魯志東，張曙光,*，戴閏志，黃銘媛

1. 北京航空航天大學(xué) 交通科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191

2. 中國民航上海航空器適航審定中心，上海 200335

根據(jù)波音公司1959—2016年商用噴氣飛機(jī)事故統(tǒng)計(jì)和國際航空運(yùn)輸協(xié)會(huì)(IATA)統(tǒng)計(jì)，進(jìn)近著陸階段是飛行事故率最高的階段，大致占各階段事故量的60%[1-2]。其中，飛行機(jī)組人員或自動(dòng)駕駛功能對(duì)飛機(jī)能量的不當(dāng)管理是造成進(jìn)近著陸事故的主要原因之一，異常能量狀態(tài)進(jìn)一步誘發(fā)失控、重著陸、擦尾和超出跑道等事件或事故表現(xiàn)[3]。

盡管大型運(yùn)輸機(jī)可能具備較高的飛行自動(dòng)化水平，可以提供迎角保護(hù)和高速保護(hù)等功能。但是，飛機(jī)在進(jìn)近著陸段時(shí)，即使保護(hù)功能正常工作，依然存在因?yàn)樘幱诋惓Ｄ芰繝顟B(tài)而誘發(fā)事故的風(fēng)險(xiǎn)。尤其對(duì)于某些縱向控制律使用過載指令或者C*指令的電傳操縱民機(jī)(如空客系列、C919等)，其呈現(xiàn)出中立速度靜穩(wěn)定性，駕駛員無法直接通過操縱桿感知速度變化，更容易進(jìn)入未察覺的異常能量狀態(tài)[4]。同時(shí)，隨著航空電子設(shè)備和駕駛艙自動(dòng)化水平不斷提升，飛行機(jī)組的功能角色可能進(jìn)一步地從飛機(jī)操縱向系統(tǒng)監(jiān)管過渡，對(duì)飛機(jī)能量狀態(tài)的感知也進(jìn)一步削弱，從而導(dǎo)致人工應(yīng)急管理能力的下降[5]。

針對(duì)能量狀態(tài)感知，對(duì)于應(yīng)用側(cè)桿操縱的電傳民機(jī)如空客系列，其合格審定的專有條件中規(guī)定[6]：在明顯低于正常運(yùn)行速度時(shí)，飛機(jī)必須提供駕駛員足夠的低能量狀態(tài)信息告知?？梢?，進(jìn)近著陸能量管理是大型飛機(jī)安全關(guān)注問題，自動(dòng)化水平的提升為能量管理提供了可能。空客等側(cè)桿操縱民機(jī)已將低能量狀態(tài)保護(hù)作為一個(gè)安全關(guān)鍵功能。恰當(dāng)預(yù)警以保護(hù)飛機(jī)，又不過于保守，是低能量保護(hù)的核心目標(biāo)。

基于速度偏離、下滑道偏離和下降率參數(shù)是大型民機(jī)異常能量預(yù)警的主要依據(jù)。2000年，美國飛行安全基金會(huì)(FSF)針對(duì)大型民機(jī)提出穩(wěn)定進(jìn)近操縱建議，其中明確用速度、下滑道偏離和下降率作為安全監(jiān)控參數(shù)[7]，對(duì)民機(jī)進(jìn)近自動(dòng)設(shè)計(jì)和駕駛訓(xùn)練提供了原則性指導(dǎo)。

圍繞異常能量預(yù)警判據(jù)的具體確定，陳俊平等從適航規(guī)章要求和其它行業(yè)文件中，分別提取低動(dòng)能的速度判據(jù)和低勢(shì)能的下滑道偏離判據(jù)，結(jié)合某支線客機(jī)提出改出低能量狀態(tài)的方法[8]。

Shish等進(jìn)一步提出基于高精度仿真模型進(jìn)行在線預(yù)測(cè)，根據(jù)速度和高度參數(shù)為駕駛員提供飛機(jī)能量狀態(tài)的感知和告警[9]。

Wang等則基于飛機(jī)運(yùn)行的QAR數(shù)據(jù)通過仿真復(fù)現(xiàn)低能量場(chǎng)景，在此過程中以既定的速度偏離和下滑道偏離量作為異常能量判據(jù)[10]。

