樊智勇，王 飛，劉 濤，張文林

(1.中國民航大學工程技術(shù)訓(xùn)練中心，天津 300300；2.中國民航大學電子信息與自動化學院，天津 300300)

1 引言

自動飛行系統(tǒng)包括自動駕駛、飛行指引等功能，其提供飛機目視飛行導(dǎo)引和飛機橫向、垂直、多軸及自動油門的自動飛行導(dǎo)引工作模式[1-2]。在不同飛行階段，為完成自動駕駛，飛行員需要預(yù)位及接通不同的工作模式，使飛機自動或手動地完成預(yù)定飛行任務(wù)。飛機進近著陸階段是整個飛行過程的關(guān)鍵階段，在此階段其模式轉(zhuǎn)換的條件較為復(fù)雜，且模式存在部分耦合情況[3-4]。因此，研究飛機在進近著陸階段工作模式的轉(zhuǎn)換具有重要的意義，也為飛機飛行全過程自動飛行系統(tǒng)工作模式的完整設(shè)計提供了重要參考。

本文擬對大型客機進近著陸階段自動飛行工作模式開展設(shè)計與仿真研究。以儀表著陸系統(tǒng)(ILS)引導(dǎo)飛機進近著陸過程分析入手，展開對大型客機進近著陸階段自動飛行工作模式設(shè)計方法的研究，完成進近著陸過程工作模式轉(zhuǎn)換狀態(tài)模型設(shè)計，之后基于MATLAB/Stateflow建立進近著陸階段的工作模式轉(zhuǎn)換狀態(tài)模型。最終通過設(shè)定的完整進近著陸過程和著陸復(fù)飛過程完成模式的轉(zhuǎn)換驗證。

2 進近著陸過程及模式分析

2.1 進近著陸分析

目前，全球民用機場主要使用無線電導(dǎo)航系統(tǒng)引導(dǎo)飛機安全著陸，國際范圍內(nèi)民用航空主要以ILS的應(yīng)用最為廣泛[5-6]。本文即以ILS引導(dǎo)飛機著陸為例，分析研究飛機在ILS導(dǎo)航下進近著陸過程各工作模式的運行及轉(zhuǎn)換情況，再對進近著陸階段不同著陸情況下工作模式的轉(zhuǎn)換進行驗證。

進近著陸從規(guī)定的航線開始，到著陸完成或因突發(fā)情況而轉(zhuǎn)向復(fù)飛程序，在其不同階段為完成進近著陸功能需要多種工作模式的共同配合[7]。飛機進近著陸期間，飛行員通過手動選擇可預(yù)位或者接通指定工作模式，在遇到不符合標準進近著陸程序的時候，自動飛行系統(tǒng)也會自動接通能有效避免不安全事件或飛行事故發(fā)生的工作模式，從而修正進近著陸程序，在整個進近著陸階段，所涉及的工作模式較為繁多復(fù)雜。所以此階段是大型客機自動飛行系統(tǒng)工作模式的一個綜合體現(xiàn)，能充分凸顯其工作模式的設(shè)計規(guī)范和性能。

大型客機從進近、下滑、對準跑道、拉平到接地、低機頭、滑跑的整個進近著陸過程都有著嚴格的程序和使用標準，這一系列規(guī)范規(guī)定的標準也給飛機自動著陸的模式轉(zhuǎn)換控制提供了條件[8]。飛機在飛行過渡層開始進近程序，典型的進近著陸過程如圖1所示。

圖1 飛機典型進近著陸示意圖

2.2 進近著陸模式設(shè)計分析

大型客機進近著陸主要包含從進場航段到著陸以及偶遇突發(fā)事件轉(zhuǎn)為復(fù)飛模式兩種情況，其中還包含對遭遇風切變時飛機的應(yīng)急轉(zhuǎn)換模式。本設(shè)計在充分考慮飛機進近著陸全過程下將工作模式按照垂直模式、橫向模式、多軸模式和自動油門模式分別進行設(shè)計。

表1 飛機進近著陸階段工作模式表

為保證進近著陸任務(wù)的完成，自動飛行系統(tǒng)應(yīng)根據(jù)飛行計劃，完成航向控制、飛行高度控制和速度控制，同時遇到突發(fā)情況還要考慮復(fù)飛模式，該功能由自動飛行系統(tǒng)各工作模式共同協(xié)調(diào)完成。以下滑道模式(GS)為例，其功能及轉(zhuǎn)換設(shè)計分析如下：

