一种飞机着陆姿态警告系统及警告控制方法

摘要

一种飞机着陆姿态警告系统及警告控制方法。系统包括第一测距模块、第二测距模块、第三测距模块、计算控制组件、显示组件、警告扬声器和外部接口；第一至第三测距模块分别与计算控制组件相连接；计算控制组件分别与显示组件和警告扬声器相连。本发明提供的飞机着陆姿态警告系统及警告控制方法的有益效果：能够直观显示着陆过程中飞机对地实时距离和俯仰、倾斜姿态，在超出正常范围值时能够提供警告信息，弥补了着陆过程对飞行员经验的依赖，对下降速率的计算与显示也能保证飞机着陆时刻对飞机不会产生过大冲击，降低重着陆等重大安全事故的发生概率，有效提高了各种资历和类型的飞行员操纵飞机在整个着陆过程中的飞行安全。

说明书

技术领域

本发明属于飞机着陆姿态控制技术领域，特别是涉及一种飞机着陆姿态 警告系统及警告控制方法。

背景技术

目前，飞机着陆时通常采用无线电高度系统来测量飞机对地距离，该系 统是将飞机视作一个质点，仅探测机身腹部对地的距离。为了判断飞机着陆 时的姿态情况，飞行员要通过观察姿态仪表显示的俯仰、倾斜角，根据经验 来判断飞机各个起落架之间与地面接近的情况，同时还要观察升降速度表， 防止下降速率过大引起重着陆，冲击起落架结构。重着陆对飞机的结构可能 产生严重影响，发生重着陆后飞机需进行结构、大翼、起落架等多处检查才 能使用，因此检测飞机是否发生重着陆非常重要。但目前尚缺少有关对飞机 着陆姿态进行警告的装置及方法。

发明内容

为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种飞机着陆姿态警告系统 及警告控制方法。

为了达到上述目的，本发明提供的飞机着陆姿态警告系统及警告控制方 法包括：

第一测距模块、第二测距模块、第三测距模块、计算控制组件、显示组 件、警告扬声器和外部接口；其中：第一测距模块为安装在前起落架上的测 距装置，用于测量第一测距模块的对地真实距离d1，第二测距模块为安装在 左主起落架上的测距装置，用于测量第二测距模块的对地真实距离d2，第三 测距模块为安装在右主起落架上的测距装置，用于测量第三测距模块的对地 真实距离d3；第一测距模块、第二测距模块和第三测距模块分别与计算控制 组件相连接；计算控制组件为本装置的核心控制器，其分别与显示组件和警 告扬声器相连接，用于控制各部件共同完成数据采集、运算、显示和警告等 操作；显示组件为信息显示装置，用于显示提示及警告信息，警告扬声器为 音频发声装置，用于输出语音提示信号；外部接口为外部互交接口电路，其 与计算控制组件相连接，用于实现计算控制组件与飞机上其它机载计算机系 统的数据交换。

所述的第一测距模块、第二测距模块和第三测距模块均为GALAXYZ公司 的GLS-B型激光测距模块，其能够实时测量其自身距离地面的实际距离。

所述的计算控制组件为STM32F103单片机控制系统。

本发明提供的飞机着陆姿态警告系统所采用的警告控制方法包括按顺 序执行的下列步骤：

步骤一、检测起落架对地距离的S01阶段：计算控制组件4通过第一测 距模块、第二测距模块和第三测距模块分别测量前起落架、左和右个主起落 架的对地真实距离d1，d2，d3，从中得到机轮对地的真实距离；

计算控制组件将上述三个测距模块测量出的距离减去各自安装高度d0 而获得机轮对地真实距离；

步骤二、判断仰角是否正常的S02阶段：计算控制组件根据当前得到的 前起落架和左、右主起落架的对地真实距离计算并判断飞机当前的仰角是否 正常；如果判断结果为“是”，则下一步直接进入S04阶段，否则下一步进 入S03阶段；

步骤三、仰角异常报警的S03阶段：当确定出飞机仰角出现异常时，计 算控制组件进一步分析并确定仰角异常的类型，然后通过显示组件和警告扬 声器分别发出文字和语音警告；

