進(jìn)近著陸階段自動(dòng)飛行工作模式設(shè)計(jì)與仿真

樊智勇，王 飛，劉 濤，張文林

(1.中國(guó)民航大學(xué)工程技術(shù)訓(xùn)練中心，天津 300300；2.中國(guó)民航大學(xué)電子信息與自動(dòng)化學(xué)院，天津 300300)

1 引言

自動(dòng)飛行系統(tǒng)包括自動(dòng)駕駛、飛行指引等功能，其提供飛機(jī)目視飛行導(dǎo)引和飛機(jī)橫向、垂直、多軸及自動(dòng)油門(mén)的自動(dòng)飛行導(dǎo)引工作模式[1-2]。在不同飛行階段，為完成自動(dòng)駕駛，飛行員需要預(yù)位及接通不同的工作模式，使飛機(jī)自動(dòng)或手動(dòng)地完成預(yù)定飛行任務(wù)。飛機(jī)進(jìn)近著陸階段是整個(gè)飛行過(guò)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(jī)在進(jìn)近著陸階段工作模式的轉(zhuǎn)換具有重要的意義，也為飛機(jī)飛行全過(guò)程自動(dòng)飛行系統(tǒng)工作模式的完整設(shè)計(jì)提供了重要參考。

本文擬對(duì)大型客機(jī)進(jìn)近著陸階段自動(dòng)飛行工作模式開(kāi)展設(shè)計(jì)與仿真研究。以儀表著陸系統(tǒng)(ILS)引導(dǎo)飛機(jī)進(jìn)近著陸過(guò)程分析入手，展開(kāi)對(duì)大型客機(jī)進(jìn)近著陸階段自動(dòng)飛行工作模式設(shè)計(jì)方法的研究，完成進(jìn)近著陸過(guò)程工作模式轉(zhuǎn)換狀態(tài)模型設(shè)計(jì)，之后基于MATLAB/Stateflow建立進(jìn)近著陸階段的工作模式轉(zhuǎn)換狀態(tài)模型。最終通過(guò)設(shè)定的完整進(jìn)近著陸過(guò)程和著陸復(fù)飛過(guò)程完成模式的轉(zhuǎn)換驗(yàn)證。

2 進(jìn)近著陸過(guò)程及模式分析

2.1 進(jìn)近著陸分析

目前，全球民用機(jī)場(chǎng)主要使用無(wú)線電導(dǎo)航系統(tǒng)引導(dǎo)飛機(jī)安全著陸，國(guó)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(jī)著陸為例，分析研究飛機(jī)在ILS導(dǎo)航下進(jìn)近著陸過(guò)程各工作模式的運(yùn)行及轉(zhuǎn)換情況，再對(duì)進(jìn)近著陸階段不同著陸情況下工作模式的轉(zhuǎn)換進(jìn)行驗(yàn)證。

進(jìn)近著陸從規(guī)定的航線開(kāi)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(jìn)近著陸功能需要多種工作模式的共同配合[7]。飛機(jī)進(jìn)近著陸期間，飛行員通過(guò)手動(dòng)選擇可預(yù)位或者接通指定工作模式，在遇到不符合標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)近著陸程序的時(shí)候，自動(dòng)飛行系統(tǒng)也會(huì)自動(dòng)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(jìn)近著陸程序，在整個(gè)進(jìn)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(jī)自動(dòng)飛行系統(tǒng)工作模式的一個(gè)綜合體現(xiàn)，能充分凸顯其工作模式的設(shè)計(jì)規(guī)范和性能。

大型客機(jī)從進(jìn)近、下滑、對(duì)準(zhǔn)跑道、拉平到接地、低機(jī)頭、滑跑的整個(gè)進(jìn)近著陸過(guò)程都有著嚴(yán)格的程序和使用標(biāo)準(zhǔn)，這一系列規(guī)范規(guī)定的標(biāo)準(zhǔn)也給飛機(jī)自動(dòng)著陸的模式轉(zhuǎn)換控制提供了條件[8]。飛機(jī)在飛行過(guò)渡層開(kāi)始進(jìn)近程序，典型的進(jìn)近著陸過(guò)程如圖1所示。

