一种民用飞机地形感知与告警系统的告警包线生成方法

摘要

一种民用飞机地形感知与告警系统的告警包线生成方法，包括：S1：根据飞机初始飞行状态，建立无告警情况下的正常飞行轨迹模型，生成无告警正常轨迹，同时建立飞行员规避操作模型，生成飞机告警后规避轨迹，将两段飞行轨迹分别与一阶Markov随机地形数据作比较，判断此次飞行仿真是否告警成功；S2：进行大量飞行仿真，统计虚警率和告警成功率作为系统的告警性能指标，生成SOC曲线，权衡两个指标对系统的影响，选取最佳告警阈值点；S3：生成整个告警包线。本发明综合考虑虚警和漏警对告警系统的影响，最终生成的告警包线更加合理，可有效减小虚警和漏警情况的发生。

说明书

技术领域

本发明涉及的是一种用于告警包线生成技术领域的方法，特别涉及一种基于系统性能曲线的民用飞机地形感知与告警系统的告警包线生成方法。 

背景技术

地形感知与告警系统（Terrain Awareness and Warning System，TAWS）是航电综合环境监视系统（Aircraft Environment Surveillance System，AESS）的一个重要组成部分，拥有六种传统告警模式以及前视告警，可有效避免可控飞行撞地（Controlled Flight into Terrain，CFIT）的发生，确保飞行安全。 

TAWS一般为离散的决策系统，需要不停地检测多个参数并根据目前状态来决定是否发出告警，其中，告警阈值的设置是影响其性能好坏的重要指标之一。若告警阈值设置较大，可以为操作人员提供足够的时间采取补救措施，有效减少漏警的发生，但是预测轨迹存在的不确定性过多，产生虚警产生的可能性也相应增大；反之，若是告警阈值设置较小，预测轨迹相对精确，可以减少虚警发生的，同时也使得因为告警不及时而发生事故的概率增大。近几年，国外生产的民用飞机地形感知与告警系统产品陆续推向市场，但在告警性能方面，各个产品都还有很大的提升空间。 

Markov：马尔科夫，俄国著名数学家，以数论和概率论方面的研究著称，其研究成果被广泛应用于自然学、工程技术和公共事业中。 

发明内容

本发明针对现有技术存在的上述不足，综合考虑虚警和漏警对告警系统的影响，提供一种民用飞机地形感知与告警系统的告警包线生成方法，其最终生成的告警包线更加合理，可有效减小虚警和漏警情况的发生。 

本发明通过以下技术方案实现： 

一种民用飞机地形感知与告警系统的告警包线生成方法，包括： 

S1：根据飞机初始飞行状态，建立无告警情况下的正常飞行轨迹模型，生成无告警正常轨迹；同时建立飞行员规避操作模型，生成飞机告警后规避轨迹；将两段飞行轨迹分别与一阶Markov随机地形数据作比较，判断此次飞行仿真是否告警成功； 

S2：进行大量飞行仿真，统计虚警率和告警成功率作为系统的告警性能指标，生成SOC曲线，权衡虚警率和告警成功率对系统的影响，选取最佳告警阈值点； 

S3：重复步骤2，得到多个最佳告警阈值点，并根据多个最佳告警阈值点生成整个告警包线。 

较佳的，步骤S1进一步包括： 

S11：生成一阶Markov随机地形： 

一阶高斯Markov地形中，数据序列下一时刻的值y_n+1的概率密度函数仅与最近的上一时刻的值y_n有关，即 

f(y_n+1|y₀,y₁,y₂,y₃...y_n-1,y_n)=f(y_n+1|y_n) 

对于离散的Markov过程，则y_n+1与y_n满足以下关系： 

y_n+1=e^-βy_n+ξ_n

同时，此过程也是高斯过程，β=1/l₀，其中l₀为数据的相关长度；ξ_n是服从均值为0，方差为σ2(1-e^-2β)正态分布的随机变量，即 

ξ_n～N(0,σ²(1-e^-2β)) 

