本發明涉及飛行器撞地防護方法研究領域，特別涉及一種基于飛機實時性能的飛行撞地威脅規避方法。

背景技術：

航空飛行事故發生的重要原因之一是可控飛行撞地。可控飛行撞地是指飛機各部件處于完全正常的狀態，并非因本身故障或者發動機失效等原因，而是由于機組在毫無覺察危險的情況下，操縱飛機撞山、墜地或飛入水中，從而造成飛機墜毀或嚴重損壞，出現人員傷亡的事故。

解決可控飛行撞地的通常做法之一是在機上安裝近地告警設備。2007年1月1日，中國民航總局要求要求所有最大起飛重量超過5700kg或批準旅客座位數超過9座的渦輪發動機飛機，都應安裝近地告警設備。近地告警設備可以基于對飛機當前飛行狀態參數的監控，對于可能導致撞地的非正常狀態給出警示。此外，近地告警設備還內置了地形數據庫，為飛行員提供周邊地形、障礙物的態勢感知，給出對未來的碰撞預警。

美國Honeywell公司是世界最先進的近地告警設備研發廠商。迄今為止，Honeywell公司已開發了8大系列30多個規格的近地告警產品，裝配4萬余套設備于250余種大中小型固定翼、旋翼飛機，占領了國外軍民用市場90％以上的份額。

通過查閱Honeywell公司各型近地告警設備的產品手冊，《Product Specification for the Enhanced Ground Proximity Warning System》、《MK V and MK VII Enhanced Ground Proximity Warning System and Runway Awareness Advisory System Pilot Guide》等，發現其產品對告警威脅的判斷與指示存在一些不足，具體如下：

通過分析該產品的前視告警包絡圖及相關說明文字，可以看到其產品在進行撞地告警的預測中，僅使用了飛行航跡角、地速、垂直速度、經緯度，并未考慮剩余發動機推力、飛機三向加速度、橫滾角等飛行參數，推斷其告警危險判斷的準確性存在一定不足。

并且，通過分析該產品的輸出接口描述，發現其告警輸出僅有簡單的警示性告警語音(Terrain！Pull Up！)，以及紅、黃兩色告警指示燈的開關信號，并沒有明確的飛行員操作指引，飛行員可能會進行不恰當的危險規避操作，輕視或者過度應對產品的告警，造成不必要的危險或者恐慌。