總體而言，按照CCAR-121部[11]運(yùn)行的大型運(yùn)輸類民機(jī)的進(jìn)近著陸程序較為規(guī)范，對(duì)于其的異常能量告警普遍基于標(biāo)稱剖面偏差和數(shù)據(jù)分析，根據(jù)設(shè)定的異常能量場(chǎng)景建立能量管理依據(jù)。其中數(shù)據(jù)來源，一類是高保真仿真模型，另一類是運(yùn)行數(shù)據(jù)。與此相對(duì)應(yīng)，通用航空飛機(jī)(依照CCAR-91部[12]或CCAR-135部[13]運(yùn)行)也常遭遇異常能量問題，但其運(yùn)行程序和參數(shù)的差異性較大。Puranik等基于大量通航飛機(jī)運(yùn)行數(shù)據(jù)研究了多種能量狀態(tài)指標(biāo)，包括動(dòng)能、勢(shì)能、總能量及其變化率等，結(jié)果表明單一指標(biāo)無法完全表征通航飛機(jī)在異常能量狀態(tài)下的性能[14]。

盡管大型民機(jī)進(jìn)近著陸過程的異常能量判定參數(shù)較為統(tǒng)一，但判據(jù)值的確定依賴于異常能量場(chǎng)景的定義。已有的文獻(xiàn)給出的異常能量場(chǎng)景主要基于適航規(guī)章[8]，基于經(jīng)驗(yàn)[9]、或者直接基于運(yùn)行數(shù)據(jù)而建立[10]。鑒于異常能量安全問題在飛機(jī)設(shè)計(jì)和合格審定中(特別對(duì)于側(cè)桿電傳操縱飛機(jī))受到關(guān)注，本文在已有研究基礎(chǔ)上，從大型民機(jī)進(jìn)近著陸段可由異常能量誘發(fā)的事故統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)入手，建立多種進(jìn)近著陸安全風(fēng)險(xiǎn)場(chǎng)景，通過隨機(jī)模擬方法研究異常能量狀態(tài)對(duì)安全風(fēng)險(xiǎn)的影響規(guī)律，獲得完整的風(fēng)險(xiǎn)參數(shù)譜，進(jìn)而建立能夠恰當(dāng)預(yù)警以保護(hù)飛機(jī)而又不過保守的異常能量判據(jù)，作為飛行控制功能設(shè)計(jì)和駕駛訓(xùn)練的基礎(chǔ)。

1 進(jìn)近著陸異常能量狀態(tài)及其風(fēng)險(xiǎn)分析

能量狀態(tài)描述了飛機(jī)在任何給定時(shí)間可用的動(dòng)能、勢(shì)能和能量儲(chǔ)備的多少[15]。根據(jù)IATA的飛行風(fēng)險(xiǎn)管理模式[2]，由于外部條件(如突風(fēng))、人為因素(如操縱失誤)或者潛在風(fēng)險(xiǎn)(如控制器設(shè)計(jì)不當(dāng))導(dǎo)致飛行處于異常能量將引起不利飛行狀態(tài)，如果沒有及時(shí)被抑制或改出，將可能導(dǎo)致飛行風(fēng)險(xiǎn)事件甚至事故。

IATA給出進(jìn)近著陸階段與不利飛行狀態(tài)相關(guān)的主要事故按發(fā)生頻率排序?yàn)椋簺_出跑道(23%)、重著陸(14%)、失控(7.5%)和擦尾(5.5%) 等[2]，整理后如表1所示。

表1 特定進(jìn)近著陸事故中不利飛行狀態(tài)分類

上述不利飛行狀態(tài)分類中，失速、垂直速度偏離、異常速度、不穩(wěn)定進(jìn)近、不當(dāng)著陸過程、不受控下沉等都與飛行過程中能量狀態(tài)管理不當(dāng)有關(guān)；未及時(shí)復(fù)飛屬于決策性失誤，本質(zhì)上也是能量管理不當(dāng)(不及時(shí))；其它，側(cè)向速度偏離和異常姿態(tài)，與其它操縱有關(guān)，本文不納入考慮。此外，復(fù)飛失敗也與異常能量有關(guān)。進(jìn)近階段的異常能量狀態(tài)，特別是低速度和低推力狀態(tài)可能使得飛機(jī)在開始復(fù)飛后高度損失過大、達(dá)不到預(yù)期爬升梯度甚至引發(fā)失控[16-17]。

由此，本文從降低上述5種進(jìn)近著陸事故(事件)風(fēng)險(xiǎn)著手，探討異常能量狀態(tài)的影響。對(duì)上述進(jìn)近著陸事故(事件)的判定歸納如下：

1) 失控：不經(jīng)意進(jìn)入失速是失控重要誘因，也是飛機(jī)處于低能量時(shí)必須考慮的失控條件之一[18]。從機(jī)制而言，失速完全由迎角所決定，失速速度則是表現(xiàn)形式。1g失速速度需要在飛機(jī)合格審定中驗(yàn)證。

2) 重著陸：FAA飛行手冊(cè)FAA-H8083-3B指出，運(yùn)輸類飛機(jī)觸地瞬時(shí)下降率大于340 ft/min(1.7 m/s) 時(shí)可認(rèn)為發(fā)生重著陸[19]。出現(xiàn)重著陸，往往和初始下降率過大或者拉平過晚有關(guān)[20]。