步骤四、判断倾斜角是否正常的S04阶段：计算控制组件根据当前得到 的左、右主起落架的对地真实距离计算并判断飞机当前的倾斜角是否正常； 如果判断结果为“是”，则下一步直接进入S06阶段，否则下一步进入S05 阶段；

步骤五、倾斜角异常报警的S05阶段：当确定出飞机倾斜角出现异常时， 计算控制组件进一步分析并确定倾斜角异常的类型，然后通过显示组件和警 告扬声器分别发出文字和语音警告；

步骤六、判断下降速率是否正常的S06阶段：计算控制组件根据当前得 到的左、右个主起落架的对地真实距离计算并判断飞机当前的下降速率是否 正常；如果判断结果为“是”，则下一步进入S08阶段，否则进入下一步S07 阶段；

步骤七、下降速率异常报警的S07阶段：当确定出飞机下降速率出现异 常时，计算控制组件进一步分析并确定下降速率异常的类型，然后根据分析 结果通过显示组件和警告扬声器分别发出文字和语音警告；

步骤八、判断着陆是否完成的S08阶段：计算控制组件根据当前三个起 落架的机轮底面对地的垂直距离是否为零判断着陆是否完成；如果判断结果 为“是”，则本流程至此结束，下一步退出本流程；否则下一步返回S01阶 段，继续循环检测警告。

在S03阶段中，所述的仰角异常报警方法包括按顺序执行的下列步骤：

步骤一、判断仰角是否过大的S201阶段：根据规定的仰角判断条件判 断当前飞机仰角是否过大，如果判断结果为“是”，则下一步进入S202阶段， 否则下一步直接进入S203阶段；

步骤二、提示当前飞机仰角过大的S202阶段：当确定此时飞机仰角过 大时，计算控制组件通过显示组件显示出文字警告“仰角过大”，并通过警 告扬声器提供警示音；

步骤三、判断仰角是否过小的S203阶段：根据规定的仰角判断条件判 断当前飞机仰角是否过小，如果判断结果为“是”，则下一步进入S204阶段， 否则本流程结束，下一步退出本流程；

步骤四、提示当前飞机仰角过小的S204阶段：当确定出此时飞机仰角 过小后，计算控制组件通过显示组件显示出文字警告“仰角过小”，并通过 警告扬声器提供警示音，本流程至此结束。

在S201阶段中，所述的仰角是否过大的判断条件为：

如果出现：

$\left(\begin{array}{c}d1-d2=\delta >\delta 2\\ d1-d3=\delta >\delta 2\end{array}\right)$

则确定当前飞机仰角过大；

在S203阶段中，所述的仰角是否过小的判断条件为：

如果出现：

$\left(\begin{array}{c}d1-d2=\delta <\delta 1\\ d1-d3=\delta <\delta 1\end{array}\right)$

则确定当前飞机仰角过小。

在S05阶段中，所述的倾斜角异常报警方法包括按顺序执行的下列步骤：

步骤一、判断是否左倾的S401阶段：根据规定的左倾判断条件判断当 前飞机左倾是否过大，如果判断结果为“是”，则下一步进入S402阶段，否 则下一步直接进入S403阶段；

步骤二、提示飞机左倾过大的S402阶段：当确定出此时飞机向左倾斜 过大，计算控制组件通过显示组件显示出文字警告“左倾过大”，并通过警 告扬声器提供警示音；

步骤三、判断是否右倾的S403阶段：根据规定的右倾判断条件判断当 前飞机右倾是否过大，如果判断结果为“是”，则下一步进入S404阶段，否 则本流程结束，下一步退出本流程；

步骤四、提示飞机右倾过大的S404阶段：当确定出此时飞机向右倾斜 过大，计算控制组件通过显示组件显示出文字警告“右倾过大”，并通过警 告扬声器提供警示音，本流程至此结束。