飛機進近著陸時需要沿著一定的下滑軌跡下滑，GS模式的目標即為捕獲和跟蹤下滑信號，導(dǎo)引飛機下滑，GS模式分為預(yù)位和接通兩種情況，同時與LOC模式也存在一定耦合。其工作模式轉(zhuǎn)換關(guān)系為，飛機在選擇進近之后GS模式

即處于預(yù)位狀態(tài)，同時飛機在捕獲航向道之前，GS模式也是受抑制的，只有待LOC模式激活且下滑道捕獲后，垂直模式才會更新并輸出GS模式，進而引導(dǎo)飛機跟蹤下滑道信號下滑。

飛機進近著陸階段垂直模式主要完成飛機從初始進近到飛機低機頭完成著陸的整個垂直方向上的飛行控制，同時配合橫向、多軸和自動油門模式可實現(xiàn)飛機的精密進近著陸。其中垂直模式和橫向模式以及自動油門模式存在多數(shù)耦合情況，采用以上分析設(shè)計方法可分別再完成橫向模式、多軸模式和自動油門模式的設(shè)計分析。

3 進近著陸模式轉(zhuǎn)換仿真設(shè)計與實現(xiàn)

大型客機進近著陸階段的自動飛行過程由若干種工作模式組成，通過各工作模式之間的復(fù)雜邏輯轉(zhuǎn)換完成進近著陸各階段的功能需求。因而設(shè)計穩(wěn)定可靠并且考慮全面的工作模式轉(zhuǎn)換邏輯是研究自動飛行系統(tǒng)的重要基礎(chǔ)。工作模式的轉(zhuǎn)換邏輯本質(zhì)上是一個包含狀態(tài)、輸入和輸出的離散事件模型[9]。

3.1 工作模式轉(zhuǎn)換邏輯設(shè)計

離散事件模型通?？刹捎糜邢逘顟B(tài)機來進行建模，有限狀態(tài)機可以適應(yīng)非常復(fù)雜的狀態(tài)管理，并且狀態(tài)間的關(guān)系可以直觀看到。在模式轉(zhuǎn)換邏輯設(shè)計中，工作模式即為狀態(tài)，在某些事件發(fā)生時，狀態(tài)機可以實現(xiàn)從當前工作模式到另一輸出更新工作模式的轉(zhuǎn)換，且轉(zhuǎn)換條件可視化，便于修改維護[10]。飛機模式轉(zhuǎn)換邏輯設(shè)計結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 模式轉(zhuǎn)換邏輯設(shè)計結(jié)構(gòu)

工作模式狀態(tài)機接收飛行模式控制板(FMCP)參數(shù)輸入，轉(zhuǎn)換模式矩陣提供了飛機可能存在的轉(zhuǎn)換模式，根據(jù)當前工作模式及輸入尋找模式轉(zhuǎn)換。設(shè)矩陣A=(ai1)m×1，矩陣B=(b1j)1×m，A、B表示模式的一個集合且A、B互為轉(zhuǎn)置矩陣，則其轉(zhuǎn)換模式矩陣C=(cij)m×m表示為

Cm×m=Am×1B1×m=ai1b1j(i=1，2…m；j=1，2…m)

(1)

式中ai1b1j即表示轉(zhuǎn)換模式矩陣中第i行第j列的元素值，元素值有0和1兩種可能，0表示無模式轉(zhuǎn)換，1表示存在模式轉(zhuǎn)換情況。

工作模式狀態(tài)機除了尋找轉(zhuǎn)換模式矩陣還需從條件矩陣中查詢確定轉(zhuǎn)換模式的具體轉(zhuǎn)換狀態(tài)。條件矩陣P=(pij)m×m也是一個m×n的方陣，其中任一元素pij與轉(zhuǎn)換模式矩陣中的元素cij是一一對應(yīng)的，且矩陣P的元素有0、1、2三種狀態(tài)，0表示的是A模式到B模式無轉(zhuǎn)換可能，1表示A模式轉(zhuǎn)換到B模式需先轉(zhuǎn)換到其對應(yīng)的預(yù)位模式，2表示A模式到B模式的轉(zhuǎn)換為同一模式的預(yù)位到激活的狀態(tài)轉(zhuǎn)換。