3) 擦尾：拉平過程中最大俯仰角大于擦尾角，則發(fā)生擦尾，擦尾角取決于具體機(jī)型。飛機(jī)速度過低或拉平不及時(shí)而強(qiáng)行拉起，容易導(dǎo)致擦尾[21]。

4) 沖出跑道：當(dāng)飛機(jī)完全停止所需著陸距離大于降落機(jī)場(chǎng)跑道長度時(shí)，可認(rèn)為飛機(jī)沖出跑道。除了著陸滑跑減速措施不充分，接地速度大是導(dǎo)致沖出跑道的重要原因之一[22]。

5) 復(fù)飛失?。?CCAR 25 R4第25.119條和第25.121條規(guī)定雙發(fā)飛機(jī)復(fù)飛定常爬升梯度不低于3.2%；單發(fā)失效時(shí)不小于2.1%[23]。另一方面，著陸復(fù)飛高度為50 ft(15 m)且飛機(jī)帶有一定俯仰角，高度損失也是復(fù)飛過程的重要制約。當(dāng)實(shí)施復(fù)飛操縱時(shí)，未達(dá)到所需爬升梯度或高度損失過大，即視為復(fù)飛失敗。

下面將制定進(jìn)近著陸標(biāo)稱飛行任務(wù)及其對(duì)應(yīng)能量狀態(tài)基準(zhǔn)，結(jié)合示例飛機(jī)仿真，探討任務(wù)參數(shù)偏離呈現(xiàn)的異常能量狀態(tài)引發(fā)上述風(fēng)險(xiǎn)的規(guī)律。

2 飛機(jī)進(jìn)近著陸仿真

2.1 飛機(jī)參數(shù)與標(biāo)稱任務(wù)剖面

本文以某雙發(fā)單通道客機(jī)作為示例。飛機(jī)基本參數(shù)和進(jìn)近著陸風(fēng)險(xiǎn)事件的判定參數(shù)見表2。

表2 飛機(jī)基本參數(shù)和進(jìn)近著陸風(fēng)險(xiǎn)事件判定參數(shù)

鑒于運(yùn)行管制和高安全性要求，大型民機(jī)進(jìn)近著陸程序比較規(guī)范。本文只考慮儀表進(jìn)近著陸的最后進(jìn)近和著陸航段[24]，根據(jù)相關(guān)規(guī)范和手冊(cè)[24-25]建立進(jìn)近著陸標(biāo)稱任務(wù)如圖1。

圖1 標(biāo)稱進(jìn)近著陸任務(wù)剖面圖

1) 飛機(jī)在H0=450 m(1 500 ft)高度定直平飛。

2) 到達(dá)最后進(jìn)近航段起始點(diǎn)后，飛機(jī)從平飛狀態(tài)轉(zhuǎn)入γ0=-3°下滑道。

3) 在最小穩(wěn)定高度H1=150 m(500 ft)之前建立著陸構(gòu)型，將速度穩(wěn)定在VREF(實(shí)際為指示空速，仿真中為當(dāng)量空速，全文同；對(duì)于地速另行注明)。

4) 飛過著陸入口點(diǎn)下降至拉平高度H3=12 m(40 ft) 時(shí)開始拉平，并緩慢將油門置于慢車位，數(shù)秒內(nèi)飛機(jī)下降率減小至0～1 m/s，飛機(jī)觸地后仿真結(jié)束。最后進(jìn)近起始點(diǎn)到著陸入口距離為L0，著陸入口到觸地點(diǎn)距離為Ld。在本文分析中，假定飛機(jī)觸地后進(jìn)入勻減速滑跑，根據(jù)統(tǒng)計(jì)取著陸平均加速度為-3 m/s2 [26]。

如果進(jìn)近過程中飛機(jī)到達(dá)最小穩(wěn)定高度H1之前未建立穩(wěn)定下滑狀態(tài)則轉(zhuǎn)入復(fù)飛程序。根據(jù)相關(guān)規(guī)范和手冊(cè)[24-25]制定標(biāo)稱復(fù)飛任務(wù)如下：

1) 同進(jìn)近著陸任務(wù)1、2。

2) 在到達(dá)最小穩(wěn)定高度H1時(shí)決定復(fù)飛，平穩(wěn)迅速地推油門至復(fù)飛位，同時(shí)拉桿調(diào)整飛機(jī)姿態(tài)，使飛機(jī)轉(zhuǎn)入爬升。

