基于安全性建模的民機(jī)ILS信號設(shè)計(jì)

袁心悅, 陳 洪, 丁 璐,*, 宋 磊, 黃 丹

(1. 上海交通大學(xué)航空航天學(xué)院, 上海 200240; 2. 廣西大學(xué)電氣工程學(xué)院, 廣西 南寧 530004; 3. 上海交通大學(xué)電子信息與電氣工程學(xué)院, 上海 200240)

0 引 言

相關(guān)統(tǒng)計(jì)表明,最后進(jìn)近著陸階段是飛行事故率最高的階段,在4%的飛行時間占比下,事故數(shù)量在該階段所占的比重高達(dá)49.1%[1-3],民機(jī)最后進(jìn)近著陸安全性的相關(guān)研究對于提升民用飛機(jī)的安全飛行而言具有重要意義。儀表著陸系統(tǒng)(instrument landing system, ILS)是一種飛機(jī)精密進(jìn)近著陸無線電導(dǎo)航系統(tǒng),在協(xié)助航空器安全完成最后進(jìn)近著陸任務(wù)中發(fā)揮了重大作用[4-5]。ILS信號作為民機(jī)最后進(jìn)近著陸過程中飛行員獲取飛機(jī)狀態(tài)的主要機(jī)載顯示信號,引導(dǎo)著飛行員操作飛機(jī),對民機(jī)進(jìn)近著陸安全至關(guān)重要[6-7]。情景意識,是指飛行員在特定的時段里、特定的情境中,對影響飛機(jī)和機(jī)組的各種因素和各種條件的準(zhǔn)確知覺,可以使飛行員更加準(zhǔn)確地感知外界環(huán)境、更好地操控航空器,并使其保持在預(yù)定的航路上[8-11]。更加合理的ILS信號設(shè)計(jì)能夠提高飛行員的情景意識,進(jìn)而提高航空器運(yùn)行安全的整體水平。

在最后進(jìn)近著陸過程中,飛行員通過下滑臺和航向臺提供的ILS信號確定飛機(jī)與標(biāo)稱路徑的相對位置,使飛機(jī)沿正確方向和高度飛向跑道[12-16]。但是在不同的相對位置下,由運(yùn)行安全性在水平方向及垂直方向所限定的偏離要求是不同的,并且相對跑道位置越近,對偏離的要求越嚴(yán)格。ILS將實(shí)際情況下滑角與航向角和標(biāo)稱軌跡之間的角度偏移量做線性變換,并將其以均勻分布的刻度形式顯示在主飛行顯示器(primary flight display, PFD)中,以供飛行員修正飛機(jī)下滑軌跡[17-19]。在空客A320客機(jī)的PFD中,航向道刻度上的一個點(diǎn)代表0.8°的偏離,下滑道刻度上的一個點(diǎn)代表0.4°的偏離[20-21]。然而,實(shí)際的軌跡安全性與距標(biāo)稱點(diǎn)的距離有關(guān),故隨角度偏移呈非線性關(guān)系。目前,刻度呈均勻變化的ILS信號不能反映實(shí)際的安全性變化,飛行員缺乏對不同位置下儀表著陸信號安全性變化的視覺刺激。為了在特殊情況或飛機(jī)達(dá)到性能邊緣時,飛行員也能夠更快地意識到距離安全邊界的偏差范圍并及時做出修正,需要對最后進(jìn)近著陸過程的動態(tài)軌跡安全范圍進(jìn)行研究,并將其作為飛行員輔助決策判斷的依據(jù)進(jìn)行可視化。

將最后進(jìn)近著陸過程的動態(tài)安全性量化為信號刻度偏移并進(jìn)行可視化顯示,能給飛行員提供更加明確的決策參考。在具備更充分的機(jī)動操作條件時,顯示修正軌跡的余度,提高飛行員在不同位置下對儀表著陸信號的安全范圍感知度,有利于保證進(jìn)近著陸過程的軌跡精確性和運(yùn)行安全的穩(wěn)定性,使飛行員在觀察軌跡偏移角度信號的同時,還能夠感知到進(jìn)近著陸過程中的即時安全性變化,并通過所獲得的實(shí)時信息對飛行狀態(tài)進(jìn)行預(yù)測,對提升進(jìn)近著陸階段的安全性而言有重要的研究意義與價值。