在S401阶段中，所述的左倾判断条件为：

如果出现：

d3-d2>δ0

则确定当前此时飞机向左倾斜过大；

在S403阶段中，所述的右倾判断条件为：

如果出现：

d2-d3>δ0

则确定当前此时飞机向右倾斜过大。

在S07阶段中，所述的下降速率异常报警方法包括按顺序执行的下列步 骤：

步骤一、判断是否出现重着陆的S601阶段：根据飞机下降速率是否过 大来判断当前飞机是否出现重着陆，如果判断结果为“是”，则进入下一步 S602阶段，否则下一步直接进入S603阶段；

步骤二、提示下降速率过大出现重着陆的S602阶段：确定当前飞机出 现重着陆，计算控制组件将通过显示组件显示出文字警告“出现重着陆”， 并通过警告扬声器提供警示音；然后退出本流程；

步骤三、判断是否出现下俯的S603阶段：根据前起落架下降速率是否 过大来判断当前飞机是否出现下俯，如果判断结果为“是”，则下一步进入 S604阶段，否则下一步直接进入S605阶段；

步骤四、提示仰角过小正在下俯的S604阶段：确定当前飞机正在下附， 计算控制组件将通过显示组件显示文字警告“正在下俯”，并通过警告扬声 器提供警示音；如果下俯导致仰角太小，则显示组件将同时显示文字警告“仰 角过小”，并提供警示音；然后退出本流程；

步骤五、判断是否出现上仰的S605阶段：根据主起落架下降速率是否 过大来判断当前飞机是否出现上仰，如果判断结果为“是”，则下一步进入 S606阶段，否则下一步直接进入S607阶段；

步骤六、提示仰角过大正在上仰的S606阶段：确定当前飞机正在上仰， 计算控制组件将通过显示组件显示出文字警告“正在上仰”，并通过警告扬 声器提供警示音；如果上仰导致仰角太大，则显示组件5将同时出现文字警 告“仰角过大”，并提供警示音；然后退出本流程；

步骤七、判断左倾是否过大的S607阶段：根据左主起落架下降速率是 否过大来判断当前飞机是否出现左倾过大，如果判断结果为“是”，则下一 步进入S608阶段，否则下一步直接进入S609阶段；

步骤八、提示飞机正在左倾的S608阶段：确定当前飞机正在左倾，计 算控制组件将通过显示组件显示出文字警告“正在左倾”，并通过警告扬声 器提供警示音；如果左倾，则显示组件将同时显示“左倾过大”并提供警示 音；然后退出本流程；

步骤九、判断右倾是否过大的S609阶段：根据右主起落架下降速率是 否过大来判断当前飞机是否出现右倾过大，如果判断结果为“是”，则下一 步进入S610阶段，否则本流程至此结束，下一步退出本流程；

步骤十、提示飞机正在右倾的S610阶段：确定当前飞机正在右倾，计 算控制组件将通过显示组件显示出文字警告“正在右倾”，并通过警告扬声 器提供警示音；如果右倾，则显示组件将同时显示“右倾过大”并提供警示 音；本流程至此结束，下一步退出本流程。

在S601阶段中，所述的飞机出现重着陆的判断方法为：在实际计算时， 要求各个机轮的下降速率小于一个正值：

$\left(\begin{array}{c}v1\le \eta 0\\ v2\le \eta 0\\ v3\le \eta 0\end{array}\right)$

η0是正实数，不同的机型它将取不同的值；

如果各个机轮的下降速率都超过正常范围：

$\left(\begin{array}{c}v1>\eta 0\\ v2>\eta 0\\ v3>\eta 0\end{array}\right)$

则判定飞机出现重着陆。

在S603阶段中，所述的飞机出现下俯的判断条件是：当两个主起落架 下降速率正常，而前起落架下降速率过大时，即：

$\left(\begin{array}{c}v1>\eta 0\\ v2\le \eta 0\\ v3\le \eta 0\end{array}\right)$