當確定了轉(zhuǎn)換模式后，狀態(tài)機會從條件列表中找出轉(zhuǎn)換到該模式的轉(zhuǎn)換條件。條件列表表示如下表2。

表2 模式轉(zhuǎn)換條件列表

轉(zhuǎn)換條件確定后再結(jié)合飛行狀態(tài)參數(shù)反饋需要對條件進行評估，評估正確即可完成當前工作模式的更新。評估目的為判斷飛機當前飛行狀態(tài)是否與模式的轉(zhuǎn)換相匹配，如飛機在需要復(fù)飛時，而實時高度參數(shù)反饋數(shù)據(jù)已低于決斷高度，則條件評估不通過，模式無法轉(zhuǎn)換。

模式的轉(zhuǎn)換邏輯具有復(fù)雜耦合特性，在模式轉(zhuǎn)換模型設(shè)計中，可將全過程工作模式由若干個狀態(tài)構(gòu)成組合狀態(tài)進行描述，由狀態(tài)動作來代表飛行模式描述的行為，并且與對應(yīng)飛行控制律相匹配，輸出更新工作模式后原模式會變成非活動狀態(tài)。模式轉(zhuǎn)換有兩種觸發(fā)方式，一種為駕駛員操作FMCP觸發(fā)，另一種為先預(yù)位，待來自各類機載系統(tǒng)及相關(guān)狀態(tài)傳感器檢測的離散型和連續(xù)型輸入?yún)?shù)滿足條件后自動轉(zhuǎn)換。模式轉(zhuǎn)換流程如圖3。

圖3 模式轉(zhuǎn)換流程

3.2 工作模式轉(zhuǎn)換模型實現(xiàn)

參考進近著陸階段各工作模式以及模式轉(zhuǎn)換邏輯設(shè)計，按照模式轉(zhuǎn)換設(shè)計方法及流程完成進近著陸全過程飛機工作模式狀態(tài)轉(zhuǎn)換模型設(shè)計。在正常進近著陸情況下，飛機主要根據(jù)當前的飛行狀態(tài)參數(shù)(如高度、航向偏差角等)以及飛行員的FMCP操作輸入來完成飛機工作模式的手動和自動轉(zhuǎn)換；當遇到突發(fā)情況且滿足復(fù)飛條件時飛行員會操縱飛機使其轉(zhuǎn)為復(fù)飛模式，且有風切變告警信號發(fā)出時，飛機也會自動激活WS模式。

飛機進近著陸階段垂直及多軸模式設(shè)計主要由ALT_HLD模式、GS模式、FLARE模式、D-ROT模式、TOGA模式和WS模式組成。首先，將上述六種模式組成一個轉(zhuǎn)換模式矩陣，如表3，0表示不存在縱向的模式到橫向的模式的轉(zhuǎn)換，1表示存在模式轉(zhuǎn)換。轉(zhuǎn)換模式對應(yīng)的條件矩陣如表4，0表示不存在模式轉(zhuǎn)換的條件，1表示縱向的模式轉(zhuǎn)換到橫向的模式時需要先轉(zhuǎn)換到橫向的預(yù)位模式，2表示當前工作模式分為預(yù)位和激活兩種狀態(tài)且模式轉(zhuǎn)換過程為從預(yù)位模式轉(zhuǎn)換到激活模式。

表3 垂直及多軸模式轉(zhuǎn)換矩陣

表4 垂直及多軸模式條件矩陣

當飛機確定了模式轉(zhuǎn)換后需通過列出的條件列表找出對應(yīng)模式轉(zhuǎn)換條件從而完成輸出更新工作模式，條件列表部分模式轉(zhuǎn)換條件如表5所示。

表5 垂直及多軸模式條件列表

輸出模式矩陣為六種工作模式和對應(yīng)控制率的一個集合，輸出更新的工作模式會從中調(diào)用控制率。因為輸出的工作模式為數(shù)學標號，所以需要通過仿真顯示來完成真實的模式通告，標號-模式矩陣的功能即為將模式進行輸出顯示。完成所有模式轉(zhuǎn)換可構(gòu)成飛機垂直及多軸模式狀態(tài)轉(zhuǎn)換模型如圖4。

圖4 垂直及多軸模式狀態(tài)轉(zhuǎn)換模型

上圖進近著陸過程其缺省工作模式為ALT_HLD。選擇APPR后，GS轉(zhuǎn)為預(yù)位模式，當捕獲到下滑道時，GS模式自動激活，垂直工作模式轉(zhuǎn)換為GS模式，預(yù)位模式清除，飛機此時會沿下滑道下降。飛機下降到無線電高度1500英尺以下時，F(xiàn)LARE模式預(yù)位。高度低于50英尺后，工作模式轉(zhuǎn)換為FLARE模式，F(xiàn)LARE預(yù)位模式清除，D-ROT模式預(yù)位接通，飛機開始柔和接地。主起落架接地后，為使飛機前輪著地，以完成在跑道上的滑跑，D-ROT模式工作。在整個進近著陸階段，當飛機遭遇突發(fā)情況且滿足復(fù)飛條件時選擇TOGA會使飛機轉(zhuǎn)為多軸模式下的復(fù)飛模式，同時在下降時探測到風切變告警并且滿足高度要求時也會立即轉(zhuǎn)向WS模式。