目前,針對飛機(jī)進(jìn)近著陸階段安全性量化方法的研究主要集中于概率模型構(gòu)建和層次分析方法,部分學(xué)者從這些角度展開了較多的研究工作。Thiel等[22]基于精密進(jìn)近航段截面航跡偏差概率密度函數(shù)建立了機(jī)場安全性評估模型。李娜等[23]基于統(tǒng)計(jì)建模方法建立了碰撞風(fēng)險(xiǎn)模型,結(jié)果表明進(jìn)近著陸過程的航跡偏差呈橢圓狀分布。陳農(nóng)田等[24]基于層次任務(wù)分析(hierarchical task analysis, HTA)方法對進(jìn)近著陸階段的操縱任務(wù)展開分析,為實(shí)施飛行員進(jìn)近著陸操縱行為風(fēng)險(xiǎn)分析奠定了基礎(chǔ)。王晴昊等[25]基于系統(tǒng)理論過程分析(system theoretic process analysis, STPA)方法對民用客機(jī)進(jìn)近著陸階段的高度、速度、下滑角等不安全控制行為(unsafe control actions, UCA)進(jìn)行了詳細(xì)的安全性分析。魯志東等[26]使用隨機(jī)模擬和相關(guān)性分析方法,建立典型大型民機(jī)飛行數(shù)值仿真平臺,研究能量狀態(tài)參數(shù)偏離導(dǎo)致進(jìn)近著陸風(fēng)險(xiǎn)的影響規(guī)律,給出了由關(guān)鍵能量參數(shù)確定的能量狀態(tài)安全邊界,為大型民機(jī)進(jìn)近著陸過程的風(fēng)險(xiǎn)預(yù)警提供了方法基礎(chǔ)。安全性可視化方法主要集中于平視顯示器(head up display, HUD)、增強(qiáng)視景系統(tǒng)(enhanced vision system, EVS)等新興技術(shù),HUD技術(shù)[27-30]使飛行員在保持平視的情況下獲取飛機(jī)姿態(tài)、高度等信息;EVS技術(shù)[31-34]能將飛機(jī)外景實(shí)時圖像疊加在顯示器上,以增強(qiáng)飛行員的情景意識。然而,概率模型構(gòu)建和層次分析方法偏理論層面,如果能夠?qū)⑵渑c進(jìn)近著陸階段的運(yùn)行安全性結(jié)合起來,將更符合實(shí)際需求、普適性更強(qiáng)。而HUD、EVS安全性可視化僅僅將實(shí)際飛行狀態(tài)與實(shí)景信息進(jìn)行了顯示,缺乏與進(jìn)近著陸安全性的聯(lián)系。

針對以上現(xiàn)存問題,本文提出基于高斯量化安全性的ILS信號設(shè)計(jì)方法,該方法考慮了安全性隨儀表刻度偏移的變化率,在進(jìn)行儀表著陸時,通過信號顯示對安全性隨角度偏移的變化率進(jìn)行了補(bǔ)償,顯示修正軌跡的裕度,以供飛行員做輔助決策,有利于保證進(jìn)近著陸過程的軌跡精確性和運(yùn)行的安全穩(wěn)定性。

1 最后進(jìn)近過程量化安全性建模

1.1 最后進(jìn)近過程安全范圍分析

在跑道坐標(biāo)系OXYZ下建立如圖1所示的民機(jī)最后進(jìn)近著陸模型。以跑道入口中心點(diǎn)為原點(diǎn)O,以跑道中心線及其延長線為X軸,入口外為正,入口內(nèi)為負(fù)。在跑道平面內(nèi)Y軸垂直于X軸,按照進(jìn)近方向看,左側(cè)為負(fù),右側(cè)為正。Z軸垂直XOY面向上。飛機(jī)坐標(biāo)為QS(XS,YS,ZS),下滑臺坐標(biāo)為QB(XB,YB,0),航向臺坐標(biāo)為QC(XC,0,0)。文中x、y、z和XS、YS、ZS(s表示進(jìn)近著陸過程中的任意點(diǎn))均表示該點(diǎn)在X軸、Y軸、Z軸上的投影。下滑角γ是指下滑面與水平面在垂直平面內(nèi)的夾角,γR為標(biāo)稱下滑角。航向角φ是指航向面與垂直平面在水平面內(nèi)的夾角,φR為標(biāo)稱航向角。

