本發(fā)明屬于飛機(jī)自動著陸，具體涉及一種飛行能力可行域的可視化表達(dá)方法、系統(tǒng)、設(shè)備及介質(zhì)。

背景技術(shù)：

1、側(cè)風(fēng)會對飛機(jī)著陸過程產(chǎn)生很大的影響，低空風(fēng)切變以及紊流風(fēng)場都有可能產(chǎn)生側(cè)風(fēng)。側(cè)風(fēng)會帶來側(cè)滑角，由于飛機(jī)自身的航向靜穩(wěn)定性(風(fēng)標(biāo)穩(wěn)定性)，飛機(jī)具有減小側(cè)滑角的趨勢，這意味著飛機(jī)對稱面(機(jī)頭指向)有與飛機(jī)空速將具有一致的傾向性，飛機(jī)的對稱面不再對準(zhǔn)機(jī)場跑道。這個(gè)過程中，側(cè)風(fēng)會產(chǎn)生較大的側(cè)力，因此還需要控制舵面，否則飛機(jī)將會偏離原定軌跡。因此，在側(cè)風(fēng)環(huán)境下，飛行員需要對側(cè)風(fēng)帶來的影響加以修正，目前常用的修正方式有三種:側(cè)滑修正法、蟹式修正法及二者的結(jié)合修正方法，從飛行員的角度來看，側(cè)滑法在操作上顯得更為便捷，能夠更容易地保持飛機(jī)的著陸航跡，使得飛行員在復(fù)雜的側(cè)風(fēng)條件下能夠迅速做出反應(yīng)。然而，從乘客的角度出發(fā)，偏航法則提供了更高的舒適性，能夠有效減少在著陸過程中產(chǎn)生的側(cè)向力對乘客的不適感。當(dāng)側(cè)風(fēng)的風(fēng)速增大到某一臨界值時(shí)，單一的操控方法顯然不足以滿足飛機(jī)在抗側(cè)風(fēng)著陸時(shí)的要求。這種情況下，飛行員不僅要考慮航跡的保持，還需兼顧乘客的舒適度。因此，有必要提出一種綜合評估三種方案的方法，以便在不同的側(cè)風(fēng)條件下，幫助飛行員做出更為合理的決策，減輕其在緊張環(huán)境下的決策壓力，從而提升飛行安全性與乘客的飛行體驗(yàn)。通過這種方法，飛行員能夠根據(jù)實(shí)際情況靈活調(diào)整操控策略，確保飛機(jī)安全平穩(wěn)著陸的同時(shí)，也能最大程度地減少乘客的不適感。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、為了克服現(xiàn)有技術(shù)存在的問題，本發(fā)明提供一種飛行能力可行域的可視化表達(dá)方法、系統(tǒng)、設(shè)備及介質(zhì)，用于克服目前存在的缺陷。

2、一種飛行能力可行域的可視化表達(dá)方法，所述方法包括步驟：

3、s1.在指定側(cè)風(fēng)情況下，對飛機(jī)進(jìn)行配平，使得飛機(jī)保持在平衡狀態(tài)；

4、s2.對飛機(jī)保持在平衡狀態(tài)時(shí)的所有高維點(diǎn)依據(jù)給定的限制條件進(jìn)行選擇，保留滿足限制條件要求的廣義狀態(tài)點(diǎn)；

5、s3.將所有廣義狀態(tài)點(diǎn)形成的區(qū)域作為飛行能力可行區(qū)域，進(jìn)行可視化表達(dá)。

6、如上所述的方面和任一可能的實(shí)現(xiàn)方式，進(jìn)一步提供一種實(shí)現(xiàn)方式，所述s1中的配平包括：給定一組狀態(tài)向量和輸入?yún)?shù)使飛機(jī)合外力矩為零，所述狀態(tài)向量包括：飛機(jī)的地速、姿態(tài)角、角速度和位置，所述輸入?yún)?shù)包括：副翼舵量、升降舵舵量、襟翼舵量和油門開度。

7、如上所述的方面和任一可能的實(shí)現(xiàn)方式，進(jìn)一步提供一種實(shí)現(xiàn)方式，所述給定的限制條件包括：飛機(jī)姿態(tài)角限制、舵面操縱余量限制、航跡側(cè)滑角限制、著陸速度限制和側(cè)滑角限制。

8、如上所述的方面和任一可能的實(shí)現(xiàn)方式，進(jìn)一步提供一種實(shí)現(xiàn)方式，所述側(cè)滑角限制在正負(fù)8度范圍內(nèi)。

9、如上所述的方面和任一可能的實(shí)現(xiàn)方式，進(jìn)一步提供一種實(shí)現(xiàn)方式，所述舵面操縱余量限制包括以舵面最大偏角設(shè)計(jì)值75％為余量限制。

10、如上所述的方面和任一可能的實(shí)現(xiàn)方式，進(jìn)一步提供一種實(shí)現(xiàn)方式，所述航跡側(cè)滑角限制以偏航角正負(fù)10度為限制。

11、如上所述的方面和任一可能的實(shí)現(xiàn)方式，進(jìn)一步提供一種實(shí)現(xiàn)方式，所述著陸速度限制以進(jìn)近速度正負(fù)9m/s為著陸速度范圍。

12、本發(fā)明還提供了一種飛行能力可行域的可視化表達(dá)系統(tǒng)，所述系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)所述的方法，包括如下模塊：