此时，则判定飞机出现下俯，飞机仰角在减小；

在S605阶段中，所述的飞机出现上仰的判断条件是：当前起落架下降 速率正常，而主起落架下降速率过大时，即：

$\left(\begin{array}{c}v1\le \eta 0\\ v2>\eta 0\\ v3>\eta 0\end{array}\right)$

此时，则判定飞机出现上仰，飞机仰角正在增大；

在S607阶段中，所述的飞机出现右倾过大的判断条件是：如果左主起 落架大下降速率过大，其他下降速率正常，即：

$\left(\begin{array}{c}v1\le \eta 0\\ v2>\eta 0\\ v3\le \eta 0\end{array}\right)$

此时，则判定飞机在向左倾斜；

在S609阶段中，所述的飞机出现右倾过大的判断条件是：如果右主起 落架下降速率过大，其他下降速率正常，即：

$\left(\begin{array}{c}v1\le \eta 0\\ v2\le \eta 0\\ v3>\eta 0\end{array}\right)$

此时，则判定飞机在向右倾斜。

本发明提供的飞机着陆姿态警告系统及警告控制方法的有益效果：

能够直观显示着陆过程中飞机对地实时距离和俯仰、倾斜姿态，在超出 正常范围值时能够提供警告信息，弥补了着陆过程对飞行员经验的依赖，对 下降速率的计算与显示也能保证飞机着陆时刻对飞机不会产生过大冲击，降 低重着陆等重大安全事故的发生概率，有效提高了各种资历和类型的飞行员 操纵飞机在整个着陆过程中的飞行安全。

附图说明

图1为本发明提供的飞机着陆姿态警告系统中距离测量模块在起落架的 安装位置示意图。

图2为本发明提供的飞机着陆姿态警告系统以前三点式起落架布局飞机 为例测量的对地真实距离示意图。

图3为本发明提供的飞机着陆姿态警告系统通过测量各个起落架对地真 实距离判断飞机俯仰情况的示意图，该图的视角为从飞机侧面观察测得距 离。

图4为本发明提供的飞机着陆姿态警告系统通过测量两个主起落架对地 真实距离判断飞机倾斜情况的示意图，该图的视角是从飞机尾部向机头方向 观察。

图5为本发明提供的飞机着陆姿态警告系统构成框图。

图6为本发明提供的飞机着陆姿态警告系统所采用的警告控制方法流程 图。

图7为本发明提供的飞机着陆姿态警告系统所采用的警告控制方法中仰 角异常报警方法流程图。

图8为本发明提供的飞机着陆姿态警告系统所采用的警告控制方法中倾 斜角异常报警方法流程图。

图9为本发明提供的飞机着陆姿态警告系统所采用的警告控制方法中下 降速率异常报警方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明提供的飞机着陆姿态警告系统及 警告控制方法进行详细说明。

本发明提供的飞机着陆姿态警告系统是以前三点式起落架布局的飞机 为例进行说明，但其不仅适用于前三点式起落架，而且适用于后三点式起落 架布局的飞机以及直升机等通航飞机，在具体计算时要根据起落架类型和机 型不同设定不同的参数值。

如图5、图1所示，本发明提供的飞机着陆姿态警告系统包括：

第一测距模块1、第二测距模块2、第三测距模块3、计算控制组件4、 显示组件5、警告扬声器6和外部接口7；其中：第一测距模块1为安装在前 起落架上的测距装置，用于测量第一测距模块1的对地真实距离d1，第二测 距模块2为安装在左主起落架上的测距装置，用于测量第二测距模块2的对 地真实距离d2，第三测距模块3为安装在右主起落架上的测距装置，用于测 量第三测距模块3的对地真实距离d3；第一测距模块1、第二测距模块2和 第三测距模块3分别与计算控制组件4相连接；计算控制组件4为本装置的 核心控制器，其分别与显示组件5和警告扬声器6相连接，用于控制各部件 共同完成数据采集、运算、显示和警告等操作；显示组件5为信息显示装置， 用于显示提示及警告信息，警告扬声器6为音频发声装置，用于输出语音提 示信号；外部接口7为外部互交接口电路，其与计算控制组件4相连接，用 于实现计算控制组件4与飞机上其它机载计算机系统的数据交换。