技術實現要素：

本發明的目的是提供了一種基于飛機實時性能的飛行撞地威脅規避方法，以解決現有近地告警方法存在至少一個的問題。

本發明的技術方案是：

一種基于飛機實時性能的飛行撞地威脅規避方法，包括如下步驟：

步驟一、采用航空器六自由度模型預測飛機未來飛行軌跡，當從所述未來飛行軌跡判斷飛機存在撞地威脅時，進行步驟二；

步驟二、采用啟發式搜索算法規劃所述飛機的規避航跡，獲得規劃的規避軌跡，其中

所述啟發式搜索算法中的約束條件包括：

飛機的最大轉彎角、飛機的最大爬升率、飛機的最大下降率、航跡距離以及飛行高度；

所述啟發式搜索算法中的懲罰條件包括：

飛機距地形高度差、航跡距離、飛機剩余推力以及飛機縱向過載；

步驟三、將所述規劃的規避軌跡轉換成姿態角形式的操縱指標，以指導飛行員進行操作。

可選的，在所述步驟一中包括：

所述航空器六自由度模型將航空器視作一個質點，分析質點受力以及勢能和動能的轉化關系，建立如下全能量模型：

姿態運動方程組：

其中，為滾轉角；θ為俯仰角；ψ為偏航角；p為滾轉角速率；q為俯仰角速率；r為偏航角速率；

力方程組：

其中，X、Y、Z分別為機體系下X、Y、Z軸的外力；u、v、w分別表示X、Y、Z軸的飛行速度；

力矩方程組：

其中，L、M、N分別為機體系下X、Y、Z軸的外力矩；I_x、I_y、I_z分別為機體系下X、Y、Z軸的轉動慣量；I_xz為機體系下的慣性積；

導航方程組：

其中，x_g、y_g為航跡速度；為高度變化率。

可選的，在所述步驟二中，采用所述啟發式搜索算法中的稀疏A*算法，其中，當滿足所述約束條件時，A*算法采用如下代價函數進行軌跡計算：

f(n)＝g(n)+h(n)；

其中，f(n)是整條規劃軌跡的代價值，g(n)為從起始點到當前點n的代價值，h(n)為當前點n點到規劃軌跡終點的代價值(預算值)；其中，代價值的計算公式為：

其中D_i為懲罰條件，w_i為懲罰因子。

可選的，在所述步驟三中，姿態角計算公式如下：

其中，[0,Δγ,Δχ]是當前位置與目標航跡點的偏差，[Δψ,Δθ,Δφ]為當前姿態角與目標姿態角的偏差。

發明效果：

本發明的基于飛機實時性能的飛行撞地威脅規避方法，能夠提高告警的準確性，并引導飛行員進行合適的告警應對措施，既減輕了飛行員的操作負荷，又提高了飛機飛行的安全性、經濟型、舒適性。

附圖說明

圖1是本發明基于飛機實時性能的飛行撞地威脅規避方法中角度轉換關系圖；

圖2是本發明基于飛機實時性能的飛行撞地威脅規避方法中飛行員指示角度關系圖；

圖3是現有技術邏輯框圖；

圖4是本發明基于飛機實時性能的飛行撞地威脅規避方法邏輯框圖。

具體實施方式

為使本發明實施的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本發明實施例中的附圖，對本發明實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發明，而不能理解為對本發明的限制。基于本發明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發明保護的范圍。下面結合附圖對本發明的實施例進行詳細說明。

在本發明的描述中，需要理解的是，術語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內”、“外”等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明保護范圍的限制。

下面結合附圖1至圖4對本發明基于飛機實時性能的飛行撞地威脅規避方法做進一步詳細說明。

本發明提供了一種基于飛機實時性能的飛行撞地威脅規避方法，包括如下步驟：

步驟一、采用航空器六自由度模型預測飛機未來飛行軌跡，當從未來飛行軌跡判斷飛機存在撞地威脅時，進行步驟二。

具體地，在上述步驟一中包括：

航空器六自由度模型將航空器視作一個質點，分析質點受力以及勢能和動能的轉化關系，建立如下全能量模型：

1)、姿態運動方程組：

其中，為滾轉角；θ為俯仰角；ψ為偏航角；p為滾轉角速率；q為俯仰角速率；r為偏航角速率；

2)、力方程組：

其中，X、Y、Z分別為機體系下X、Y、Z軸的外力；u、v、w分別表示X、Y、Z軸的飛行速度；

3)、力矩方程組：

其中，L、M、N分別為機體系下X、Y、Z軸的外力矩；I_x、I_y、I_z分別為機體系下X、Y、Z軸的轉動慣量；I_xz為機體系下的慣性積；

4)、導航方程組：

其中，x_g、y_g為航跡速度；為高度變化率。

只要已知飛行器相關的特征參數，根據飛行高度h，馬赫數Ma以及飛行狀態，就可以確定力和力矩，從而可以應用上述12個方程求解飛行器在任何時刻的運動狀態。

步驟二、采用啟發式搜索算法規劃飛機的規避航跡(規避上述威脅的航跡)，獲得規劃的規避軌跡；其中，啟發式搜索算法中的約束條件包括飛機的最大轉彎角、飛機的最大爬升率、飛機的最大下降率、航跡距離以及飛行高度。進一步，啟發式搜索算法中的懲罰條件包括飛機距地形高度差、航跡距離、飛機剩余推力以及飛機縱向過載。