调节模型参数σ²和l₀即得到各种不同的地形； 

S12：根据飞机初始飞行状态，生成飞机无告警情况下的正常轨迹模； 

S13：根据飞机初始飞行状态，生成告警后规避轨迹； 

S14：将两段飞行轨迹分别与一阶Markov随机地形数据作比较，判断此次告警是否成功。 

较佳的，步骤S12进一步包括： 

假设为匀速运动的运动轨迹，设飞机的初始高度为h₀，航迹角为θ₀，空速为V_a，风速为v，两者与全向速度V有如下矢量关系： 

${V_a}^2=V^2+v^2-2\mathrm{Vv}\sin (\frac{\pi }{4}+{\theta }_0)$

解上述方程，得到飞机全向速度V的值，在此情况下经过t∈(0,T)后，飞 机的高度和水平位置分别为： 

h(t)=h₀-V·t·sinθ₀

l(t)=l₀+V·t·cosθ₀

若在规定的外推时间T内任一时刻飞机均未触地，则表明A点状态下飞机安全无告警；若系统发出了告警，则为一次误告警。 

较佳的，步骤S13进一步包括： 

S131：生成反应延迟阶段轨迹 

此段轨迹与步骤S1无告警时正常轨迹的外推方法完全一致，其任意t时刻飞机海拔高度H(t)为： 

H(t)=h₀-V·t·sinθ₀

设飞行员采取拉升操作时的反应延迟时间为t_delay，求得延迟状态结束时飞机海拔高度H₁为： 

H₁=h₀-V·t_delay·sinθ₀

S132：生成拉升规避阶段轨迹 

拉升规避轨迹下，飞行员垂直拉起飞机，发动机的安状角ω和飞机的迎角α比较小，假定为0，同时假定飞机全向速度保持不变，飞行员在拉起过程中，拉起动作稳定且匀速，初始航迹角θ₀变为0，再变为反向的θ₁，航迹角变化率恒定为，不考虑倾斜角，求得此阶段内任意时刻飞机垂直速度v(t)为： 

$v\left(t\right)=\frac{V}{\sin \left({\theta }_0\right)}·\sin ({\theta }_0-\stackrel{·}{\theta }t)$

任意时刻高度H(t)为： 

$\left(\begin{array}{c}H\left(t\right)=H_1-{\int }_0^{t}v\left(t\right)\mathrm{dt}\\ =H_1-{\int }_0^t\frac{V}{\sin \left({\theta }_0\right)}·\sin ({\theta }_0-\stackrel{·}{\theta }t)\mathrm{dt}\end{array}\right)$

飞机航迹角拉升至要求的θ₁时，拉升逃逸阶段结束，则拉升阶段持续时间t_{Pull_Up}由下式得到： 

$t_{\mathrm{Pull}\_\mathrm{Up}}=\frac{{\theta }_1+{\theta }_0}{\stackrel{·}{\theta }}$

拉升状态结束时飞机海拔高度H₂为： 

$H_2=H_1-{\int }_0^{t_{\mathrm{Pull}\_\mathrm{Up}}}\frac{V}{\sin \left({\theta }_0\right)}·\sin ({\theta }_0-\stackrel{·}{\mathrm{\theta t}})\mathrm{dt}$

S133：生成稳定保持阶段轨迹 

此阶段内飞机以固定的航迹角θ₁匀速爬升，其任意时刻高度H(t)为： 

H(t)=H₂+V·t·sin(θ₁)。 

较佳的，步骤S14进一步包括： 

在单次飞行仿真中，若正常轨迹发生触地，则判定为发生事故，无告警情况下事故发生次数加1；若告警规避轨迹发生触地，则告警失败，告警后事故发生次数加1；反之，则认为告警成功。 

较佳的，步骤S2进一步包括： 

重复步骤S11至S14，对近地飞行事件进行大量仿真，统计虚警率和告警成功率；进而得到虚警率P(FA)曲线以及告警成功率P(CD)曲线；以P(FA)和P(CD)这两个性能指标分别为横纵坐标作SOC曲线；P(CD)-P(FA)的值为系统报警收益，通过设置合理的告警收益获得最佳告警阈值点。 