所述的第一测距模块1、第二测距模块2和第三测距模块3均为GALAXYZ 公司的GLS-B型激光测距模块，其能够实时测量其自身距离地面的实际距离。

所述的计算控制组件4为STM32F103单片机控制系统。

本发明提供的飞机着陆姿态警告系统还包括图5中未示出的加速度传感 器，其与计算控制组件4相连接，在着陆时其能测量飞机触地后垂直方向上 的加速度值g并传送给计算控制组件4，当该值大于计算控制组件4设定的 阈值g₀时(根据机型不同该值也不同)即：

g>g₀        (1)

计算控制组件4则判断该飞机发生了重着陆事故，本系统将发出警报， 并将加速度值和发生的时刻记录在非遗失存储器内，该存储内容不可被飞行 员擦除，必须由授权的人员才能读取和擦除。

现将本发明提供的飞机着陆姿态警告系统工作原理阐述如下：如图2所 示，当飞机需要着陆时，本系统利用第一测距模块1、第二测距模块2和第 三测距模块3分别测量其自身底面的对地真实距离d1，d2，d3，而其自身的 安装高度d0为其底面到机轮底面的垂直距离，这些测距模块将测得的上述距 离传送给计算控制组件4，计算控制组件4接收到上述距离后减去各自安装 高度d0而获得机轮对地的真实距离，并由此计算出飞机着陆过程中的距离、 姿态和下降速率等数据，然后控制显示组件5显示出各机轮对地真实距离、 下降速率以及可能出现的文字警告信息，当出现不正常情况时，计算控制组 件4将发出控制信号，通过警告扬声器6发出警示音。

如图6所示，本发明提供的飞机着陆姿态警告系统所采用的警告控制方 法包括按顺序执行的下列步骤：

步骤一、检测起落架对地距离的S01阶段：计算控制组件4通过第一测 距模块1、第二测距模块2和第三测距模块3分别测量前起落架、左和右个 主起落架的对地真实距离d1，d2，d3，从中得到机轮对地的真实距离；

计算控制组件4将上述三个测距模块测量出的距离减去各自安装高度d0 而获得机轮对地真实距离；

步骤二、判断仰角是否正常的S02阶段：计算控制组件4根据当前得到 的前起落架和左、右主起落架的对地真实距离计算并判断飞机当前的仰角是 否正常；如果判断结果为“是”，则下一步直接进入S04阶段，否则下一步 进入S03阶段；

正常情况下，在飞机下降过程中，左右主起落架的对地真实距离d2、d3 应相等，但都小于前起落架的对地真实距离d1；三个起落架的下降速率v1、 v2和v3都相等。在实际计算时，考虑到两个量绝对相等的情况是极少出现 的，所以只要二者之间的差值小于一个设定的正实数即可。首先判定飞机俯 仰条件，设δ、δ0、δ1、δ2均是大于零的正实数。如图3所示，d1与d2之 间的差值(或d1与d3之间的差值)为δ，它应在一定的区间内，如果δ过 大，则仰角θ过大，飞机着陆时可能引起机腹尾部擦地；另一方面，正常飞 机降落时，因为前起落架不能承受触地时过大冲击，所以要求主起落架先着 地，经过一定时间间隔后前起落架再着地。这就要求仰角不能太小，如果δ过 小，则仰角θ过小，小于一定值时前起落架过快着地，承担的飞机重量超过 一定值将冲击前起落架，从而引起损伤。

所以仰角θ应在一定区间内，俯仰正常条件为：

$\left(\begin{array}{c}\delta 1\le d1-d2=\delta \le \delta 2\\ \delta 1\le d1-d3=\delta \le \delta 2\end{array}\right)---\left(2\right)$

如果δ不满足上式，则判定当前飞机仰角异常；

步骤三、仰角异常报警的S03阶段：当确定出飞机仰角出现异常时，计 算控制组件4进一步分析并确定仰角异常的类型，然后通过显示组件5和警 告扬声器6分别发出文字和语音警告；

步骤四、判断倾斜角是否正常的S04阶段：计算控制组件4根据当前得 到的左、右主起落架的对地真实距离计算并判断飞机当前的倾斜角是否正 常；如果判断结果为“是”，则下一步直接进入S06阶段，否则下一步进入 S05阶段；