具體地，在上述步驟二中，采用啟發式搜索算法中的稀疏A*算法。當觸發告警后，根據飛機狀態及地形信息規劃未來航跡，采用改進的啟發式搜索算法：稀疏A*算法，將飛機飛行約束考慮到搜索條件中，有效地修剪搜索算法中的無用節點，在提高搜索效率的同時獲得最優規避航跡。

稀疏A*算法中，將所規劃的環境以網格的形式進行表示，設定代價函數求解最小代價航跡。飛機所處的環境信息可以用網格表示，則根據約束條件，對當前位置可能到達的網格單元進行代價計算，然后選擇最低代價的網格單元進入搜索空間，繼續向下搜索并產生新的節點，直到到達目標位置。

民航飛機由于機動性，并需要考慮乘客乘坐的舒適性和經濟性，因而在地形避撞航跡規劃時，一般選擇在二維垂直面內進行規避，但受限于發動機剩余推力等相關因素，文中考慮在一定航跡角度范圍內的三維規避策略，滿足民航飛機最大轉彎角和最大爬升/下降角條件。

其中，當滿足約束條件時，A*算法采用如下代價函數進行軌跡計算：

f(n)＝g(n)+h(n)；

其中，f(n)是整條規劃軌跡的代價值，g(n)為從起始點到當前點n的代價值，h(n)為啟發式函數，代表當前點n點到規劃軌跡終點的代價值(預算值)。A*擴展在滿足約束的網格單元中選取最小的f(n)，插入到可能的路徑鏈表中；只要啟發函數h(n)滿足可接納性條件，并且搜索圖中存在可行解，則A*算法可獲得最優解。

其中，代價值的計算公式為：

其中D_i為懲罰條件，w_i為懲罰因子。

規劃初始階段考慮搜索較優的軌跡，對各懲罰條件取較小的w值放寬約束，而在臨近規劃終點時，可以適當增大地形高度及航跡距離的懲罰因子的大小，解決規避導引的末端不能收斂于終點的問題，獲得最優軌跡。

步驟三、將規劃的規避軌跡轉換成姿態角形式的操縱指標，以指導飛行員進行操作。

在獲得預定的規避軌跡后，系統會給出飛行員操作提示，輔助飛行員進行規避操作，包含警告“Terrain！Pull Up！”及姿態角操作指示。飛機對飛行員操縱的響應有一定的延時，則需要根據飛機當前的位置及姿態實時地對給出操作指示指引飛行員對航跡進行修正。

飛機操縱指標為姿態角，由于飛行員要根據規劃的航跡進行規避操作，因而需要將預訂航跡上的航跡角轉化為姿態角提供給飛行員進行指示。取固定時間T的航跡前視，則此時當前位置與目標航跡點的偏差為[0,Δγ,Δχ](不考慮滾轉角)將航跡傾角轉換到姿態角指示[Δψ,Δθ,Δφ]，飛行員實時操縱以響應姿態角，使飛機達到實際的目標響應角度。

具體地，在上述步驟三中，目標偏差對應的姿態角計算公式如下：

其中，[0,Δγ,Δχ]是當前位置與目標航跡點的偏差，[Δψ,Δθ,Δφ]為當前姿態角與目標姿態角的偏差。

如圖2所示，在飛機獲得正確的規避姿態后，系統解除指示及告警，但并不代表飛機此時已越過地形威脅，此時應保持姿態，并利用飛機進行規避機動前的平飛狀態計算此時是否存在地形威脅，當預訂航跡飛行結束時，應給飛行員提供指示“CLEAR，CLEAR”，此時飛行員恢復原始的平飛姿態。

本發明的基于飛機實時性能的飛行撞地威脅規避方法，能夠提高告警的準確性，并引導飛行員進行合適的告警應對措施，既減輕了飛行員的操作負荷，又提高了飛機飛行的安全性、經濟型、舒適性。并且，本發明可以應用于各型飛機的防撞告警設備，提供更準確的告警判斷以及更人性化的告警指示。