圖1 飛機(jī)典型進(jìn)近著陸示意圖

2.2 進(jìn)近著陸模式設(shè)計(jì)分析

大型客機(jī)進(jìn)近著陸主要包含從進(jìn)場(chǎng)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(duì)遭遇風(fēng)切變時(shí)飛機(jī)的應(yīng)急轉(zhuǎn)換模式。本設(shè)計(jì)在充分考慮飛機(jī)進(jìn)近著陸全過(guò)程下將工作模式按照垂直模式、橫向模式、多軸模式和自動(dòng)油門(mén)模式分別進(jìn)行設(shè)計(jì)。

表1 飛機(jī)進(jìn)近著陸階段工作模式表

為保證進(jìn)近著陸任務(wù)的完成，自動(dòng)飛行系統(tǒng)應(yīng)根據(jù)飛行計(jì)劃，完成航向控制、飛行高度控制和速度控制，同時(shí)遇到突發(fā)情況還要考慮復(fù)飛模式，該功能由自動(dòng)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(jì)分析如下：

飛機(jī)進(jìn)近著陸時(shí)需要沿著一定的下滑軌跡下滑，GS模式的目標(biāo)即為捕獲和跟蹤下滑信號(hào)，導(dǎo)引飛機(jī)下滑，GS模式分為預(yù)位和接通兩種情況，同時(shí)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(jī)在選擇進(jìn)近之后GS模式

即處于預(yù)位狀態(tài)，同時(shí)飛機(jī)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(huì)更新并輸出GS模式，進(jìn)而引導(dǎo)飛機(jī)跟蹤下滑道信號(hào)下滑。

飛機(jī)進(jìn)近著陸階段垂直模式主要完成飛機(jī)從初始進(jìn)近到飛機(jī)低機(jī)頭完成著陸的整個(gè)垂直方向上的飛行控制，同時(shí)配合橫向、多軸和自動(dòng)油門(mén)模式可實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的精密進(jìn)近著陸。其中垂直模式和橫向模式以及自動(dòng)油門(mén)模式存在多數(shù)耦合情況，采用以上分析設(shè)計(jì)方法可分別再完成橫向模式、多軸模式和自動(dòng)油門(mén)模式的設(shè)計(jì)分析。

3 進(jìn)近著陸模式轉(zhuǎn)換仿真設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

大型客機(jī)進(jìn)近著陸階段的自動(dòng)飛行過(guò)程由若干種工作模式組成，通過(guò)各工作模式之間的復(fù)雜邏輯轉(zhuǎn)換完成進(jìn)近著陸各階段的功能需求。因而設(shè)計(jì)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(dòng)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(gè)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(jì)

離散事件模型通?？刹捎糜邢逘顟B(tài)機(jī)來(lái)進(jìn)行建模，有限狀態(tài)機(jī)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(jì)中，工作模式即為狀態(tài)，在某些事件發(fā)生時(shí)，狀態(tài)機(jī)可以實(shí)現(xiàn)從當(dāng)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(hù)[10]。飛機(jī)模式轉(zhuǎn)換邏輯設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 模式轉(zhuǎn)換邏輯設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)

工作模式狀態(tài)機(jī)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(jī)可能存在的轉(zhuǎn)換模式，根據(jù)當(dāng)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(gè)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(wú)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(jī)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(gè)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(duì)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(wú)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(duì)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(dāng)確定了轉(zhuǎn)換模式后，狀態(tài)機(jī)會(huì)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(duì)條件進(jìn)行評(píng)估，評(píng)估正確即可完成當(dāng)前工作模式的更新。評(píng)估目的為判斷飛機(jī)當(dāng)前飛行狀態(tài)是否與模式的轉(zhuǎn)換相匹配，如飛機(jī)在需要復(fù)飛時(shí)，而實(shí)時(shí)高度參數(shù)反饋數(shù)據(jù)已低于決斷高度，則條件評(píng)估不通過(guò)，模式無(wú)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(jì)中，可將全過(guò)程工作模式由若干個(gè)狀態(tài)構(gòu)成組合狀態(tài)進(jìn)行描述，由狀態(tài)動(dòng)作來(lái)代表飛行模式描述的行為，并且與對(duì)應(yīng)飛行控制律相匹配，輸出更新工作模式后原模式會(huì)變成非活動(dòng)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(lái)自各類(lèi)機(jī)載系統(tǒng)及相關(guān)狀態(tài)傳感器檢測(cè)的離散型和連續(xù)型輸入?yún)?shù)滿足條件后自動(dòng)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(shí)現(xiàn)