圖1 民機(jī)最后進(jìn)近著陸模型Fig.1 Civil aircraft’s final approach and landing model

如圖2所示,在飛機(jī)的最后進(jìn)近著陸過程中,安全飛行范圍可以近似為一個以標(biāo)稱軌跡為中心的錐體。從垂直方向截這個錐體,剖面是一個橢圓,其中橢圓的長短半徑分別代表了在這個位置下,飛機(jī)在運(yùn)行安全限制下的下滑道和航向道方向上的可偏移范圍。定義μi和μj為橢圓的中心,σi和σj用來描述橢圓長短半徑。下標(biāo)i和j分別表示下滑道、航向道方向,后文統(tǒng)一。距跑道著陸點(diǎn)距離不同,橢圓的面積隨之變化,因此σi和σj是關(guān)于距跑道入口距離x的函數(shù)。顯然,當(dāng)飛機(jī)位于軌跡中心時安全性最大,偏離中心角度越大,飛機(jī)的安全性越小,安全性關(guān)于中心呈對稱分布形式,使用高斯函數(shù)來描述進(jìn)近著陸過程中關(guān)于角度偏移的安全性恰好能表達(dá)此性質(zhì)。

圖2 最后進(jìn)近著陸階段橫向運(yùn)動幾何圖Fig.2 Geometry diagram of lateral motion in the final approach and landing phase

記I和J分別為下滑道和航向道方向上的安全性定量表示,定義高斯安全性函數(shù):

(1)

(2)

當(dāng)飛機(jī)位于標(biāo)稱軌跡點(diǎn)下時安全性最大,因此分別定義μi和μj為標(biāo)稱下滑角和標(biāo)稱航向角。距離跑道越近,相同角度偏移變化對應(yīng)的安全性變化越大,將高斯安全性函數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)差定義為實(shí)際偏離中心的距離。定義σi為橢圓的上下頂點(diǎn){Q1(x),Q2(x)}在Z軸上的投影之差,用來確定下滑道方向的安全距離范圍。σj為橢圓左右頂點(diǎn){Q3(x),Q4(x)}在Y軸上的投影之差,用來確定航向道方向上的安全距離范圍。離跑道越近,對應(yīng)的可偏移距離范圍越小,安全性變化程度越大,因此用偏離中心的距離定義高斯安全性函數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)差,符合進(jìn)近著陸安全性函數(shù)的性質(zhì)。

為描述I(x,z)和J(x,y)安全性函數(shù),需要逆向求解得出標(biāo)稱軌跡點(diǎn)集合QR(x)與橢圓邊界點(diǎn)集合{Q1(x),Q2(x),Q3(x),Q4(x)},進(jìn)而計(jì)算得出μi、μj、σi、σj。

1.2 最后進(jìn)近過程逆向求解

圖3 最后進(jìn)近著陸階段縱向運(yùn)動幾何圖Fig.3 Geometry diagram of longitudinal motion in the final approach and landing phase

QR(x,y,z)=QC(XS,0,(XS-XB)tanγR)

(3)

橢圓剖面上下邊界點(diǎn)坐標(biāo)為

(4)

(5)

同理,可根據(jù)最后進(jìn)近階段橫向運(yùn)動幾何圖(見圖2)求解得出橢圓左右邊界點(diǎn)坐標(biāo)Q3(x,y,z)和Q4(x,y,z)。接下來,將計(jì)算得出以橢圓中心及邊界點(diǎn)坐標(biāo)為自變量的μi、μj、σi、σj,進(jìn)而求解高斯量化安全性函數(shù)I(x,z)和J(x,y)。

1.3 進(jìn)近著陸安全性定量描述方法

根據(jù)最后進(jìn)近階段縱向和橫向的安全邊界范圍,可以推導(dǎo)得出進(jìn)近著陸過程中的下滑道和航向道方向上的安全性函數(shù)I和J分別為

(6)

(7)

其中,

(8)

(9)

進(jìn)近著陸過程中的下滑道和航向道方向上的安全性定量表示函數(shù)I和J所有參數(shù)均求解完成,下面將詳細(xì)介紹基于高斯安全性函數(shù)的ILS安全性信號設(shè)計(jì)。