2.2 進(jìn)近著陸和復(fù)飛飛行控制

進(jìn)近著陸階段，需要精確控制飛行航跡和速度。為了避免駕駛技術(shù)的影響，并且易于實(shí)現(xiàn)大樣本隨機(jī)仿真，本文設(shè)計(jì)“較為優(yōu)化”的控制方案操縱飛機(jī)。進(jìn)近飛行為基于總能量的航跡角和速度控制邏輯[27]，末端用自動(dòng)拉平耦合器[28]。

飛機(jī)總能量ET包含動(dòng)能和勢(shì)能：

(1)

對(duì)式(1)微分并認(rèn)為航跡角γ很小，則有

(2)

(3)

通過油門調(diào)節(jié)總能量，用俯仰操縱調(diào)節(jié)動(dòng)能和勢(shì)能間的分配[29]，為

(4)

(5)

并進(jìn)一步地通過超前校正環(huán)節(jié)和PI控制器將下降率指令轉(zhuǎn)化為俯仰角指令：

(6)

式中：G1(s)為相位超前校正環(huán)節(jié)；KP1和KI1分別為下降率誤差的比例和積分控制增益。俯仰角控制器在俯仰阻尼內(nèi)回路基礎(chǔ)上通過比例增益KP2和超前調(diào)節(jié)環(huán)節(jié)G2(s)實(shí)現(xiàn)指令跟蹤，具體為

δec=G2(s)KP2(θc-θ)-Kqq

(7)

基于以上分析，建立飛行能量控制系統(tǒng)如圖2所示。為抑制總能量控制器切換到拉平耦合器過程中的瞬態(tài)，設(shè)計(jì)俯仰角指令淡化器[30]：

圖2 能量控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

(8)

式中：Td為淡化時(shí)間常數(shù)；θd1和θd2分別為總能量控制器和自動(dòng)拉平耦合器輸出的俯仰角指令。

由于突風(fēng)影響不能忽略，這里對(duì)于能量問題引入低空縱向離散突風(fēng)模型[31]。

復(fù)飛過程中斷開總能量控制器，進(jìn)行油門和俯仰操縱：

(9)

θc=

(10)

式中：tGA為復(fù)飛開始時(shí)刻，δT.VREF表示進(jìn)近速度穩(wěn)定所需油門量；δT.GA表示復(fù)飛油門量;θ0為復(fù)飛初始俯仰角；θGA為復(fù)飛爬升俯仰角。俯仰角指令在ΔT時(shí)間內(nèi)從θ0線性增加至θGA以模擬拉起過程。在標(biāo)稱復(fù)飛任務(wù)中，取θGA=12°，ΔT=8 s，δT.GA為最大油門量。

示例飛機(jī)執(zhí)行標(biāo)稱進(jìn)近著陸任務(wù)和復(fù)飛任務(wù)的仿真結(jié)果如圖3所示。標(biāo)稱進(jìn)近著陸參數(shù)為：L0=8 593 m，Ld=422 m；拉平最大俯仰角為5.67°， 觸地瞬時(shí)下降率為0.5 m/s；著陸距離Le=1 192 m，作為對(duì)照，著陸重量54 000 kg的空客A320飛機(jī)在海平面干跑道、無風(fēng)且無發(fā)動(dòng)機(jī)反推時(shí)的需用著陸距離為1 260 m[25]，二者接近。

圖3 標(biāo)稱進(jìn)近著陸任務(wù)仿真

標(biāo)稱復(fù)飛參數(shù)為：初始高度損失ΔH=6.3 m，進(jìn)入爬升狀態(tài)后速度增加至74 m/s并保持穩(wěn)定，航跡角為7°，定常爬升梯度CGs為12.28%。

2.3 進(jìn)近著陸偏離仿真

根據(jù)第1節(jié)，進(jìn)近著陸偏離標(biāo)稱過程呈現(xiàn)異常能量，可能導(dǎo)致不利飛行狀態(tài)，從而引發(fā)安全風(fēng)險(xiǎn)。標(biāo)稱進(jìn)近著陸任務(wù)剖面的關(guān)鍵特征點(diǎn)包括最后進(jìn)近起始點(diǎn)、復(fù)飛點(diǎn)、著陸入口點(diǎn)和拉平點(diǎn)，選取關(guān)鍵特征參數(shù)為起始位置L0、穩(wěn)定進(jìn)近速度V1和拉平高度H3，其他參數(shù)偏離(如下滑道偏離)可以等效成上述參數(shù)的影響。另外必須考慮風(fēng)速影響；同時(shí)飛機(jī)著陸質(zhì)量變化將影響失速速度，具有全局性。由此，根據(jù)飛機(jī)運(yùn)行可能出現(xiàn)的偏離，定義任務(wù)偏離參數(shù)及其范圍如表3所示。

