技術特征：

1.一種基于飛機實時性能的飛行撞地威脅規(guī)避方法，其特征在于，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(fā)式搜索算法規(guī)劃所述飛機的規(guī)避航跡，獲得規(guī)劃的規(guī)避軌跡，其中

所述啟發(fā)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(fā)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(guī)劃的規(guī)避軌跡轉換成姿態(tài)角形式的操縱指標，以指導飛行員進行操作。

2.根據權利要求1所述的基于飛機實時性能的飛行撞地威脅規(guī)避方法，其特征在于，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(tài)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：

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

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

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

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：

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

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

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

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：

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

其中，x_g、y_g為航跡速度；為高度變化率。

3.根據權利要求1所述的基于飛機實時性能的飛行撞地威脅規(guī)避方法，其特征在于，在所述步驟二中，采用所述啟發(fā)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(guī)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(guī)劃軌跡終點的代價值；其中，代價值的計算公式為：

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

其中D_i為懲罰條件，w_i為懲罰因子。

4.根據權利要求1所述的基于飛機實時性能的飛行撞地威脅規(guī)避方法，其特征在于，在所述步驟三中，姿態(tài)角計算公式如下：

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

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