时满足：
Figure FDA00028634979500000410
Figure FDA00028634979500000411
为精确最优下滑马赫数Mam对应的升阻比；
Figure FDA00028634979500000412
为精确最优下滑马赫数Mam减去0.01对应的升阻比；
Figure FDA00028634979500000413
为精确最优下滑马赫数Mam加上0.01对应的升阻比；
②当Kn-＞Kn＞Kn+时，应向Man-方向搜索；建立精确搜索序列为：
Figure FDA00028634979500000414
与情况①方法相同，分别计算以
Figure FDA00028634979500000415
的马赫数下稳定下滑的迎角
Figure FDA00028634979500000416
升降舵偏角
Figure FDA00028634979500000417
速度
Figure FDA00028634979500000418
航迹倾角
Figure FDA00028634979500000419
和升阻比
Figure FDA00028634979500000420
则取精确最优下滑马赫数
Figure FDA00028634979500000421
时满足式(6)；
③当Kn＞Kn-且Kn＞Kn+时，令
Figure FDA00028634979500000422
(D)最优下滑参数的确定
计算得到
Figure FDA00028634979500000423
后，最优下滑各状态参数为：
Figure FDA00028634979500000424
Maopt为最优下滑马赫数；
Figure FDA0002863497950000051
为精确最优下滑马赫数；
αopt为最优下滑迎角；
Figure FDA0002863497950000052
为
Figure FDA0002863497950000053
对应的迎角；
δopt为最优下滑时的升降舵偏角指令；
Figure FDA0002863497950000054
为
Figure FDA0002863497950000055
对应的升降舵偏角指令；
γopt为最优下滑航迹倾角；
Figure FDA0002863497950000056
为
Figure FDA0002863497950000057
对应的航迹倾角；
Vopt为最优下滑速度；
Figure FDA0002863497950000058
为
Figure FDA0002863497950000059
对应的速度；
Kopt为最优下滑升阻比；
Figure FDA00028634979500000510
为
Figure FDA00028634979500000511
对应的升阻比；
特别地，随着高度降低，最优下滑速度Vopt也随之降低；因此，当确定了某一高度Hk的最优下滑马赫数Maopt后，再计算下一个高度Hk+1的最优下滑速度时，可由高度Hk的Maopt开始向低马赫数搜索，提高计算效率；
最终，得到了不同高度Hk对应的最优下滑速度Vopt(Hk)；再通过线性差值，得到不同高度下连续的最优下滑速度Vopt(H)；
步骤B：采用基于数字虚拟飞行的仿真方法，根据分段优化的状态参数，对无动力下滑过程进行数值仿真计算，从而得到飞机最远可达距离Rable，具体步骤为：
(A)建立人机闭环仿真模型
通过建立飞机动力学模型、数字驾驶员操纵模型，可以构建最长下滑距离数字虚拟飞行仿真系统，数字驾驶员通过控制速度，实现最长下滑距离的飞行任务；
Vc为升降舵通道的数字驾驶员操纵指令，取为步骤A中连续的最优下滑速度Vopt(H)；
θ为飞机俯仰角；
γ为飞机航迹角；
YPV为速度环的数字驾驶员操纵模型，采用比例增益形式；
YPγ为航迹环的数字驾驶员操纵模型，采用比例增益形式；
YPθ为姿态环的数字驾驶员操纵模型，采用比例增益形式；
δ为解算的飞机升降舵偏转指令；
(B)数值仿真计算最远滑行距离Xopt(H)
飞机初始高度为Hef，初始速度为步骤一中Hef对应的最优下滑速度Vopt；设置飞机模型的发动机推力为0N；通过数字驾驶员操纵飞机跟踪速度指令Vc，完成无动力下滑任务，得到不同高度H对应的飞机最远滑行距离Xopt(H)；
(C)计算最远可达距离Rable
根据飞机实时高度和速度，可以得到飞机的最远可达距离Rable，计算公式为：
Figure FDA0002863497950000061
Rable为飞机的最远可达距离；
HEN为飞机能量高度；
Xopt(HEN)为飞机能量高度对应的飞机最远滑行距离；
h为飞机实时海拔高度；
V为飞机实时空速；
Vopt为最优下滑速度；
g为重力加速度；
ε为能量转换效率，若V＜Vopt，可取为1.5；若V≥Vopt，可取为0.5；
在基于着陆点的返航能力评估单元202中，受到返航着陆机场的地形高度、返航机场跑道方向等因素影响，返航航迹一般为曲线，而不是飞机当前位置和着陆点之间的最短距离；因此，根据最远可达距离Rable选出的备降机场，实际情况下飞机可能无法到达；需要根据飞行员选取的迫降机场，建立返航坐标系；根据飞机方位自主规划飞机的返航航迹，再根据规划的返航航迹重新评估飞机的剩余能量是否能够返航；
返航航迹的规划步骤为：
步骤一：基于着陆点，建立返航坐标系；
设返航坐标系的原点O位于着陆点，x轴指向跑道进场方向，z轴垂直地面向上，y轴垂直于进场方向，符合右手定则；