表3 著陸仿真任務(wù)偏離參數(shù)及范圍

使用Sobol采樣方法[32]對(duì)上述偏離參數(shù)進(jìn)行隨機(jī)采樣，得到400組偏離參數(shù)組合，如圖4所示。相比偽隨機(jī)數(shù)采樣、拉丁超立方采樣等方法，Sobol采樣可以在多維概率空間中產(chǎn)生更均勻的分布[33]，如圖4中主對(duì)角線柱狀圖所示。

圖4 著陸任務(wù)偏離參數(shù)采樣

分別在每組偏離參數(shù)組合下進(jìn)行進(jìn)近著陸仿真，飛行軌跡如圖5。其中，除了2次仿真中飛機(jī)發(fā)生失速，其余情況飛機(jī)都降落在跑道上。

圖5 進(jìn)近著陸任務(wù)隨機(jī)仿真軌跡

圖6 著陸特征參數(shù)隨機(jī)仿真結(jié)果

基于仿真數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)四類著陸風(fēng)險(xiǎn)事件發(fā)生頻率如表4所示。

表4 著陸仿真中風(fēng)險(xiǎn)事件發(fā)生頻率

由于在著陸風(fēng)險(xiǎn)事件中，能量指示參數(shù)之間不是孤立的，引入相關(guān)性分析方法研究進(jìn)近著陸任務(wù)偏離參數(shù)與著陸風(fēng)險(xiǎn)參數(shù)之間關(guān)系。

相關(guān)系數(shù)R用于量度2個(gè)變量之間的線性相關(guān)程度[34]。以拉平最大俯仰角θm和進(jìn)近速度V1為例，其相關(guān)系數(shù)為

RθmV1=

(11)

式中：μ和E均表示數(shù)學(xué)期望。

對(duì)于多變量系統(tǒng)，為了在分析兩個(gè)變量相關(guān)性時(shí)排除其它參數(shù)的影響，可采用偏相關(guān)系數(shù)。對(duì)于k個(gè)變量x1,x2,…,xk，任意兩個(gè)變量xi,xj之間的g階(g≤k-2)偏相關(guān)系數(shù)可由多個(gè)g-1階偏相關(guān)系數(shù)遞推得出(逐次增加控制變量數(shù))[35]：

Rij.l1l2…lg=

(12)

例如，θm和V1散點(diǎn)數(shù)據(jù)的4階偏相關(guān)系數(shù)可由3階偏相關(guān)系數(shù)得到

RθmV1.L0H3uwm=

(13)

相關(guān)系數(shù)/偏相關(guān)系數(shù)的取值范圍為[-1,1]，正負(fù)號(hào)表達(dá)了兩組數(shù)據(jù)之間的正、負(fù)相關(guān)性。當(dāng)其絕對(duì)值小于0.3時(shí)，可認(rèn)為2組數(shù)據(jù)呈弱相關(guān)。

對(duì)于前述仿真結(jié)果，排除異常仿真數(shù)據(jù)后，分別計(jì)算4種著陸安全性特征參數(shù)與所有偏離參數(shù)兩兩間的相關(guān)系數(shù)和偏相關(guān)系數(shù)值，結(jié)果如圖7所示。根據(jù)計(jì)算結(jié)果，歸納參數(shù)偏離對(duì)進(jìn)近風(fēng)險(xiǎn)事件的影響如表5所示。

表5 參數(shù)偏離對(duì)著陸風(fēng)險(xiǎn)的影響程度

圖7 著陸特征參數(shù)與偏離參數(shù)的相關(guān)關(guān)系

根據(jù)仿真分析，失速風(fēng)險(xiǎn)參數(shù)(最大迎角)與進(jìn)近速度呈現(xiàn)最強(qiáng)的負(fù)相關(guān)性。如果進(jìn)近速度偏低，為維持平衡趨于增大迎角，是導(dǎo)致失速風(fēng)險(xiǎn)的重要因素。風(fēng)速和重量偏離與最大迎角的偏相關(guān)性很高，較高著陸重量或者順風(fēng)將增加失速風(fēng)險(xiǎn)。

擦尾風(fēng)險(xiǎn)參數(shù)(拉平最大俯仰角)與進(jìn)近速度呈現(xiàn)強(qiáng)負(fù)相關(guān)性，與重量偏離有強(qiáng)偏相關(guān)性，因而本質(zhì)上也受重量因素的強(qiáng)影響。進(jìn)近速度偏低、著陸重量較高都導(dǎo)致俯仰角增大，增加擦尾風(fēng)險(xiǎn)。

重著陸參數(shù)(觸地下沉率)與多個(gè)偏離參數(shù)相關(guān)，但沒有相對(duì)明顯的主導(dǎo)關(guān)系。當(dāng)進(jìn)近初始位置距著陸入口偏近，或者拉平較晚、位置偏低，若保持預(yù)定接地窗口，則觸地瞬時(shí)下降率增大，增加重著陸風(fēng)險(xiǎn)。較慢的進(jìn)近速度容易導(dǎo)致拉平不足，也會(huì)增大觸地瞬時(shí)下沉率。著陸重量高，或遭遇順風(fēng)，都會(huì)增大重著陸風(fēng)險(xiǎn)。