2 ILS安全性信號設(shè)計(jì)方法研究

為建立信號設(shè)計(jì)與安全性之間的關(guān)系,首先對安全性信號顯示與安全性變化進(jìn)行相關(guān)性分析。以下滑道偏差信號為例,定義實(shí)際軌跡偏離標(biāo)稱軌跡的角度為下滑角γ,將下滑角的變化記為dγ;下滑道偏差信號刻度函數(shù)為li,記li=li(γ),其變化為dli;該下滑角對應(yīng)的安全性函數(shù)記為si,si=I(γ),其變化為dsi。下滑道方向上的安全性信號的設(shè)計(jì)的本質(zhì)是通過dli/dγ來反映dsi/dγ。下滑道偏差信號的刻度呈均勻變化,即dli/dγ為常數(shù)。而實(shí)際上,下滑道方向上的安全性si關(guān)于下滑角γ呈非線性變化,即dsi/dγ非常數(shù)。因此,dli/dγ和dsi/dγ變化的趨勢不一致,即刻度均勻變化的下滑角偏差信號不能反映實(shí)際的下滑道安全性隨角度偏移的變化程度。為了能夠從提高飛行員情景意識的角度進(jìn)行信號設(shè)計(jì),進(jìn)而提高最后進(jìn)近階段的安全性,需要使下滑道偏差信號的刻度變化率與下滑道方向上的安全性變化率保持一致,才能讓飛行員通過觀察下滑道偏差信號的刻度偏移感知實(shí)際的安全性變化程度。

2.1 下滑道及航向道安全性信號變化率分析

第2節(jié)對最后進(jìn)近階段中不同位置下的安全性進(jìn)行了定性分析及定量描述,得出下滑道方向上的安全性函數(shù)si=I(x,γ)與距跑道入口距離x、下滑角γ均有關(guān)。為了求出不同位置下的下滑道安全性函數(shù)的變化率,本文先固定距跑道入口距離x,以進(jìn)行相關(guān)分析,后文將對不同跑道入口距離x下的下滑道安全性信號設(shè)計(jì)方法進(jìn)行討論。

為求解不同下滑角對應(yīng)的安全性變化,參考式(6),對下滑道安全性函數(shù)I(x,γ)關(guān)于γ求偏導(dǎo):

(10)

為分析不同下滑角下安全性變化率趨勢,對下滑道安全性函數(shù)I(x,γ)關(guān)于γ求二階偏導(dǎo),記為m(x):

(11)

因此,下滑道安全性函數(shù)I(x,γ)的拐點(diǎn),即下滑道安全性函數(shù)I(x,γ)關(guān)于γ的二階偏導(dǎo)函數(shù)m(x)的零點(diǎn)為

γ=γR±σi(x)

(12)

由此可知,?I(x,γ)/?γ,即安全性的變化率,在[μi-σi,μi+σi]內(nèi)單調(diào)遞減。第1.1節(jié)將運(yùn)行安全距離范圍定義為高斯函數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)差σi,因此本文討論的運(yùn)行安全情況下的安全性函數(shù)的定義域?yàn)閇μi-σi,μi+σi]。在定義域內(nèi),安全性的變化率絕對值|?I(x,γ)/?γ|先減后增,可定義以下形式的下滑道信號變化率函數(shù)fi(γ):

fi(γ)=ax·exp|γ-γR|

(13)

其中,系數(shù)ax>0,與距跑道入口距離x有關(guān),將在后文中進(jìn)行詳細(xì)介紹。下滑道信號變化率函數(shù)應(yīng)和安全性變化率函數(shù)的趨勢保持一致,fi(γ)先減后增,拐點(diǎn)為γ=γR,與安全性變化率函數(shù)dsi/dγ性質(zhì)一致。因此,將下滑道安全性信號變化率函數(shù)fi(γ)設(shè)置為式(13)的形式,能夠使下滑道安全性信號的刻度變化與實(shí)際下滑道方向上的安全性變化的趨勢保持一致。

與下滑道安全性信號變化率函數(shù)求解的思路一致,可定義航向道安全性信號變化率函數(shù)fj(φ):

fj(φ)=bx·exp|φ-φR|

(14)