參考進(jìn)近著陸階段各工作模式以及模式轉(zhuǎn)換邏輯設(shè)計(jì)，按照模式轉(zhuǎn)換設(shè)計(jì)方法及流程完成進(jìn)近著陸全過(guò)程飛機(jī)工作模式狀態(tài)轉(zhuǎn)換模型設(shè)計(jì)。在正常進(jìn)近著陸情況下，飛機(jī)主要根據(jù)當(dāng)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(lái)完成飛機(jī)工作模式的手動(dòng)和自動(dòng)轉(zhuǎn)換；當(dāng)遇到突發(fā)情況且滿足復(fù)飛條件時(shí)飛行員會(huì)操縱飛機(jī)使其轉(zhuǎn)為復(fù)飛模式，且有風(fēng)切變告警信號(hào)發(fā)出時(shí)，飛機(jī)也會(huì)自動(dòng)激活WS模式。

飛機(jī)進(jìn)近著陸階段垂直及多軸模式設(shè)計(jì)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(gè)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(duì)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(shí)需要先轉(zhuǎn)換到橫向的預(yù)位模式，2表示當(dāng)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(guò)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(dāng)飛機(jī)確定了模式轉(zhuǎn)換后需通過(guò)列出的條件列表找出對(duì)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(duì)應(yīng)控制率的一個(gè)集合，輸出更新的工作模式會(huì)從中調(diào)用控制率。因?yàn)檩敵龅墓ぷ髂Ｊ綖閿?shù)學(xué)標(biāo)號(hào)，所以需要通過(guò)仿真顯示來(lái)完成真實(shí)的模式通告，標(biāo)號(hào)-模式矩陣的功能即為將模式進(jìn)行輸出顯示。完成所有模式轉(zhuǎn)換可構(gòu)成飛機(jī)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(jìn)近著陸過(guò)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(dāng)捕獲到下滑道時(shí)，GS模式自動(dòng)激活，垂直工作模式轉(zhuǎn)換為GS模式，預(yù)位模式清除，飛機(jī)此時(shí)會(huì)沿下滑道下降。飛機(jī)下降到無(wú)線電高度1500英尺以下時(shí)，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(jī)開(kāi)始柔和接地。主起落架接地后，為使飛機(jī)前輪著地，以完成在跑道上的滑跑，D-ROT模式工作。在整個(gè)進(jìn)近著陸階段，當(dāng)飛機(jī)遭遇突發(fā)情況且滿足復(fù)飛條件時(shí)選擇TOGA會(huì)使飛機(jī)轉(zhuǎn)為多軸模式下的復(fù)飛模式，同時(shí)在下降時(shí)探測(cè)到風(fēng)切變告警并且滿足高度要求時(shí)也會(huì)立即轉(zhuǎn)向WS模式。