此阶段再确定飞机的倾斜情况。如图4所示，左、右主起落架的对地真 实距离差应小于一定值δ0，在该值范围内，表示飞机的倾斜角α是允许的， 飞机在着陆时左、右主起落架会几乎同时着地，不会将所有飞机重量都压在 一个起落架上，而且某一侧机翼也不会触地。

所以正常条件是：

|d2-d3|≤δ0            (3)

如果左、右主起落架对地真实距离的差值超过δ0，例如图中d3大于d2， 则飞机向左倾斜，着陆时左主起落架在一定时间内将承受很大的飞机重量， 可能引起该主起落架结构损伤，甚至发生破坏，若倾斜角α过大，在左主起 落架触地之前，左机翼将先触地，从而使着陆失败；

步骤五、倾斜角异常报警的S05阶段：当确定出飞机倾斜角出现异常时， 计算控制组件4进一步分析并确定倾斜角异常的类型，然后通过显示组件5 和警告扬声器6分别发出文字和语音警告；

步骤六、判断下降速率是否正常的S06阶段：计算控制组件4根据当前 得到的左、右个主起落架的对地真实距离计算并判断飞机当前的下降速率是 否正常；如果判断结果为“是”，则下一步进入S08阶段，否则进入下一步 S07阶段；

在飞行中，需要通过计算约束飞机的下降速率；测得的各个起落架对地 实时的真实距离对时间的微分就是该起落架的下降速率，设定前起落架下降 速率为v1，左主起落架下降速率为v2，右主起落架下降速率为v3，则有：

$v1=\frac{d\left(d1\right)}{\mathrm{dt}}---\left(4\right)$

$v2=\frac{d\left(d2\right)}{\mathrm{dt}}---\left(5\right)$

$v3=\frac{d\left(d3\right)}{\mathrm{dt}}---\left(6\right)$

在正常情况下，各个机轮的下降速率应一致，在实际计算时，要求各个 机轮的下降速率小于一个正值：

$\left(\begin{array}{c}v1\le \eta 0\\ v2\le \eta 0\\ v3\le \eta 0\end{array}\right)---\left(7\right)$

η0是正实数，不同的机型其将取不同的值。

如果各个机轮的下降速率都超过正常范围：

$\left(\begin{array}{c}v1>\eta 0\\ v2>\eta 0\\ v3>\eta 0\end{array}\right)---\left(8\right)$

则表明飞机下降速率过大，在着陆时对起落架会产生较大冲击，引起重 着陆，使起落架受损；

步骤七、下降速率异常报警的S07阶段：当确定出飞机下降速率出现异 常时，计算控制组件4进一步分析并确定下降速率异常的类型，然后根据分 析结果通过显示组件5和警告扬声器6分别发出文字和语音警告；

步骤八、判断着陆是否完成的S08阶段：计算控制组件4根据当前三个 起落架的机轮底面对地的垂直距离是否为零判断着陆是否完成；如果判断结 果为“是”，则本流程至此结束，下一步退出本流程；否则下一步返回S01 阶段，继续循环检测警告；

所述的判断着陆是否完成的具体计算公式为：

(d1-d0)+(d2-d0)+(d3-d0)＝T0，T0为根据机型定义的接近于0的正实数， 当三点对地距离之和小于正实数T0时，即认为飞机已着陆。

d1-d0＝0

d2-d0＝0

d3-d0＝0

如果上式成立，着陆完成。

如图7所示，在S03阶段中，所述的仰角异常报警方法包括按顺序执行 的下列步骤：

步骤一、判断仰角是否过大的S201阶段：根据规定的仰角判断条件判 断当前飞机仰角是否过大，如果判断结果为“是”，则下一步进入S202阶段， 否则下一步直接进入S203阶段；

步骤二、提示当前飞机仰角过大的S202阶段：当确定此时飞机仰角过 大时，计算控制组件4通过显示组件5显示出文字警告“仰角过大”，并通 过警告扬声器6提供警示音；

步骤三、判断仰角是否过小的S203阶段：根据规定的仰角判断条件判 断当前飞机仰角是否过小，如果判断结果为“是”，则下一步进入S204阶段， 否则本流程结束，下一步退出本流程；