已知在A处识别出飞机全发失效，坐标为(xA,yA,Hef)；飞机航向角为χ，即为速度矢量
Figure FDA0002863497950000062
在平面Oxy上的投影与x轴的夹角；Ob和Oc为盘旋圆柱的圆心，坐标为(xb,-Rb,0)和(xb,Rb,0)；D处为盘旋圆柱与跑道延长线的切点，坐标为(xb,0,0)；
步骤二：计算返航轨迹
返航航迹由A、B、C、D、O等五个关键点组成；其中，AB和CD为圆弧，其半径分别为Ra和Rb；BC和DO为直线段，则各段的长度计算步骤如下：
(A)计算Oa点坐标(xa,ya)
Oa为转弯圆柱的圆心，与速度矢量
Figure FDA0002863497950000071
相切；且点A在转弯圆柱上，得到方程组：
Figure FDA0002863497950000072
xa和ya为转弯圆柱的圆心Oa在返航坐标系中的坐标；
χ为飞机在返航坐标系中的实时航向角；
xA和yA为点A在返航坐标系中的坐标；
Ra为圆弧AB的半径；
联立公式(10)中的方程组，求解得到：
Figure FDA0002863497950000073
xa和ya为转弯圆柱的圆心Oa在返航坐标系中的坐标；
χ为飞机在返航坐标系中的实时航向角；
xA和yA为点A在返航坐标系中的坐标；
Ra为圆弧AB的半径；
(B)计算线段BC的长度
设Ra等于Rb，则有线段BC等于线段Oa Ob的长度，写为：
Figure FDA0002863497950000074
xa和ya为转弯圆柱的圆心Oa在返航坐标系中的坐标；
xb为盘旋圆柱的圆心Ob在返航坐标系中的坐标；
Rb为圆弧CD的半径；
(C)计算圆弧AB和CD的长度
设Ra等于Rb，则圆弧AB和CD的长度和为：
Figure FDA0002863497950000081
Rb为圆弧CD的半径；
χ为飞机在返航坐标系中的实时航向角；
(D)则返航轨迹的水平距离XRange为：
Figure FDA0002863497950000082
Rb为圆弧CD的半径；
χ为飞机在返航坐标系中的实时航向角；
xa和ya为转弯圆柱的圆心Oa在返航坐标系中的坐标；
xb为盘旋圆柱的圆心Ob在返航坐标系中的坐标；
步骤三：评估返航能力
Figure FDA0002863497950000083
Eable为返航能力评估的逻辑值，取1时代表可以返航，并保持为1；取0时代表不能返回指定着陆点；
HEN为飞机能量高度；
Hground为指定着陆点的海拔高度；
Xopt(HEN)为飞机能量高度对应的飞机最远滑行距离；
Xopt(Hground)为着陆点海拔高度对应的飞机最远滑行距离；
XRange为返航轨迹的水平距离。
4.根据权利要求1所述的用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统，其特征在于：返航阶段决策子系统(300)根据飞机相对着陆点的位置和方向，实时判断飞机当前所处的返航阶段；返航阶段一般包含三个大阶段，可以再细分为六个下阶段，下面按照时间顺序介绍其决策逻辑：
(A)航向调整段——转弯：
该阶段对应的
Figure FDA0002863497950000091
段，其轨迹近似为以Ra为半径，与速度矢量
Figure FDA0002863497950000092
相切的圆弧；当识别出全发失效后，立即进入该阶段；因此，进入该阶段的标志为Eef＝1，Eef为全发失效判定的逻辑值；
(B)航向调整段——接近：
该阶段对应的直线段BC，为飞机沿盘旋圆柱切线接近盘旋圆柱的过程；该线段的方向角为λ，计算公式为：
Figure FDA0002863497950000093
λ为直线段BC的方向角；
xa和ya为转弯圆柱的圆心Oa在返航坐标系中的坐标；
Rb为圆弧CD的半径；
xb为盘旋圆柱的圆心Ob在返航坐标系中的坐标；
转弯阶段结束后立即进入该阶段，进入的标志为Eapp＝1，进入接近段的逻辑值Eapp可以表示为：
Figure FDA0002863497950000094
Eapp为进入接近段的逻辑值，Eapp取1后，一直保持为1；
Eef为全发失效判定的逻辑值；
χ为飞机在返航坐标系中的实时航向角；
λ为直线段BC的方向角；
(C)盘旋下降段：
该阶段对应的
Figure FDA0002863497950000095
段，为飞机沿着以Rb为半径的圆柱盘旋下降的过程；航向调整段结束后，立即进入该阶段；其开始的标志为飞机与盘旋圆柱相切，逻辑值Ehov表示为：
Figure FDA0002863497950000096
Ehov为进入盘旋下降段的逻辑值，Ehov取1后一直保持为1；
Eef为全发失效判定的逻辑值；
Eapp为进入接近段的逻辑值；
x和y代表飞机在返航坐标系中的实时坐标；
xa和ya为转弯圆柱的圆心Oa在返航坐标系中的坐标；
xb为盘旋圆柱的圆心Ob在返航坐标系中的坐标；
Rb为圆弧CD的半径；
(D)进场着陆段——浅下滑：
该阶段对应的直线段EF，为飞机沿跑道进场方向，以最小下滑角下滑的阶段；盘旋下降段结束后，立即进入该阶段；其开始的标志为飞机朝向进场方向，且飞机高度进入白色区域代表的终止盘旋区域，逻辑值Ess表示为：
Figure FDA0002863497950000101
Ess为进入浅下滑段的逻辑值，Ess取1后一直保持为1；
Eef为全发失效判定的逻辑值；
Eapp为进入接近段的逻辑值；