進(jìn)近速度增大，或者遭遇順風(fēng)，導(dǎo)致飛機(jī)接地地速增加，如果不考慮額外的地面滑跑制動(dòng)措施，必然增加沖出跑道風(fēng)險(xiǎn)。當(dāng)初始進(jìn)近位置距著陸入口偏遠(yuǎn)時(shí)，下滑道變緩、拉平時(shí)間變長，導(dǎo)致接地點(diǎn)到著陸入口距離一般也會(huì)增大(除非調(diào)整下滑角)。另外，本文只考慮了重量對(duì)空中段著陸距離的影響而未考慮其對(duì)地面滑跑距離的影響，因而重量對(duì)著陸距離的實(shí)際影響可能不同。

由此可見，若不計(jì)人為因素而僅僅分析客觀的飛行狀態(tài)參數(shù)對(duì)著陸安全性的影響，得到的上述仿真結(jié)果與表1的飛機(jī)運(yùn)行事故統(tǒng)計(jì)結(jié)果具有一致的趨勢(shì)。另外，相對(duì)于相關(guān)系數(shù)，偏相關(guān)系數(shù)可更準(zhǔn)確地揭示飛行參數(shù)與風(fēng)險(xiǎn)之間內(nèi)在關(guān)系。

2.4 復(fù)飛過程偏離仿真

在圖1所示標(biāo)稱任務(wù)剖面中，復(fù)飛關(guān)鍵特征點(diǎn)包括最后進(jìn)近起始點(diǎn)和復(fù)飛點(diǎn)。對(duì)于影響復(fù)飛安全性的參數(shù)選取，前一階段同于著陸剖面即進(jìn)近起始位置L0、進(jìn)近速度V1，假設(shè)復(fù)飛窗口固定(類似于著陸分析中取不變的接地窗口)，則最重要的復(fù)飛參數(shù)是復(fù)飛油門δT.GA。由此定義復(fù)飛偏離參數(shù)及其范圍如表6所示，其中一并考慮風(fēng)速和著陸重量變化。

表6 復(fù)飛仿真偏離參數(shù)及范圍

同前，使用Sobol采樣方法得到400組偏離參數(shù)組合如圖8所示。在每組偏離參數(shù)組合下分別進(jìn)行復(fù)飛仿真，所有仿真中的豎直平面內(nèi)飛行軌跡如圖9所示。統(tǒng)計(jì)每一次復(fù)飛仿真中復(fù)飛開始后的高度損失ΔH和接近定常狀態(tài)后的爬升梯度CGs，得到這兩項(xiàng)復(fù)飛性能特征參數(shù)隨機(jī)仿真結(jié)果如圖10所示。分別計(jì)算兩項(xiàng)復(fù)飛安全性特征參數(shù)與所有飛行偏離參數(shù)的相關(guān)系數(shù)/偏相關(guān)系數(shù)，結(jié)果如圖11所示。偏相關(guān)數(shù)據(jù)給出，復(fù)飛高度損失量受初始進(jìn)近位置偏離、進(jìn)近速度、風(fēng)速和復(fù)飛油門影響很大。初始進(jìn)近位置偏近則下滑道趨于變陡，進(jìn)近速度偏大，或者復(fù)飛油門不夠，或者遭遇順風(fēng)，復(fù)飛拉起高度損失都會(huì)變大，超過一定閾值會(huì)發(fā)生觸地風(fēng)險(xiǎn)。飛機(jī)變重會(huì)影響剩余推力，也增加高度損失。復(fù)飛達(dá)到定常爬升狀態(tài)后的爬升梯度和剩余推力直接相關(guān)，因而受飛機(jī)重量和復(fù)飛油門量影響最大。

圖8 復(fù)飛偏離參數(shù)隨機(jī)采樣

圖9 復(fù)飛隨機(jī)仿真飛行軌跡

圖10 復(fù)飛特征參數(shù)隨機(jī)仿真結(jié)果

圖11 復(fù)飛特征參數(shù)與偏離參數(shù)相關(guān)關(guān)系

3 能量狀態(tài)安全邊界與預(yù)警策略

3.1 能量狀態(tài)安全邊界

第2節(jié)根據(jù)進(jìn)近著陸和復(fù)飛標(biāo)稱剖面，提煉導(dǎo)致進(jìn)近著陸風(fēng)險(xiǎn)事件的重要特征參數(shù)，包括初始進(jìn)近位置、進(jìn)近速度、拉平高度等著陸安全關(guān)鍵參數(shù)，以及初始進(jìn)近位置、進(jìn)近速度、復(fù)飛油門、復(fù)飛高度等復(fù)飛安全關(guān)鍵參數(shù)，并綜合飛機(jī)質(zhì)量變化、風(fēng)速等因素，建立其相互關(guān)系。對(duì)于這些參數(shù)的進(jìn)一步分析如下：