13、配平模塊，用于在指定側(cè)風(fēng)情況下，對飛機(jī)進(jìn)行配平，使得飛機(jī)保持在平衡狀態(tài)；

14、選擇模塊，用于對飛機(jī)保持在平衡狀態(tài)時(shí)的所有高維點(diǎn)依據(jù)給定的限制條件進(jìn)行選擇，保留滿足限制條件要求的廣義狀態(tài)點(diǎn)；

15、可視化表達(dá)模塊，用于將所有廣義狀態(tài)點(diǎn)形成的區(qū)域作為飛行能力可行區(qū)域，進(jìn)行可視化表達(dá)。

16、本發(fā)明還提供了一種電子設(shè)備，所述電子設(shè)備包括：

17、存儲器，存儲有可執(zhí)行指令；

18、處理器，所述處理器運(yùn)行所述存儲器中的所述可執(zhí)行指令，以實(shí)現(xiàn)所述的方法。

19、本發(fā)明還提供了一種計(jì)算機(jī)存儲介質(zhì)，所述介質(zhì)上存儲有計(jì)算機(jī)程序，所述計(jì)算機(jī)程序被處理器執(zhí)行實(shí)現(xiàn)所述的方法。

20、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明有如下有益效果：

21、本發(fā)明的飛行能力可行域的可視化表達(dá)方法，所述方法包括步驟：在指定側(cè)風(fēng)情況下，對飛機(jī)進(jìn)行配平，使得飛機(jī)保持在平衡狀態(tài)；對飛機(jī)保持在平衡狀態(tài)時(shí)的所有高維點(diǎn)依據(jù)給定的限制條件進(jìn)行選擇，保留滿足限制條件要求的廣義狀態(tài)點(diǎn)；將所有廣義狀態(tài)點(diǎn)形成的區(qū)域作為飛行能力可行區(qū)域，進(jìn)行可視化表達(dá)。本發(fā)明適用于固定翼飛機(jī)著陸過程中抗側(cè)風(fēng)能力的評估，以及側(cè)風(fēng)環(huán)境下的飛行可行域估計(jì)，其優(yōu)勢在于：將各項(xiàng)限制因素可視化表達(dá)，提取受限因素，利于設(shè)計(jì)人員針對性優(yōu)化飛機(jī)抗側(cè)風(fēng)性能，利于飛行過程中風(fēng)險(xiǎn)評估。

技術(shù)特征：

1.一種飛行能力可行域的可視化表達(dá)方法，其特征在于，所述方法包括步驟：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的可視化表達(dá)方法，其特征在于，所述s1中的配平包括：給定一組狀態(tài)向量和輸入?yún)?shù)使飛機(jī)合外力矩為零，所述狀態(tài)向量包括：飛機(jī)的地速、姿態(tài)角、角速度和位置，所述輸入?yún)?shù)包括：副翼舵量、升降舵舵量、襟翼舵量和油門開度。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的可視化表達(dá)方法，其特征在于，所述給定的限制條件包括：飛機(jī)姿態(tài)角限制、舵面操縱余量限制、航跡側(cè)滑角限制、著陸速度限制和側(cè)滑角限制。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的可視化表達(dá)方法，其特征在于，所述側(cè)滑角限制在正負(fù)8度范圍內(nèi)。

5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的可視化表達(dá)方法，其特征在于，所述舵面操縱余量限制包括以舵面最大偏角設(shè)計(jì)值75％為余量限制。

6.根據(jù)權(quán)利要求3所述的可視化表達(dá)方法，其特征在于，所述航跡側(cè)滑角限制以偏航角正負(fù)10度為限制。

7.根據(jù)權(quán)利要求3所述的可視化表達(dá)方法，其特征在于，所述著陸速度限制以進(jìn)近速度正負(fù)9m/s為著陸速度范圍。

8.一種飛行能力可行域的可視化表達(dá)系統(tǒng)，其特征在于，所述系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)權(quán)利要求1-7任一項(xiàng)所述的方法，包括如下模塊：

9.一種電子設(shè)備，其特征在于，所述電子設(shè)備包括：

10.一種計(jì)算機(jī)存儲介質(zhì)，其特征在于，所述介質(zhì)上存儲有計(jì)算機(jī)程序，所述計(jì)算機(jī)程序被處理器執(zhí)行實(shí)現(xiàn)權(quán)利要求1-7任一項(xiàng)所述的方法。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明涉及一種飛行能力可行域的可視化表達(dá)方法、系統(tǒng)、設(shè)備及介質(zhì)，方法包括步驟：在指定側(cè)風(fēng)情況下，對飛機(jī)進(jìn)行配平，使得飛機(jī)保持在平衡狀態(tài)；對飛機(jī)保持在平衡狀態(tài)時(shí)的所有高維點(diǎn)依據(jù)給定的限制條件進(jìn)行選擇，保留滿足限制條件要求的廣義狀態(tài)點(diǎn)；將所有廣義狀態(tài)點(diǎn)形成的區(qū)域作為飛行能力可行區(qū)域，進(jìn)行可視化表達(dá)。本發(fā)明適用于固定翼飛機(jī)著陸過程中抗側(cè)風(fēng)能力的評估，以及側(cè)風(fēng)環(huán)境下的飛行可行域估計(jì)，其優(yōu)勢在于：將各項(xiàng)限制因素可視化表達(dá)，提取受限因素，利于設(shè)計(jì)人員針對性優(yōu)化飛機(jī)抗側(cè)風(fēng)性能，利于飛行過程中風(fēng)險(xiǎn)評估。

技術(shù)研發(fā)人員：張晶,任鵬程,韓金利,吳浩宇,楊凌宇
受保護(hù)的技術(shù)使用者：北京航空航天大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/6