參考垂直及多軸模式轉(zhuǎn)換設(shè)計(jì)完成飛機(jī)橫向模式狀態(tài)轉(zhuǎn)換模型如圖5。進(jìn)近著陸階段，其缺省工作模式為HDG模式，指令飛機(jī)以保持FMCP上選擇的航向，此時(shí)無(wú)其它橫向模式預(yù)位。當(dāng)飛行員從FMCP上選擇了APPR后，飛機(jī)開(kāi)始進(jìn)近。飛機(jī)根據(jù)當(dāng)前的航向和目標(biāo)航向之間的航向道偏差(CD)是否大于105度，進(jìn)行LOC或BC模式預(yù)位，滿足合適的航向道捕獲標(biāo)準(zhǔn)，LOC模式或BC模式工作。工作之后GS也相繼捕獲，飛機(jī)開(kāi)始下降，當(dāng)高度下降到無(wú)線電高度1500英尺，為保證精密著陸，此時(shí)飛機(jī)需要使機(jī)頭對(duì)準(zhǔn)跑道中心線，ALIGN模式會(huì)自動(dòng)預(yù)位。著陸過(guò)程當(dāng)側(cè)風(fēng)要求偏流角大于5度時(shí)，在500英尺ALIGN模式即會(huì)接通，并開(kāi)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(jī)會(huì)以最小5度的偏流角接地。而側(cè)風(fēng)要求偏流角小于5度時(shí)，降到200英尺ALIGN即工作。飛機(jī)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(jìn)近過(guò)程中飛機(jī)轉(zhuǎn)為復(fù)飛或者風(fēng)切變模式時(shí)，則ROL模式會(huì)取代當(dāng)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(guò)程自動(dòng)油門(mén)模式狀態(tài)轉(zhuǎn)換模型如圖6。此過(guò)程飛機(jī)自動(dòng)油門(mén)的缺省工作模式為SPD模式，這也是自動(dòng)油門(mén)的基本控制模式。當(dāng)飛機(jī)截獲到下滑道開(kāi)始下滑時(shí)，自動(dòng)油門(mén)轉(zhuǎn)換為DES模式，以用于滿足飛機(jī)在進(jìn)行高度下降時(shí)的推力要求。飛機(jī)下降到無(wú)線高度150英尺后，并且不在GA模式時(shí)RTD模式自動(dòng)預(yù)位，在拉平機(jī)動(dòng)后激活。該模式工作后飛機(jī)自動(dòng)調(diào)整油門(mén)桿到慢車(chē)位準(zhǔn)備著陸，待飛機(jī)著陸D-ROT模式工作后，飛機(jī)斷開(kāi)自動(dòng)油門(mén)。在此前任一階段，若人為斷開(kāi)AT，則自動(dòng)油門(mén)模式失效，飛機(jī)油門(mén)轉(zhuǎn)為手動(dòng)設(shè)置。若轉(zhuǎn)為GA模式，則對(duì)應(yīng)GA_THR模式會(huì)自動(dòng)激活。

圖6 自動(dòng)油門(mén)模式狀態(tài)轉(zhuǎn)換模型

上述自動(dòng)飛行工作模式狀態(tài)機(jī)模型將復(fù)雜的飛機(jī)自動(dòng)飛行模式轉(zhuǎn)換控制邏輯分解成有限個(gè)穩(wěn)定狀態(tài)，針對(duì)預(yù)位和接通模式的耦合情況通過(guò)組合狀態(tài)來(lái)進(jìn)行描述，而對(duì)于垂直模式和橫向模式以及自動(dòng)油門(mén)模式之間的耦合，在轉(zhuǎn)換到耦合模式時(shí)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(dòng)作來(lái)代表飛行模式所描述的行為，并結(jié)合條件可視化的特點(diǎn)，完成了對(duì)模式轉(zhuǎn)換條件沖突的抑制。

4 模式驗(yàn)證

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

4.1 進(jìn)近著陸過(guò)程驗(yàn)證

模擬正常進(jìn)近著陸過(guò)程為：飛機(jī)初始飛行在ALT_HLD和HDG模式下，此時(shí)高度接近6000英尺，之后按下APPR電門(mén)，飛機(jī)以90度的航向道偏差(CD)開(kāi)始進(jìn)近，相繼捕獲LOC和GS，飛機(jī)開(kāi)始下降，高度變化來(lái)源于真實(shí)飛機(jī)QAR數(shù)據(jù)，著陸過(guò)程飛機(jī)側(cè)風(fēng)要求偏流角(DA)為10度，整個(gè)進(jìn)近著陸過(guò)程飛機(jī)自動(dòng)飛行模式轉(zhuǎn)換仿真驗(yàn)證如圖7。

圖7 進(jìn)近著陸Stateflow仿真結(jié)果

根據(jù)圖7中(a)-(d)仿真驗(yàn)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(jìn)近著陸各工作模式輸出通告對(duì)比圖如圖8。以下通告圖從左至右依次為飛機(jī)的自動(dòng)油門(mén)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(jìn)近著陸仿真模式通告對(duì)比