式中:系數(shù)bx>0,是關(guān)于距跑道入口距離x的函數(shù)。

2.2 ILS安全性信號設(shè)計(jì)

第2.1節(jié)研究了距跑道入口距離x不變時,航向道和下滑道方向上的ILS安全性信號函數(shù)形式。實(shí)際上,在相同角度偏移變化ε下,距離跑道越近,對應(yīng)的安全性變化程度越小,ILS安全性信號設(shè)計(jì)應(yīng)體現(xiàn)出這一性質(zhì)。

根據(jù)相應(yīng)性質(zhì),定義下滑道和航向道方向上的安全性信號變化率函數(shù)fi(x,γ)和fj(x,φ)為

fi(x,γ)=ki·x·exp|γ-γR|

(15)

fj(x,φ)=kj·x·exp|φ-φR|

(16)

式中:ki,kj分別為下滑道和航向道刻度相關(guān)系數(shù),均與具體情況中飛行主顯示器PFD的顯示尺寸有關(guān)。

本節(jié)設(shè)計(jì)的下滑道和航向道方向上的安全性信號,在保留原先ILS信號對下滑角度偏差信息和航向角度偏差信息的顯示的基礎(chǔ)上,通過不同的刻度變化率設(shè)置,將不同時刻的下滑道方向和航向道方向上的安全性信息體現(xiàn)出來,以輔助飛行員做出決策判斷。

如圖4所示,下滑道方向上的安全性信號顯示在飛行主顯示器PFD右側(cè),航向道方向上的安全性信號顯示在PFD下方。每個刻度表示同等變化的下滑角Δγ和航向角Δφ,刻度變化率表示下滑道和航向道方向上的安全性的變化趨勢,中間較長的刻度代表標(biāo)稱下滑角和標(biāo)稱航向角,圖4僅畫出了5條刻度,以示意刻度與變化率之間的關(guān)系。以下滑道安全性信號為例,下滑角越大、單位下滑角偏移對應(yīng)的刻度變化率越大,這與下滑角越大、單位下滑角偏移對應(yīng)的最后進(jìn)近過程飛機(jī)的安全性變化程度越大的性質(zhì)相一致。

圖4 ILS安全性信號設(shè)計(jì)圖Fig.4 Design diagram of ILS signal for safety

ILS安全性信號將實(shí)際安全性的變化趨勢體現(xiàn)在視覺上的刻度變化上,使飛行員能夠在觀察下滑角和航向角偏差信息的同時,感知到實(shí)際安全性的大小,進(jìn)而調(diào)整飛行操作。ILS安全性信號擬從提高飛行員的情景意識的角度,提高進(jìn)近著陸過程的安全性。

3 民機(jī)ILS安全性信號驗(yàn)證

為驗(yàn)證加入本文設(shè)計(jì)的ILS安全性信號后對于進(jìn)近著陸過程的安全性的影響,本文首先建立了面向ILS安全性信號的飛行員認(rèn)知模型,產(chǎn)生飛機(jī)操縱狀態(tài)信號,與飛控系統(tǒng)共同對飛機(jī)姿態(tài)進(jìn)行調(diào)整,進(jìn)行民機(jī)最后進(jìn)近著陸場景仿真實(shí)驗(yàn)。同時,建立了面向安全性的適航評價標(biāo)準(zhǔn),對民機(jī)最后進(jìn)近著陸場景進(jìn)行安全性評估與分析,實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)框圖如圖5所示。

圖5 民機(jī)最后進(jìn)近著陸仿真實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)框圖Fig.5 Block diagram of simulation experiment design during final approach and landing for civil aircraft

3.1 飛行員認(rèn)知系統(tǒng)建模

將飛行員認(rèn)知過程分解為感知與決策控制兩個過程,如圖6所示。將信號作為飛行員認(rèn)知過程的視覺輸入,對飛行員視覺感知與決策過程進(jìn)行建模,輸出控制信號流對飛機(jī)姿態(tài)進(jìn)行調(diào)整?；诘?節(jié)設(shè)計(jì)的基于高斯量化的ILS安全性信號,本節(jié)對進(jìn)近著陸過程中的飛行員認(rèn)知過程進(jìn)行建模,為后文進(jìn)近著陸安全性分析提供模型仿真基礎(chǔ)。

圖6 飛行員認(rèn)知模型Fig.6 Pilot cognitive model

3.1.1 飛行員感知模塊設(shè)計(jì)