较佳的，步骤S3进一步包括： 

更改飞机初始无线电高度值，重复步骤S1至S2，得到不同状态下对应的最佳告警阈值点；将一组阈值点进行线性拟合，并利用飞行边界条件确定拟合斜线的上下限，得到告警包线。 

附图说明

图1为本发明具体实施例轨迹建模图； 

图2为本发明具体实施例单次飞行仿真流程图； 

图3为本发明具体实施例模式4初始高度为500英尺时的无告警事故率和告警失败率曲线； 

图4为本发明具体实施例模式4初始高度为500英尺时的SOC曲线； 

图5为本发明具体实施例最终生成的模式4告警包线。 

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。 

请参考图1，一种民用飞机地形感知与告警系统模式4告警包线生成方法，包括： 

S1：根据飞机初始飞行状态，建立无告警情况下的正常飞行轨迹模型，生成无告警正常轨迹，同时建立飞行员规避操作模型，生成飞机告警后规避轨迹，将两段飞行轨迹分别与一阶Markov随机地形数据作比较，判断此次飞行仿真是否告警成功； 

S2：进行大量飞行仿真，统计虚警率和告警成功率作为告警系统性能指标，生成SOC曲线，权衡两个指标对系统的影响选取最佳告警阈值点； 

S3：生成整个告警包线。 

图2表示了上述生成方法的流程图表示，且其中虚线框部分表示了单次飞行仿真流程图，其对应步骤S1。其中，“大量飞行事件仿真获得统计性能指标”以及“生成SOC性能曲线”对应步骤S2。“生成告警包线”对应步骤S3。 

其中，步骤S1是针对单次飞行事件模型的，其进一步包括： 

S11：生成一阶Markov随机地形 

一阶高斯Markov地形中，数据序列下一时刻的值y_n+1的概率密度函数仅与最近的上一时刻的值y_n有关，即 

f(y_n+1|y₀,y₁,y₂,y₃...y_n-1,y_n)=f(y_n+1|y_n)              (1) 

对于离散的Markov过程，则y_n+1与y_n满足以下关系 

y_n+1=e^-βy_n+ξ_n                          (2) 

同时，此过程也是高斯过程，则β=1/l₀，其中l₀为数据的相关长度；ξ_n是服从均值为0，方差为σ²(1-e^-2β)正态分布的随机变量，即 

ξ_n～N(0,σ²(1-e^-2β))                        (3) 

调节模型参数σ²和l₀即得到各种不同的地形。 

S12：建立无告警正常轨迹模型 

本发明中建立的轨迹模型均为飞行剖面，不考虑横向变化。如图1，设飞机飞行至O点时得到告警，O点处航迹角为θ₀，净空高度为h₀。图1中，实线部分为无告警正常轨迹；虚线部分为告警后规避轨迹。 

对于模式4——净空高度不足，需要确定的告警参数为最小无线电高度与空速，飞机当前的飞行速度V为空速与风速的矢量和。自O点起对轨迹进行匀 变速直线外推T秒，得到无告警情况下的正常轨迹。其中，任意t时刻飞机海拔高度h(t)为 

h(t)=h₀-V·t·sinθ₀                  (4) 

S13：建立告警后规避轨迹模型 

系统产生告警后，飞行人员采取规避操作，根据模型进行轨迹外推，考虑飞行员反应延迟，告警后规避轨迹分为以下三个部分： 

S131：生成反应延迟阶段轨迹 

此段轨迹与无告警时正常轨迹的外推方法完全一致，其任意t时刻飞机海拔高度H(t)为： 

H(t)=h₀-V·t·sinθ₀                   (5) 

设飞行员采取拉升操作时的反应延迟时间为t_delay，可求得延迟状态结束时飞机海拔高度H₁为： 

H₁=h₀-V·t_delay·sinθ₀                  (6) 