綜合分析上圖7和8可知飛機(jī)初始默認(rèn)飛行模式為ALT_HLD、HDG、SPD。5秒后，APPR接通，飛機(jī)開(kāi)始進(jìn)近，此時(shí)LOC和GS預(yù)位模式接通。在86秒時(shí)，飛機(jī)截獲到LOC，LOC模式激活，飛機(jī)開(kāi)始沿跑道方向進(jìn)近。到202秒后，下滑道截獲，GS模式接通，同時(shí)自動(dòng)油門(mén)模式轉(zhuǎn)為DES。飛機(jī)繼續(xù)下降，到1500英尺時(shí)，ALIGN和FLARE模式自動(dòng)預(yù)位，在大約555秒時(shí)，ALIGN模式接通，RLOUT自動(dòng)預(yù)位，到581秒時(shí)，RTD也自動(dòng)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(dòng)轉(zhuǎn)為激活模式，并且D-ROT預(yù)位。593秒時(shí)，飛機(jī)承重接地，自動(dòng)油門(mén)(AT)斷開(kāi)，RLOUT和D-ROT從預(yù)位狀態(tài)自動(dòng)激活，5秒后自動(dòng)駕駛(AP)斷開(kāi)。整個(gè)過(guò)程模式輸出及轉(zhuǎn)換結(jié)果無(wú)混淆，耦合模式轉(zhuǎn)換正常，轉(zhuǎn)換條件無(wú)沖突。

4.2 著陸復(fù)飛過(guò)程驗(yàn)證

飛機(jī)著陸復(fù)飛過(guò)程為：飛機(jī)在正常進(jìn)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(jī)轉(zhuǎn)為復(fù)飛模式，飛機(jī)逐漸上升，待爬升到2500英尺左右無(wú)線電高度后飛行員選擇ALT_HLD、HDG模式，準(zhǔn)備下一次進(jìn)近。其模式轉(zhuǎn)換驗(yàn)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(duì)比

根據(jù)以上模式轉(zhuǎn)換驗(yàn)證圖及模式通告圖可知飛機(jī)在588秒之前飛行工作模式同正常進(jìn)近著陸一致。在588秒時(shí)，飛機(jī)轉(zhuǎn)為GA模式，同時(shí)橫向模式轉(zhuǎn)換為ROL模式，自動(dòng)油門(mén)自動(dòng)轉(zhuǎn)換到GA_THR模式，飛機(jī)迅速爬升。之后在飛機(jī)爬升到2500英尺左右高度時(shí)，GA模式斷開(kāi)，HDG模式、ALT_HLD模式和SPD模式接通?？傮w來(lái)看，當(dāng)發(fā)生突發(fā)情況時(shí)，飛機(jī)可準(zhǔn)確無(wú)誤轉(zhuǎn)換到復(fù)飛模式，且無(wú)條件沖突。

通過(guò)上述飛機(jī)在正常進(jìn)近著陸以及著陸復(fù)飛的模式轉(zhuǎn)換驗(yàn)證，并由模式仿真圖分析可得飛機(jī)能穩(wěn)定無(wú)誤的在進(jìn)近著陸階段完成垂直、多軸、橫向及自動(dòng)油門(mén)的模式轉(zhuǎn)換，且能實(shí)時(shí)反映出各模式的預(yù)位及接通情況，包括對(duì)突發(fā)情況的應(yīng)急復(fù)飛模式，同時(shí)也充分說(shuō)明了此階段模式設(shè)計(jì)的正確性。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文在針對(duì)進(jìn)近過(guò)程分析的基礎(chǔ)上開(kāi)展對(duì)大型客機(jī)自動(dòng)飛行工作模式的研究，根據(jù)模式及模式轉(zhuǎn)換設(shè)計(jì)，完成飛機(jī)進(jìn)近著陸全過(guò)程工作模式轉(zhuǎn)換狀態(tài)設(shè)計(jì)。再基于Stateflow工具實(shí)現(xiàn)模型搭建，最后通過(guò)模擬設(shè)定飛機(jī)正常進(jìn)近著陸以及著陸復(fù)飛過(guò)程完成模式轉(zhuǎn)換的仿真驗(yàn)證。通過(guò)本設(shè)計(jì)可實(shí)時(shí)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(jì)問(wèn)題。此外，本設(shè)計(jì)針對(duì)進(jìn)近著陸全過(guò)程完成了詳細(xì)的模式設(shè)計(jì)，充分考慮不同下降階段不同狀態(tài)參數(shù)輸入時(shí)的功能模式。后續(xù)研究可以此設(shè)計(jì)為基礎(chǔ)針對(duì)不同機(jī)型建立飛行全過(guò)程飛行工作模式模型，并結(jié)合飛機(jī)完整飛行動(dòng)力學(xué)模型開(kāi)展飛機(jī)自動(dòng)飛行系統(tǒng)相關(guān)研究。