飛行員的感知過程是指飛行員對外界信息的注意、覺察、感覺、知覺等的一系列過程[35]。在飛行員對飛行參數(shù)相關(guān)信息的感知過程中,會產(chǎn)生反應(yīng)時間(reaction-time, RT)和觀測誤差(observation-error, OE)兩個主要影響因素。其中,RT是指飛行員對于感知到的信息產(chǎn)生反應(yīng)所需的時間,OE是指由儀表校驗(yàn)誤差導(dǎo)致飛行員在觀測時產(chǎn)生的誤差[36]。PFD作為數(shù)字航空電子設(shè)備,飛行員對其的OE影響值很小,因此本文主要探究飛行員對于現(xiàn)階段顯示在飛行主顯示器PFD中的ILS信號與本文研究的ILS安全性信號的RT的影響。

本文使用串行自終止搜索(serial self-terminating search, SSTS)模型[37]對飛行員對儀表的RT進(jìn)行建模。在此模型中,定義變量τRT為飛行員在感知階段獲取信息的RT。飛行員搜索n個儀表的RT值τRT與n成正比:

(17)

式中:ap為信息反應(yīng)過程中的固有時間;bm為單個儀表信號的RT。由于不同儀表信號的尺寸、面積大小等影響飛行員感知的因素往往不同,因此bi會隨著儀器的不同而變化?；赟STS模型,分別對目前的ILS信號和本文設(shè)計(jì)的ILS安全性信號進(jìn)行建模。

(1) 飛行員對目前的ILS信號的感知模型

目前的ILS信號為下滑角度偏差信號和航向角度偏差信號,因此在式(17)中取n=2。在真實(shí)飛機(jī)設(shè)計(jì)中,下滑角度偏差信號與航向角度偏差信號在飛行主顯示器PFD中顯示的尺寸和面積大小相同,飛行員對這兩個信號的RT相同,令b1=b2=b0。因此,飛行員關(guān)于ILS信號的RT基礎(chǔ)表達(dá)式為

τRT=ap+2b0

(18)

目前的ILS信號僅體現(xiàn)出了飛機(jī)在下滑道方向上和航向道方向上距離真實(shí)軌跡距離標(biāo)稱軌跡的偏差信息,從而進(jìn)行決策控制,操縱飛機(jī)對其軌跡進(jìn)行修正。可以將其抽象為視覺感知刻度變化引起飛行員的情景意識?？潭茸兓酱?引起情景意識所需的時間就越少,因此延遲時間與刻度變化成反比,即可令b0=1/k0。對于目前的ILS信號,單個儀表信號的b0與下滑角度偏差信號的變化率函數(shù)fi0以及航向角度偏差信號的變化率函數(shù)fj0的關(guān)系為

(19)

由于飛行員關(guān)于目前的ILS信號中下滑角度偏差信號和航向角度偏差信號的RT值b1=b2=b0,基于式(19),得出飛行員對于目前飛行主顯示器PFD中的下滑角度偏差信號的感知時延τRT_i0和航向角度偏差信號的感知時延τRT_j0為

(20)

飛行員的實(shí)時感知ILS角度關(guān)于目前的飛行主顯示器PFD輸出的實(shí)際ILS角度的傳遞函數(shù)為

G0(s)=e-τRTi0·s=e-τRTj0·s

(21)

(2) 飛行員對ILS安全性信號的感知模型

本文設(shè)計(jì)的ILS安全性信號,通過與下滑道、航向道方向上的安全性變化率趨勢一致的刻度變化率設(shè)置方法,在保留原先ILS信號對下滑角度偏差信息和航向角度偏差信息顯示的基礎(chǔ)上,將不同時刻的下滑道方向和航向道方向的安全性信息體現(xiàn)出來,使飛行員能夠通過觀察下滑角度和航向角度偏差信號的刻度偏移感知到相應(yīng)方向上的實(shí)際安全性的變化程度。

基于計(jì)算得出的下滑道安全性信號的RT函數(shù)表達(dá)式,將SSTS算法修改為適應(yīng)下滑道安全性信號的感知模型:

(22)

同理,將飛行員對航向道安全性信號的SSTS感知模型修正為

(23)

選取上海浦東機(jī)場34 L跑道為例進(jìn)行演算,進(jìn)行具體ILS安全性信號設(shè)計(jì)。查閱CAAC發(fā)布的相關(guān)資料,將34 L跑道的具體參數(shù)代入,得出航向道和下滑道安全性信號變化率模型fi(x,γ)與fj(x,φ)。