Ehov为进入盘旋下降段的逻辑值；
χ为飞机在返航坐标系中的实时航向角；
hrad为飞机无线电高度；
Hup为终止盘旋区域的上边界；
(E)进场着陆段——陡下滑：
该阶段对应的直线段FG，为飞机沿跑道进场方向，以最大下滑角下滑的阶段；浅下滑阶段结束后，立即进入该阶段；其开始的标志为飞机航迹穿越下滑道上边界，逻辑值Ecs表示为：
Figure FDA0002863497950000102
Ecs为进入陡下滑段的逻辑值，Ecs取1后一直保持为1；
Eef为全发失效判定的逻辑值；
Eapp为进入接近段的逻辑值；
Ehov为进入盘旋下降段的逻辑值；
Ess为进入浅下滑段的逻辑值；
hrad为飞机无线电高度；
x和y代表飞机在返航坐标系中的实时坐标；
γup为最大下滑角；
(F)进场着陆段——拉平：
该阶段对应的圆弧
Figure FDA0002863497950000111
段，为飞机以1.2的过载拉平的过程；陡下滑阶段结束后，立即进入该阶段；其开始的标志为飞机无线电高度为拉平高度，逻辑值Eflare表示为：
Figure FDA0002863497950000112
Eflare为进入拉平段的逻辑值，Eflare取1后一直保持为1；
Eef为全发失效判定的逻辑值；
Eapp为进入接近段的逻辑值；
Ehov为进入盘旋下降段的逻辑值；
Ess为进入浅下滑段的逻辑值；
Ecs为进入陡下滑段的逻辑值；
hrad为飞机无线电高度；
Hflare为拉平高度。
5.根据权利要求1所述的用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统，其特征在于：返航指令自主生成子系统(400)根据六个逻辑值Eef、Eapp、Ehov、Ess、Ecs和Eflare判断飞机所处阶段，并根据各阶段对应的控制策略，告知飞行员需要控制的飞机状态量；再根据飞机的位置或速度，实时解算状态量指令，并告知飞行员；
陡下滑阶段的高度指令hc表示为：
hc＝|x|/tanγup (22)
hc为陡下滑阶段的高度指令；
x和y代表飞机在返航坐标系中的实时坐标；
γup为最大下滑角；
φopt为最优盘旋下滑滚转角，一般取值范围为45°～60°；
航向调整段的侧向偏差
Figure FDA0002863497950000121
表示为：
Figure FDA0002863497950000122
Figure FDA0002863497950000123
为航向调整段的侧向偏差；
λ为直线段BC的方向角；
x和y代表飞机在返航坐标系中的实时坐标；
xa和ya为转弯圆柱的圆心Oa在返航坐标系中的坐标；
Rb为圆弧CD的半径；
xb为盘旋圆柱的圆心Ob在返航坐标系中的坐标；
进场着陆段的侧向偏差
Figure FDA0002863497950000124
表示为：
Figure FDA0002863497950000125
Figure FDA0002863497950000126
为进场着陆段的侧向偏差；
x和y代表飞机在返航坐标系中的实时坐标。
CN202011575243.XA 2020-12-28 2020-12-28 一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统和方法 Expired - Fee Related CN112506227B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011575243.XA CN112506227B (zh) 2020-12-28 2020-12-28 一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统和方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011575243.XA CN112506227B (zh) 2020-12-28 2020-12-28 一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统和方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112506227A true CN112506227A (zh) 2021-03-16
CN112506227B CN112506227B (zh) 2021-12-24

Family

ID=74951700

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011575243.XA Expired - Fee Related CN112506227B (zh) 2020-12-28 2020-12-28 一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统和方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112506227B (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113190024A (zh) * 2021-03-31 2021-07-30 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种有人驾驶固定翼飞机空滑迫降决策与引导方法