步骤四、提示当前飞机仰角过小的S204阶段：当确定出此时飞机仰角 过小后，计算控制组件4通过显示组件5显示出文字警告“仰角过小”，并 通过警告扬声器6提供警示音，本流程至此结束。

在S201阶段中，所述的仰角是否过大的判断条件为：

如果出现：

$\left(\begin{array}{c}d1-d2=\delta >\delta 2\\ d1-d3=\delta >\delta 2\end{array}\right)---\left(9\right)$

则确定当前飞机仰角过大。

在S203阶段中，所述的仰角是否过小的判断条件为：

如果出现：

$\left(\begin{array}{c}d1-d2=\delta <\delta 1\\ d1-d3=\delta <\delta 1\end{array}\right)---\left(10\right)$

则确定当前飞机仰角过小。

如图8所示，在S05阶段中，所述的倾斜角异常报警方法包括按顺序执 行的下列步骤：

步骤一、判断是否左倾的S401阶段：根据规定的左倾判断条件判断当 前飞机左倾是否过大，如果判断结果为“是”，则下一步进入S402阶段，否 则下一步直接进入S403阶段；

步骤二、提示飞机左倾过大的S402阶段：当确定出此时飞机向左倾斜 过大，计算控制组件4通过显示组件5显示出文字警告“左倾过大”，并通 过警告扬声器6提供警示音；

步骤三、判断是否右倾的S403阶段：根据规定的右倾判断条件判断当 前飞机右倾是否过大，如果判断结果为“是”，则下一步进入S404阶段，否 则本流程结束，下一步退出本流程；

步骤四、提示飞机右倾过大的S404阶段：当确定出此时飞机向右倾斜 过大，计算控制组件4通过显示组件5显示出文字警告“右倾过大”，并通 过警告扬声器6提供警示音，本流程至此结束。

在S401阶段中，所述的左倾判断条件为：

如果出现：

d3-d2>δ0            (11)

则确定当前此时飞机向左倾斜过大。

在S403阶段中，所述的右倾判断条件为：

如果出现：

d2-d3>δ0               (12)

则确定当前此时飞机向右倾斜过大。

如图9所示，在S07阶段中，所述的下降速率异常报警方法包括按顺序 执行的下列步骤：

步骤一、判断是否出现重着陆的S601阶段：根据飞机下降速率是否过 大来判断当前飞机是否出现重着陆，如果判断结果为“是”，则进入下一步 S602阶段，否则下一步直接进入S603阶段；

步骤二、提示下降速率过大出现重着陆的S602阶段：确定当前飞机出 现重着陆，计算控制组件4将通过显示组件5显示出文字警告“出现重着陆”， 并通过警告扬声器6提供警示音；然后退出本流程；

步骤三、判断是否出现下俯的S603阶段：根据前起落架下降速率是否 过大来判断当前飞机是否出现下俯，如果判断结果为“是”，则下一步进入 S604阶段，否则下一步直接进入S605阶段；

步骤四、提示仰角过小正在下俯的S604阶段：确定当前飞机正在下附， 计算控制组件4将通过显示组件5显示文字警告“正在下俯”，并通过警告 扬声器6提供警示音；如果下俯导致仰角太小，不满足公式(10)，则显示 组件5将同时显示文字警告“仰角过小”，并提供警示音；然后退出本流程；

步骤五、判断是否出现上仰的S605阶段：根据主起落架下降速率是否 过大来判断当前飞机是否出现上仰，如果判断结果为“是”，则下一步进入 S606阶段，否则下一步直接进入S607阶段；

步骤六、提示仰角过大正在上仰的S606阶段：确定当前飞机正在上仰， 计算控制组件4将通过显示组件5显示出文字警告“正在上仰”，并通过警 告扬声器6提供警示音；如果上仰导致仰角太大，不满足公式(9)，则显示 组件5将同时出现文字警告“仰角过大”，并提供警示音；然后退出本流程；