根據(jù)改進(jìn)SSTS飛行員感知模型,可以寫出飛行員的實(shí)時感知下滑角γper關(guān)于飛行主顯示器PFD輸出的實(shí)際下滑角γ的傳遞函數(shù)Gi(s)以及飛行員實(shí)時感知航向角φper關(guān)于實(shí)際航向角φ的傳遞函數(shù)Gj(s),具體形式為

Gi(s)=e-τRTi·s

(24)

Gj(s)=e-τRTj·s

(25)

3.1.2 飛行員決策控制過程建模

以升降舵偏角δe為例,進(jìn)行飛行員決策控制模塊相關(guān)分析。飛行員根據(jù)實(shí)時感知下滑角γper與期望下滑角γc,對升降舵進(jìn)行控制:

(26)

實(shí)際的升降舵輸出會受到飛行員神經(jīng)肌肉動態(tài)系統(tǒng)的影響,根據(jù)已有的研究[38],人的肌肉動作在控制系統(tǒng)中可以用簡單的一階慣性環(huán)節(jié)進(jìn)行模擬:

(27)

式中:τ為時間常數(shù),反映飛行員通過肌肉動作執(zhí)行所需要的固定時間長度。

3.2 民機(jī)最后進(jìn)近著陸場景仿真實(shí)驗(yàn)

基于前文搭建的民機(jī)進(jìn)近著陸場景,本文進(jìn)行相應(yīng)的數(shù)字化構(gòu)造性仿真實(shí)驗(yàn)。在仿真過程中,初始設(shè)置飛機(jī)已完成五邊進(jìn)近,對從最后進(jìn)近航段至完成著陸的最后進(jìn)近著陸過程進(jìn)行仿真實(shí)驗(yàn)。為探究加入ILS安全性信號的改進(jìn)儀表設(shè)計(jì)對進(jìn)近著陸安全性的影響,本文將進(jìn)近著陸仿真設(shè)置為4組對照實(shí)驗(yàn)。根據(jù)是否在可視化儀表中加入ILS安全性信號以及最后進(jìn)近階段最后進(jìn)近點(diǎn)(final approach fix, FAF)的ILS角度偏差的不同設(shè)置,探究在最后進(jìn)近著陸階段中,ILS安全性信號對飛行安全的影響。4組對照實(shí)驗(yàn)的設(shè)置方法如表1所示。

表1 對照實(shí)驗(yàn)設(shè)置Table 1 Control experiment setting

3.3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

每組進(jìn)近著陸仿真實(shí)驗(yàn)分別進(jìn)行500次,對進(jìn)近著陸實(shí)驗(yàn)相關(guān)航跡信息進(jìn)行記錄。從每組實(shí)驗(yàn)中選取500次飛行軌跡曲線的中線, 并繪制所選取中線的三維軌跡圖,如圖7所示。其中,OXYZ為以跑道入口中心點(diǎn)為原點(diǎn)O的跑道坐標(biāo)系。

圖7 飛行軌跡中線三維視圖Fig.7 Three-dimensional view of the flight trajectory’s midline

為對2 000次民機(jī)進(jìn)近著陸實(shí)驗(yàn)中的著陸點(diǎn)安全性進(jìn)行分析,首先要對相關(guān)適航條款建立面向安全性的符合性評價標(biāo)準(zhǔn)。進(jìn)近著陸階段的適航標(biāo)準(zhǔn)主要參考?xì)W洲航空安全局(European Aviation Safety Agency, EASA)發(fā)布的全天候運(yùn)營的認(rèn)證規(guī)范(certification specifications for all weather operations,CS-AWO)中的相關(guān)規(guī)定,通過梳理得到的相關(guān)要求如表2所示。

表2 CS-AWO規(guī)定的著陸階段限制要求Table 2 Landing stage limitation requirements specified by CS-AWO

結(jié)合上海浦東機(jī)場34 L跑道相關(guān)參數(shù)與表2梳理得到的適航標(biāo)準(zhǔn),飛機(jī)在進(jìn)近著陸過程中,最終著陸接地位置需落在如圖8所示的指定區(qū)域范圍內(nèi)。以跑道入口為原點(diǎn),沿跑道中心線方向的可著陸區(qū)域?yàn)閇60 m,823 m],垂直于跑道中心線的可著陸區(qū)域?yàn)閇-21 m,21 m]。