參考垂直及多軸模式轉(zhuǎn)換設(shè)計完成飛機橫向模式狀態(tài)轉(zhuǎn)換模型如圖5。進近著陸階段，其缺省工作模式為HDG模式，指令飛機以保持FMCP上選擇的航向，此時無其它橫向模式預(yù)位。當飛行員從FMCP上選擇了APPR后，飛機開始進近。飛機根據(jù)當前的航向和目標航向之間的航向道偏差(CD)是否大于105度，進行LOC或BC模式預(yù)位，滿足合適的航向道捕獲標準，LOC模式或BC模式工作。工作之后GS也相繼捕獲，飛機開始下降，當高度下降到無線電高度1500英尺，為保證精密著陸，此時飛機需要使機頭對準跑道中心線，ALIGN模式會自動預(yù)位。著陸過程當側(cè)風要求偏流角大于5度時，在500英尺ALIGN模式即會接通，并開始建立5度的側(cè)滑以減小偏流角，保持此形態(tài)直到接地，飛機會以最小5度的偏流角接地。而側(cè)風要求偏流角小于5度時，降到200英尺ALIGN即工作。飛機承重接地后，RLOUT接通，用以提供航向道中心線滑跑引導(dǎo)。如果進近過程中飛機轉(zhuǎn)為復(fù)飛或者風切變模式時，則ROL模式會取代當前任一預(yù)位或者接通的橫向模式。

圖5 橫向模式狀態(tài)轉(zhuǎn)換模型

全過程自動油門模式狀態(tài)轉(zhuǎn)換模型如圖6。此過程飛機自動油門的缺省工作模式為SPD模式，這也是自動油門的基本控制模式。當飛機截獲到下滑道開始下滑時，自動油門轉(zhuǎn)換為DES模式，以用于滿足飛機在進行高度下降時的推力要求。飛機下降到無線高度150英尺后，并且不在GA模式時RTD模式自動預(yù)位，在拉平機動后激活。該模式工作后飛機自動調(diào)整油門桿到慢車位準備著陸，待飛機著陸D-ROT模式工作后，飛機斷開自動油門。在此前任一階段，若人為斷開AT，則自動油門模式失效，飛機油門轉(zhuǎn)為手動設(shè)置。若轉(zhuǎn)為GA模式，則對應(yīng)GA_THR模式會自動激活。

圖6 自動油門模式狀態(tài)轉(zhuǎn)換模型

上述自動飛行工作模式狀態(tài)機模型將復(fù)雜的飛機自動飛行模式轉(zhuǎn)換控制邏輯分解成有限個穩(wěn)定狀態(tài)，針對預(yù)位和接通模式的耦合情況通過組合狀態(tài)來進行描述，而對于垂直模式和橫向模式以及自動油門模式之間的耦合，在轉(zhuǎn)換到耦合模式時附加與之耦合模式的耦合條件，如在GS模式接通的條件中附加LOC模式接通。用狀態(tài)動作來代表飛行模式所描述的行為，并結(jié)合條件可視化的特點，完成了對模式轉(zhuǎn)換條件沖突的抑制。

4 模式驗證

飛機進近著陸飛行情況可分為正常進近著陸以及著陸復(fù)飛，利用Stateflow可完成進近著陸各情況下自動飛行系統(tǒng)橫向模式、垂直模式、自動油門模式及多軸模式的轉(zhuǎn)換邏輯模型設(shè)計和仿真驗證[11-12]。

4.1 進近著陸過程驗證

模擬正常進近著陸過程為：飛機初始飛行在ALT_HLD和HDG模式下，此時高度接近6000英尺，之后按下APPR電門，飛機以90度的航向道偏差(CD)開始進近，相繼捕獲LOC和GS，飛機開始下降，高度變化來源于真實飛機QAR數(shù)據(jù)，著陸過程飛機側(cè)風要求偏流角(DA)為10度，整個進近著陸過程飛機自動飛行模式轉(zhuǎn)換仿真驗證如圖7。