1) 進(jìn)近位置主要通過改變穩(wěn)定下滑角從而影響著陸安全性，因而可將其等效成下滑角表征飛行狀態(tài)參數(shù)，易于進(jìn)行能量狀態(tài)管理。

2) 拉平高度、復(fù)飛高度等是安全關(guān)鍵參數(shù)，但不是狀態(tài)指征參數(shù)，適當(dāng)確定后作為能量狀態(tài)管理的基礎(chǔ)。如拉平高度不低于標(biāo)稱值40 ft(1 ft=30.48 cm) 時(shí)基本不影響著陸風(fēng)險(xiǎn)。

3) 飛機(jī)實(shí)際重量將影響參考速度VREF，能量狀態(tài)管理將基于VREF考慮。

4) 飛行狀態(tài)基于空速建立，因而風(fēng)速主要影響地速以及接地安全性，特別順風(fēng)影響較大。

5) 復(fù)飛油門是直接改變能量狀態(tài)的手段，因而作為能量狀態(tài)管理參數(shù)。

因此，飛機(jī)能量狀態(tài)安全邊界基于拉平高度和復(fù)飛高度等任務(wù)參數(shù)，按照空速V和下滑角γ建立，并考慮復(fù)飛油門δT.GA和風(fēng)速uw影響。

進(jìn)一步地，基于隨機(jī)仿真結(jié)果建立能量狀態(tài)安全邊界。例如，假設(shè)復(fù)飛油門量δT.GA=100%、風(fēng)速uw=0，設(shè)置400組飛機(jī)能量狀態(tài)(V,γ)的隨機(jī)組合，分別進(jìn)行進(jìn)近著陸任務(wù)和復(fù)飛任務(wù)的仿真，得到能量狀態(tài)與進(jìn)近著陸風(fēng)險(xiǎn)的對(duì)應(yīng)關(guān)系如圖12(a)所示，其中不同標(biāo)記點(diǎn)表示飛機(jī)發(fā)生不同類型風(fēng)險(xiǎn)，而黑色線包圍成的能量狀態(tài)區(qū)域表示飛機(jī)在此狀態(tài)下不發(fā)生任何風(fēng)險(xiǎn)，因而可將其作為能量狀態(tài)安全邊界。在此基礎(chǔ)上，分別考慮0、5和10 m/s的順風(fēng)風(fēng)速，得到能量狀態(tài)安全邊界如圖12(b)所示，黑線表示安全邊界，紅框表示預(yù)警邊界；而當(dāng)復(fù)飛油門量分別為100%、75%和50%時(shí)，得到能量狀態(tài)安全邊界如圖12(c)所示，黑線表示安全邊界，紅框表示預(yù)警邊界。可知，飛機(jī)遭遇順風(fēng)增大或者復(fù)飛油門量減小時(shí)，能量狀態(tài)安全邊界范圍會(huì)縮小。

圖12 能量狀態(tài)安全邊界

3.2 異常能量狀態(tài)告警策略

進(jìn)近著陸階段駕駛員工作負(fù)荷大、進(jìn)入異常能量狀態(tài)后可用操縱改出時(shí)間短，應(yīng)盡量減輕駕駛員負(fù)荷，在進(jìn)入異常能量狀態(tài)前及時(shí)發(fā)出預(yù)警以規(guī)避多種進(jìn)近著陸風(fēng)險(xiǎn)。

為了實(shí)現(xiàn)方便，對(duì)圖12的(V,γ)能量狀態(tài)安全邊界圍成的不規(guī)則區(qū)域進(jìn)行矩形近似得到能量狀態(tài)預(yù)警邊界如圖中紅框所示。以其中圖12(a)的能量狀態(tài)預(yù)警邊界為例，簡化后表示為

如此，基于仿真得到多組復(fù)飛油門量和順風(fēng)速度下的能量狀態(tài)預(yù)警邊界值如表7所示。

由表7進(jìn)一步得到示例飛機(jī)的能量預(yù)警邊界為超出上述范圍的能量狀態(tài)可視為異常。

表7 不同復(fù)飛油門和風(fēng)速下的能量預(yù)警邊界

對(duì)比文獻(xiàn)[8]提出的異常能量判據(jù)包括低動(dòng)能判據(jù)和低勢(shì)能判據(jù)，可表示為

式中：V+1.3g表示能產(chǎn)生1.3g穩(wěn)態(tài)法向過載的最小速度，對(duì)于本文示例飛機(jī)約為59 m/s。是ILS系統(tǒng)中實(shí)際下滑道相對(duì)基準(zhǔn)下滑道的偏離量的度量單位，可取1 dot≈0.35°[8]。