圖8 上海浦東機(jī)場34 L跑道著陸接地點(diǎn)區(qū)域圖Fig.8 Area map of landing touchdown points for runway 34L at Shanghai Pudong Airport

在跑道坐標(biāo)系的XOY面中,定義飛機(jī)著陸點(diǎn)的坐標(biāo)為(xa,ya),可將著陸區(qū)域劃分如下:

(1) 將xa∈[-823,-60],ya∈[-21,21]的區(qū)域定義為Ⅰ級安全區(qū)域,為相對最安全的著陸區(qū)域;

(2) 將xa∈[-3 800,0],ya∈[-60,60]范圍內(nèi)的非Ⅰ級安全區(qū)域定義為Ⅱ級安全區(qū)域,該區(qū)域包含跑道范圍內(nèi)的偏離、提前著陸以及滯后著陸,對應(yīng)飛行員操作為人為緊急著陸或復(fù)飛;

(3) 將XOY面中非Ⅰ/Ⅱ級安全區(qū)域定義為不安全區(qū)域,為飛機(jī)異常著陸事故發(fā)生區(qū)域。

根據(jù)2 000次仿真對照實(shí)驗(yàn),統(tǒng)計(jì)其在以上3個區(qū)域的概率分布情況,相關(guān)數(shù)據(jù)如表3所示。從表3中的數(shù)據(jù)可以看出,在以較小ILS偏角進(jìn)近著陸過程中,在可視化儀表中加入ILS安全性信號相比目前刻度均勻變化的ILS信號,著陸點(diǎn)落在Ⅰ級安全區(qū)域的概率從85.98%提升到了89.27%,落在發(fā)生飛行事故的不安全區(qū)域的概率從2.75%降為1.82%;將Ⅰ級和Ⅱ級安全區(qū)域統(tǒng)稱為安全區(qū)域,則ILS安全性信號在以較小ILS偏角進(jìn)近中將安全著陸的概率從97.25%提高到了98.18%。

表3 著陸點(diǎn)概率分布Table 3 Probability distribution of landing points %

在以較大ILS偏角進(jìn)近著陸中,相比目前刻度均勻變化的ILS信號,在可視化儀表中加入ILS安全性信號,使著陸點(diǎn)落在Ⅰ級安全區(qū)域的概率從70.32%提升到了77.25%,著陸點(diǎn)落在不安全區(qū)域的概率從11.04%降為8.23%;ILS安全性信號在以較大ILS偏角進(jìn)近著陸中將安全著陸的概率從88.96%提高到了91.77%。

因此,無論以大小偏角進(jìn)近,在可視化儀表中加入ILS安全性信號均提高了安全著陸的概率,尤其在進(jìn)近偏角大的情況下,安全性提升效果更加明顯。由此可見,在進(jìn)近著陸過程中,將安全性可視化為ILS安全性信號,能通過提升飛行員對真實(shí)安全范圍的情景意識,進(jìn)而提高安全著陸的概率。

4 結(jié)束語

針對均勻分布的儀表著陸信號無法反映真實(shí)安全性變化的問題,本文提出一種基于高斯量化的ILS安全性的信號設(shè)計(jì)方法,研究了基于高斯量化的民機(jī)最終進(jìn)近過程的安全性模型,并利用逆向求解方法確定安全范圍。基于該模型設(shè)計(jì)了ILS安全信號模型,實(shí)現(xiàn)了動態(tài)安全性量化顯示。最后,搭建了面向ILS安全性儀表設(shè)計(jì)系統(tǒng)的飛行員認(rèn)知模型,并結(jié)合民機(jī)系統(tǒng)模型進(jìn)行了數(shù)字化結(jié)構(gòu)性仿真實(shí)驗(yàn)。仿真結(jié)果表明,本文設(shè)計(jì)的ILS 安全性信號有助于提升進(jìn)近著陸階段的安全性。后續(xù)研究工作將考慮結(jié)合模擬器進(jìn)行仿真實(shí)驗(yàn),驗(yàn)證該安全性信號設(shè)計(jì)方法與飛行員真實(shí)的響應(yīng)效果之間的關(guān)系。