CN113821058A (zh) * 2021-11-22 2021-12-21 西安羚控电子科技有限公司 一种固定翼无人机的迫降方法及系统
CN114063625A (zh) * 2021-11-23 2022-02-18 中国航空工业集团公司洛阳电光设备研究所 一种用作飞机着陆操纵参考的飞行航迹符计算方法及系统
CN114489089A (zh) * 2022-01-11 2022-05-13 西北工业大学 一种无人机在狭小区域内全自动迫降控制方法
CN114636417A (zh) * 2022-05-23 2022-06-17 珠海翔翼航空技术有限公司 基于图像识别的飞行器迫降路径规划方法、系统和设备

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160216379A1 (en) * 2012-09-21 2016-07-28 Merlin Technology, Inc. Centripetal acceleration determination, centripetal acceleration based velocity tracking system and methods
US20160299506A1 (en) * 2013-12-04 2016-10-13 Spatial Information Systems Research Limited Method and apparatus for developing a flight path
CN107643763A (zh) * 2017-09-20 2018-01-30 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机无动力返场能量轨迹综合控制方法
CN107757948A (zh) * 2017-09-08 2018-03-06 中国飞行试验研究院 大型水陆两栖飞机水面最小操纵速度的试飞方法
CN108883824A (zh) * 2016-03-23 2018-11-23 冯春魁 飞行器的数据的获取、处理及飞行状况监控的方法及系统
CN109063256A (zh) * 2017-06-30 2018-12-21 北京航空航天大学 一种用于评估客机适航性的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统
CN109670251A (zh) * 2018-12-25 2019-04-23 中国民用航空飞行学院 一种飞机离场运行轨迹模拟控制系统及方法、计算机程序
CN109872040A (zh) * 2019-01-17 2019-06-11 南京航空航天大学 一种航空发动机两部件关联故障概率风险评估方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160216379A1 (en) * 2012-09-21 2016-07-28 Merlin Technology, Inc. Centripetal acceleration determination, centripetal acceleration based velocity tracking system and methods
US20160299506A1 (en) * 2013-12-04 2016-10-13 Spatial Information Systems Research Limited Method and apparatus for developing a flight path
CN108883824A (zh) * 2016-03-23 2018-11-23 冯春魁 飞行器的数据的获取、处理及飞行状况监控的方法及系统
CN109063256A (zh) * 2017-06-30 2018-12-21 北京航空航天大学 一种用于评估客机适航性的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统
CN107757948A (zh) * 2017-09-08 2018-03-06 中国飞行试验研究院 大型水陆两栖飞机水面最小操纵速度的试飞方法
CN107643763A (zh) * 2017-09-20 2018-01-30 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机无动力返场能量轨迹综合控制方法
CN109670251A (zh) * 2018-12-25 2019-04-23 中国民用航空飞行学院 一种飞机离场运行轨迹模拟控制系统及方法、计算机程序
CN109872040A (zh) * 2019-01-17 2019-06-11 南京航空航天大学 一种航空发动机两部件关联故障概率风险评估方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
XINSAN LI等: "A 3D nonlinear guidance law with impact terminal angle constraints", 《2015 CHINESE AUTOMATION CONGRESS (CAC)》 *