S132：生成拉升规避阶段轨迹 

此阶段内，飞行员垂直拉起飞机，发动机安状角ω和及飞机迎角α较小，为了简化模型，可以考虑为0。同时假定飞机全向速度保持不变，飞行员在拉起过程中，拉起动作稳定且匀速，初始航迹角θ₀变为0，再变为反向的θ₁，航迹角变化率恒定为，不考虑倾斜角，上述假设对民用航飞机来说是完全可以接受的。可求得此阶段内任意时刻飞机垂直速度v(t)为 

$v\left(t\right)=\frac{V}{\sin \left({\theta }_0\right)}·\sin ({\theta }_0-\stackrel{·}{\theta }t)---\left(7\right)$

任意时刻高度H(t)为 

$\left(\begin{array}{c}H\left(t\right)=H_1-{\int }_0^{t}v\left(t\right)\mathrm{dt}\\ =H_1-{\int }_0^t\frac{V}{\sin \left({\theta }_0\right)}·\sin ({\theta }_0-\stackrel{·}{\theta }t)\mathrm{dt}\end{array}\right)---\left(8\right)$

飞机航迹角拉升至要求的θ₁时，拉升逃逸阶段结束，则拉升阶段持续时间t_{Pull_Up}由下式得到： 

$t_{\mathrm{Pull}\_\mathrm{Up}}=\frac{{\theta }_1+{\theta }_0}{\stackrel{·}{\theta }}---\left(9\right)$

拉升状态结束时飞机海拔高度H₂为： 

$H_2=H_1-{\int }_0^{t_{\mathrm{Pull}\_\mathrm{Up}}}\frac{V}{\sin \left({\theta }_0\right)}·\sin ({\theta }_0-\stackrel{·}{\mathrm{\theta t}})\mathrm{dt}---\left(10\right)$

S133：生成稳定保持阶段轨迹 

此阶段内飞机以固定的航迹角θ₁匀速爬升，其任意时刻高度H(t)为 

H(t)=H₂+V·t·sin(θ₁)                   (11) 

S14：判断告警是否成功，进一步包括： 

在单次飞行仿真中，如果在规定的外推时间内，正常轨迹发生触地，则判定为发生事故，无告警情况下事故发生次数加1。若告警规避轨迹发生触地，说明告警失败，告警后事故发生次数加1；反之，则认为告警成功。 

其中，步骤S2进一步包括统计系统性能指标，即： 

重复步骤S11至S14，对飞行事件进行大量仿真，统计得到无告警事故率和告警失败率曲线，进而计算得虚警率P(FA)=1-无告警事故率，告警成功率P(CD)=1-告警失败率。 

以P(FA)和P(CD)这两个性能指标分别为横纵坐标所作的曲线即为SOC曲线。选取适宜的d(P(CD))/d(P(FA))值为最佳告警收益，则此处对应的告警参数即为H₀对应的最佳的告警阈值点。 

其中，步骤S3进一步包括： 

更改飞机初始无线电高度值，重复步骤S1至S2过程，可得到不同初始高度下对应的最佳告警阈值点。将一组阈值点进行线性拟合，并利用飞行边界条件确定拟合斜线的上下限，得到告警包线。 

本发明提供了一个实例。假设飞机初始高度为500英尺，对于模式4告警，需要确定的告警参数为空速，飞机的全向速度为风速与空速的矢量和。选取空速范围在50～400海里/小时之间，根据步骤S1至S2统计得到模式4的无告警事故率（左边曲线）和告警失败率（右边曲线）曲线如图3所示，对应的SOC曲线如图4所示，最佳告警收益d(P(CD))/d(P(FA))=1时得到模式1的报警包线如图5所示。 

实验结果表明：本发明中的方法能够得到合理有效的告警包线。其最终生成的告警包线更加合理，可有效减小虚警和漏警情况的发生。 

本发明优选实施例只是用于帮助阐述本发明。优选实施例并没有详尽叙 述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式。显然，根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地利用本发明。本发明仅受权利要求书及其全部范围和等效物的限制。