步骤七、判断左倾是否过大的S607阶段：根据左主起落架下降速率是 否过大来判断当前飞机是否出现左倾过大，如果判断结果为“是”，则下一 步进入S608阶段，否则下一步直接进入S609阶段；

步骤八、提示飞机正在左倾的S608阶段：确定当前飞机正在左倾，计 算控制组件4将通过显示组件5显示出文字警告“正在左倾”，并通过警告 扬声器6提供警示音；如果左倾导致不满足公式(11)，则显示组件5将同 时显示“左倾过大”并提供警示音；然后退出本流程；

步骤九、判断右倾是否过大的S609阶段：根据右主起落架下降速率是 否过大来判断当前飞机是否出现右倾过大，如果判断结果为“是”，则下一 步进入S610阶段，否则本流程至此结束，下一步退出本流程；

步骤十、提示飞机正在右倾的S610阶段：确定当前飞机正在右倾，计 算控制组件4将通过显示组件5显示出文字警告“正在右倾”，并通过警告 扬声器6提供警示音；如果右倾导致不满足公式(12)，则显示组件5将同 时显示“右倾过大”并提供警示音；本流程至此结束，下一步退出本流程。

在S601阶段中，所述的飞机出现重着陆的判断方法为：正常情况下， 各个机轮的下降速率应一致，在实际计算时，要求各个机轮的下降速率小于 一个正值：

$\left(\begin{array}{c}v1\le \eta 0\\ v2\le \eta 0\\ v3\le \eta 0\end{array}\right)---\left(13\right)$

η0是正实数，不同的机型它将取不同的值；

如果各个机轮的下降速率都超过正常范围：

$\left(\begin{array}{c}v1>\eta 0\\ v2>\eta 0\\ v3>\eta 0\end{array}\right)---\left(14\right)$

则判定飞机出现重着陆，此时飞机下降速率过大，在着陆时对起落架会 产生较大冲击，引起重着陆，使起落架受损。

如图2、图3所示，在S603阶段中，所述的飞机出现下俯的判断条件是： 当两个主起落架下降速率正常，而前起落架下降速率过大时，即：

$\left(\begin{array}{c}v1>\eta 0\\ v2\le \eta 0\\ v3\le \eta 0\end{array}\right)---\left(15\right)$

此时，则判定飞机出现下俯，飞机仰角在减小。

在S605阶段中，所述的飞机出现上仰的判断条件是：当前起落架下降 速率正常，而主起落架下降速率过大时，即：

$\left(\begin{array}{c}v1\le \eta 0\\ v2>\eta 0\\ v3>\eta 0\end{array}\right)---\left(16\right)$

此时，则判定飞机出现上仰，飞机仰角正在增大。

参见图4，在S607阶段中，所述的飞机出现右倾过大的判断条件是：如 果左主起落架大下降速率过大，其他下降速率正常，即：

$\left(\begin{array}{c}v1\le \eta 0\\ v2>\eta 0\\ v3\le \eta 0\end{array}\right)---\left(17\right)$

此时，则判定飞机在向左倾斜。

在S609阶段中，所述的飞机出现右倾过大的判断条件是：如果右主起 落架下降速率过大，其他下降速率正常，即：

$\left(\begin{array}{c}v1\le \eta 0\\ v2\le \eta 0\\ v3>\eta 0\end{array}\right)---\left(18\right)$

此时，则判定飞机在向右倾斜。

本发明提供的飞机着陆姿态警告系统及警告控制方法，通过在飞机的各 个起落架上安装测距模块，实时测量着陆过程中各轮距离地面的真实距离， 显示给飞行员，使飞行员能够直观地获得下降过程中机轮与地面的接近过 程。同时，利用各个轮对地距离的距离之间的差值判断飞机俯仰、倾斜状态， 是否符合着陆时的姿态要求，在不符合要求时能提供警示信息；此外，利用 测得的各轮对地真实距离在单位时间内的变化获得下降速率，在下降速率过 大时能发出视觉和听觉警示信息，在各轮下降速率不一致时出现姿态改变的 视觉和听觉警示信息。