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113190024A (zh) * 2021-03-31 2021-07-30 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种有人驾驶固定翼飞机空滑迫降决策与引导方法
CN113190024B (zh) * 2021-03-31 2022-06-14 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种有人驾驶固定翼飞机空滑迫降决策与引导方法
CN113821058A (zh) * 2021-11-22 2021-12-21 西安羚控电子科技有限公司 一种固定翼无人机的迫降方法及系统
CN114063625A (zh) * 2021-11-23 2022-02-18 中国航空工业集团公司洛阳电光设备研究所 一种用作飞机着陆操纵参考的飞行航迹符计算方法及系统
CN114063625B (zh) * 2021-11-23 2024-05-21 中国航空工业集团公司洛阳电光设备研究所 一种用作飞机着陆操纵参考的飞行航迹符计算方法及系统
CN114489089A (zh) * 2022-01-11 2022-05-13 西北工业大学 一种无人机在狭小区域内全自动迫降控制方法
CN114489089B (zh) * 2022-01-11 2023-07-28 西北工业大学 一种无人机在狭小区域内全自动迫降控制方法
CN114636417A (zh) * 2022-05-23 2022-06-17 珠海翔翼航空技术有限公司 基于图像识别的飞行器迫降路径规划方法、系统和设备

Also Published As

Publication number Publication date
CN112506227B (zh) 2021-12-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112506227B (zh) 一种用于民机全发失效迫降的辅助驾驶系统和方法
CN107643763B (zh) 一种飞机无动力返场能量/轨迹综合控制方法
US8498769B2 (en) Method of short-term rejoining of a flight plan by radar guidance of an aircraft
CN104246641B (zh) Uav的安全紧急降落
Moore Space shuttle entry terminal area energy management
EP2151730A1 (en) Four-dimensional navigation of an aircraft
CN106530840B (zh) 一种基于飞机实时性能的飞行撞地威胁规避方法
CN100541370C (zh) 一种无人机多模态控制与切换方法
US8670881B2 (en) Flight management system for generating variable thrust cutback during aircraft departure
CN107402576A (zh) 用于自动重接飞行器的参考垂直廓线的方法
CN108549408B (zh) 一种自动防撞地航迹规划方法及系统
CN109917812A (zh) 高空高速无人机着陆接地状态控制方法
CN112148029B (zh) 一种滑跑起降型无人机无动力全自动迫降方法
CN109116866B (zh) 一种无人机双向自主驶入控制方法
CN101646984B (zh) 用于在飞机起飞期间产生可变推力缩减的飞行管理系统
CN112162567B (zh) 一种适用于飞行器在线禁飞区规避制导方法
CN105717937A (zh) 用飞行器航空电子设备自动控制飞行器的下降阶段的方法
Malaek et al. Dynamic based cost functions for TF/TA flights
Gonçalves et al. Precise landing of autonomous aerial vehicles using vector fields
CN106873615B (zh) 应急返场着陆速度指令集设计方法
CN116307316B (zh) 基于rnp ar进近程序分段式越障降落航线优化方法及系统
Masri et al. Autolanding a power-off uav using on-line optimization and slip maneuvers
CN113190024B (zh) 一种有人驾驶固定翼飞机空滑迫降决策与引导方法
Peng et al. A novel emergency flight path planning strategy for civil airplanes in total loss of thrust
Ohme A model-based approach to aircraft takeoff and landing performance assessment

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20211224