文獻(xiàn)[10]提出的異常能量判據(jù)，包括異常動(dòng)能和異常勢(shì)能判據(jù)，為

式中:kts為速度單位節(jié)。

此外文獻(xiàn)[7]提出穩(wěn)定進(jìn)近應(yīng)滿足：“指示空速不小于VREF而不大于VREF+20 kts”, “ILS進(jìn)近下滑道偏離不超過1 dot”以及“下沉率不超過1 000 ft/min”等，可表示為

分別將上述4種異常能量預(yù)警判據(jù)記為判據(jù)A、B、C和D。對(duì)于本文示例飛機(jī)，基于標(biāo)稱進(jìn)近著陸任務(wù)剖面，按照表8生成400組隨機(jī)偏離參數(shù)，分別進(jìn)行著陸任務(wù)和復(fù)飛任務(wù)的仿真。

表8 進(jìn)近著陸任務(wù)偏離參數(shù)及范圍

記錄所有仿真中4種異常能量預(yù)警判據(jù)的判定結(jié)果以及實(shí)際仿真中是否發(fā)生任一種進(jìn)近著陸風(fēng)險(xiǎn)，定義異常能量判據(jù)的判準(zhǔn)率為所有判斷為正常能量狀態(tài)的仿真次數(shù)中實(shí)際無風(fēng)險(xiǎn)的仿真次數(shù)所占比例，誤判率為所有實(shí)際無風(fēng)險(xiǎn)仿真次數(shù)中判斷為異常能量狀態(tài)的仿真次數(shù)所占比例。結(jié)果如表9所示。

表9 異常能量預(yù)警判據(jù)的評(píng)價(jià)

對(duì)比4種判據(jù)可知，本文判據(jù)A對(duì)于進(jìn)近著陸風(fēng)險(xiǎn)的判準(zhǔn)率達(dá)到100%，由于對(duì)能量安全邊界進(jìn)行了矩形近似，所以在臨近邊界的結(jié)果中出現(xiàn)部分異常能量報(bào)警而實(shí)際無風(fēng)險(xiǎn)的情況，此源于邊界簡化的問題可以通過邊界設(shè)置而解決(應(yīng)用中一般需要留余量)。相對(duì)而言，基于全面的風(fēng)險(xiǎn)場(chǎng)景分析得到的判據(jù)A，準(zhǔn)確度優(yōu)于其他判據(jù)，而且風(fēng)速以及復(fù)飛油門儲(chǔ)備的影響不能忽略。總之，本文所得異常能量預(yù)警判據(jù)具有滿意的判斷準(zhǔn)確度，而且不保守。

4 結(jié) 論

1) 基于風(fēng)險(xiǎn)事故(事件)統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)對(duì)飛機(jī)進(jìn)近著陸階段異常能量狀態(tài)誘發(fā)風(fēng)險(xiǎn)的分析表明，異常能量主要引起失速、重著陸、擦尾、沖出跑道及復(fù)飛失敗等風(fēng)險(xiǎn)。本文隨機(jī)仿真可揭示異常能量狀態(tài)與風(fēng)險(xiǎn)的內(nèi)在聯(lián)系和分布規(guī)律。

2) 建立的基于仿真的異常能量判據(jù)形成方法，對(duì)于按照規(guī)范程序運(yùn)行的大型民機(jī)具有較普遍適用性。

3) 順風(fēng)條件對(duì)進(jìn)近著陸性能有重要影響，在能量預(yù)警中應(yīng)考慮風(fēng)速。在能夠獲得風(fēng)速信息時(shí)可提高風(fēng)險(xiǎn)預(yù)警準(zhǔn)確性。

4)復(fù)飛能力儲(chǔ)備是進(jìn)近著陸過程不容忽視的因素。在能量預(yù)警中考慮復(fù)飛油門儲(chǔ)備，有助于進(jìn)一步規(guī)避安全風(fēng)險(xiǎn)。

對(duì)于自動(dòng)化程度越來越高的大型民機(jī)，本文建立異常能量判據(jù)的方法可以作為安全保護(hù)功能實(shí)施的基礎(chǔ)。另外，仿真的準(zhǔn)確度對(duì)于預(yù)測(cè)效果影響很大?，F(xiàn)在民機(jī)研發(fā)中，一般將伴隨著飛行試驗(yàn)過程不斷校準(zhǔn)飛行仿真模型，通過迭代可提高預(yù)測(cè)準(zhǔn)確度。