圖7 進近著陸Stateflow仿真結(jié)果

根據(jù)圖7中(a)-(d)仿真驗證模式輸出并結(jié)合輸入和模式仿真顯示模塊可得正常進近著陸各工作模式輸出通告對比圖如圖8。以下通告圖從左至右依次為飛機的自動油門模式、橫向模式和垂直模式或多軸模式通告，第二行為預(yù)位模式通告。

圖8 進近著陸仿真模式通告對比

綜合分析上圖7和8可知飛機初始默認飛行模式為ALT_HLD、HDG、SPD。5秒后，APPR接通，飛機開始進近，此時LOC和GS預(yù)位模式接通。在86秒時，飛機截獲到LOC，LOC模式激活，飛機開始沿跑道方向進近。到202秒后，下滑道截獲，GS模式接通，同時自動油門模式轉(zhuǎn)為DES。飛機繼續(xù)下降，到1500英尺時，ALIGN和FLARE模式自動預(yù)位，在大約555秒時，ALIGN模式接通，RLOUT自動預(yù)位，到581秒時，RTD也自動預(yù)位。之后高度下降到50英尺后，RTD和FLARE從預(yù)位模式自動轉(zhuǎn)為激活模式，并且D-ROT預(yù)位。593秒時，飛機承重接地，自動油門(AT)斷開，RLOUT和D-ROT從預(yù)位狀態(tài)自動激活，5秒后自動駕駛(AP)斷開。整個過程模式輸出及轉(zhuǎn)換結(jié)果無混淆，耦合模式轉(zhuǎn)換正常，轉(zhuǎn)換條件無沖突。

4.2 著陸復(fù)飛過程驗證

飛機著陸復(fù)飛過程為：飛機在正常進近至FLARE模式工作后，遭遇突發(fā)情況，飛行員按下TOGA按鈕使飛機轉(zhuǎn)為復(fù)飛模式，飛機逐漸上升，待爬升到2500英尺左右無線電高度后飛行員選擇ALT_HLD、HDG模式，準備下一次進近。其模式轉(zhuǎn)換驗證圖如圖9，輸出通告如圖10。

圖9 著陸復(fù)飛Stateflow仿真結(jié)果

圖10 著陸復(fù)飛仿真模式通告對比

根據(jù)以上模式轉(zhuǎn)換驗證圖及模式通告圖可知飛機在588秒之前飛行工作模式同正常進近著陸一致。在588秒時，飛機轉(zhuǎn)為GA模式，同時橫向模式轉(zhuǎn)換為ROL模式，自動油門自動轉(zhuǎn)換到GA_THR模式，飛機迅速爬升。之后在飛機爬升到2500英尺左右高度時，GA模式斷開，HDG模式、ALT_HLD模式和SPD模式接通?？傮w來看，當發(fā)生突發(fā)情況時，飛機可準確無誤轉(zhuǎn)換到復(fù)飛模式，且無條件沖突。

通過上述飛機在正常進近著陸以及著陸復(fù)飛的模式轉(zhuǎn)換驗證，并由模式仿真圖分析可得飛機能穩(wěn)定無誤的在進近著陸階段完成垂直、多軸、橫向及自動油門的模式轉(zhuǎn)換，且能實時反映出各模式的預(yù)位及接通情況，包括對突發(fā)情況的應(yīng)急復(fù)飛模式，同時也充分說明了此階段模式設(shè)計的正確性。

5 結(jié)束語

本文在針對進近過程分析的基礎(chǔ)上開展對大型客機自動飛行工作模式的研究，根據(jù)模式及模式轉(zhuǎn)換設(shè)計，完成飛機進近著陸全過程工作模式轉(zhuǎn)換狀態(tài)設(shè)計。再基于Stateflow工具實現(xiàn)模型搭建，最后通過模擬設(shè)定飛機正常進近著陸以及著陸復(fù)飛過程完成模式轉(zhuǎn)換的仿真驗證。通過本設(shè)計可實時發(fā)現(xiàn)并修正模式轉(zhuǎn)換中存在的條件沖突、模式耦合情況等相關(guān)設(shè)計問題。此外，本設(shè)計針對進近著陸全過程完成了詳細的模式設(shè)計，充分考慮不同下降階段不同狀態(tài)參數(shù)輸入時的功能模式。后續(xù)研究可以此設(shè)計為基礎(chǔ)針對不同機型建立飛行全過程飛行工作模式模型，并結(jié)合飛機完整飛行動力學模型開展飛機自動飛行系統(tǒng)相關(guān)研究。