具體地，相比現有技術，本發明能夠降低23％的告警時間，減少30％飛行員操作時間，提高安全性34％。

圖3是現有技術核心邏輯框圖所示，圖4是本發明改進的部分；參照圖3和圖4，本發明基于飛機實時性能的飛行撞地威脅規避方法的具體實施過程如下：

步驟一、預先配置飛機特性模型：

根據選定的選定飛機型號，預先設置飛機主要性能參數，用于后續計算，具體如下：

b：翼展、c_A：平均空氣動力弦長、S_w：機翼面積、q：動壓；

其中，氣動參數計算方法下：

C_y＝0.0958(α+2.0845)

力和力矩的計算方法如下：

縱向力：F_X＝-qS_wC_x；滾轉力矩：M_X＝bqS_wC_x；

法向力：F_Y＝qS_wC_y；偏航力矩：M_Y＝bqS_wC_y；

側向力：F_Z＝qS_wC_z；俯仰力矩：M_Z＝c_AqS_wC_z。

步驟二、增加航電數據接口：

現有技術的輸入數據為無線電高度、氣壓高度、升降速度、空速、迎角、航向、經緯度以及進近著陸時選定的跑道方位、下滑偏離、選定的決斷高度、襟翼位置、起落架位置。本發明在此基礎上，增加徑向加速度、法向加速度、橫滾角度、發動機剩余推力、參數。

現有技術的輸出數據為告警指示語音標識、告警燈標識，在本發明此基礎上增加單獨的俯仰角引導數據輸出接口至航電顯示端，增加額外的告警語音指令至機組告警設備。

步驟三、改進地形威脅計算方法如下：

1)、采用基于航空器飛行模型和空氣動力學模型的航跡預測算法計算未來1分鐘內的飛行軌跡，相關計算公式見上文。

2)、加載地形數據庫的高度值，并在此高度值上增加民航要求的地形保護凈空。

3)、判斷飛行路徑是否可能低于保護凈空，根據結果給出告警指示。

步驟四、采用A*算法進行最優路線計算：

產生告警后，選定航跡的起始點及航跡周圍某一安全目標點作為終止點，開始航跡規劃流程。

具體如下：

1)、將起始節點插入OPEN表中，將CLOSED表置空。

2)、根據約束條件過濾周圍網格單元中不滿足條件的點，按代價函數計算出代價最小的點作為當前節點，將其置入CLOSED表中。

3)、若當前節點與目標結點距離小于網格范圍時，目標節點的父指針指向當前節點，航跡搜索過程結束。從目標點開始回溯，獲得從起始點到目標點的最小代價路徑。

4)、若不滿足，則擴展當前節點，構造當前節點的擴展區，待擴展取得水平范圍及垂直范圍滿足最大轉彎角和爬升/下降條件，將擴展區分割為距離固定的區域，分別對區域內網格進行高度和航跡距離約束檢驗，符合條件后計算該網格對應的最小代價檢驗，獲得最小代價節點。

5)、返回步驟3)。

步驟五、輸出最優俯仰角指示，輸出凈空航跡指引，包括如下方法：

1)、進行一段距離的航跡前視，根據上文公式計算出操縱姿態角，將目標姿態角給到顯示屏引導飛行員進行操作，并給出相應的語音提示“Climb Angle”。

2)、根據需要精確顯示當前需要達到的角度，以供駕駛人員實時掌握飛機狀態，對危險情況及時有效規避。

3)、當完成規劃航跡的規避操縱后，應給飛行員提供指示“CLEAR，CLEAR”，此時飛行員恢復原始的平飛姿態。規避過程結束。

以上所述，僅為本發明的具體實施方式，但本發明的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本發明揭露的技術范圍內，可輕易想到的變化或替換，都應涵蓋在本發明的保護范圍之內。因此，本發明的保護范圍應以所述權利要求的保護范圍為準。