飞管计算机中航向设计优化-精品文档.docx

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1、飞管计算机中航向设计优化早期大型运输机及民机上未安装飞行管理系统，飞行中飞行员必须参考地图，飞行手册、航图何种图表由领航员来计算获得导航和性能的信息数据。因而早期大飞机飞行中飞行机组配置大，飞行经过中飞行员驾驶符合大，几乎将百分之60的精神用于驾驶飞机。而随着信息化技术水平的不断发展，飞管系统FMC技术成熟，飞机装上FMC后，实现全自动导航，不仅仅大大减轻了飞行员的工作负荷，提高飞行操作的自动化程度，更主要的是能够提供从起飞到进近着陆的最优侧向飞行轨迹和垂直飞行剖面。然而飞管计算机中各项参数计算模型及算法的正确性至关重要。文中介绍的是某型号飞机试飞经过中由于飞管计算机中应飞航向解算模型不当，导

2、致试飞经过中驾驶员工作负荷较大。经分析后改良了优化算法，经试飞验证更改后算法合理，可有效降低试飞员驾驶负荷。相关概念及导航基本原理应飞航向角MH：飞机或直升机沿飞行计划中航线飞行时应保持的航向，称为应飞航向角。为了使飞行航迹线与预定航线重合，使飞机沿航线准确到达预定航路点，飞行经过中需要领航员或飞管系统计算应飞航向。偏流角DA：航迹线偏离航向线的角度称为偏流角，简称偏流。航线角MC：飞行计划中相邻两个航路点之间的连线与真北的夹角称为航线角。磁差MV：磁经线北端偏离真经线北端的角度，称作磁差或磁偏角。图1所示为飞行经过中无风或不存在侧风与存在侧风两种情况下的实际飞行轨迹图。图1a所示情况下，机头

3、指向哪，飞机便能飞到哪。因而，当飞机准确通过航段起点时，飞行员应操纵飞机使机头对正航线去向，即应飞航向与航线角相等。图1b所示情况即存在侧风情况下，若飞机仍保持应飞航向与航线角相等的情况飞行，在左侧风的影响下，航迹线将偏离原预定航线，不能飞至预定航路点WPT2上空。同时能够看出飞机的航迹线与航向线也不重合，存在一个夹角，该角称为偏流角。图1c所示为存在侧风情况下，飞行经过中在应飞航向值中将侧风带来的影响即修正了偏流进行了修正后，因而飞行轨迹与航线重合。计算方法从图1能够看出应飞航向角=航线角偏流角磁差。飞行经过中能够实时得到偏流角，即航向角与航迹角的偏差。航线角的计算方法从点与到点的连线与真北

4、的夹角。详细如下：设WPT1为飞行计划中的从点，坐标为WPT11，L1，WPT2为下一到点，坐标为WPT22，L2。飞机即时位置点坐标为P，L。将从点、到点、即时位置点转换为站心坐标系分别为：WPT1x1，y1，WPT2x2，y2，Px，y。那么航线角的计算公式如下式1，真值按表1确定。因而应飞航向角计算公式如式2所示：机上智能计算后人机工效问题机上飞行管理系统出现之前，飞行经过中应飞航向的详细数值由领航员计算给出。随着技术的不断发展，飞管系统和任务机已经替代了领航员的职责，飞行经过中的扩展导航参数如待飞距、待飞时、应飞航向等参数由飞管系统或任务机计算在多功能显示器上显示出来供飞行员驾驶飞机使

5、用。图2所示为某型直升机上由任务机计算的应飞航向时间历程曲线图。试飞员反响显示器上显示应飞航向显示数值跳动过快，手动驾驶飞机操纵频繁，十分是偏流较大时操纵量较多，工作负荷较大。从图中能够看出，航线角数值较为稳定，而偏流角时刻变化且数值变化范围大。设计方案更改及试飞验证图2中应飞航向的变化趋势基本上取决于偏流角的影响。而偏流角的大小随空中风的变化而变化，风的大小以及风向与飞机的夹角都会直接影响偏流角的大小。为了降低试飞员的驾驶工作负荷，需要更改应飞航向在机上的显示设计。重新设计中需考虑两方面因素：1不应该引入偏流角的影响；2飞行经过中应尽量降低飞行员的驾驶负荷。考虑到以上两方面因素的，重新设计应

6、飞航向为飞机的实时位置点与到点的连线与磁北的夹角，计算公式见公式3。该计算方法时刻计算的是飞机的即时位置与下一到点的连线，计算中未引入偏流角的影响因而显示数据变化平稳，试飞员驾驶负担减轻。采用该计算公式在飞行经过中固然会带来一定的偏航距，但飞机终究会飞至下一预定航路点：MT主=MV3图3为更改后飞行经过中应飞航向的时间历程曲线图。图4为实际飞行轨迹与预定航线的曲线图。从图中能够看出应飞航向输出曲线较为平滑，飞行轨迹中存在一定偏航距，但最终飞机飞至计划中下一预定到点。经计算飞行计划中两点之间的距离为20.84km，实际飞行轨迹距离为22.19km。试飞员反响更改后驾驶负荷明显降低。采用该设计实际飞行距离比预定航线距离稍远，综合考虑各项因素后该设计可行。在空中管制较为严格的空域上空，若空中偏流较大的情况下，飞行经过中为了避免较大的偏航，飞行经过中可消除偏流的影响。从应飞航向的定义以及计算方法入手，分析了飞行经过中试飞员驾驶负荷过重的原因。在此基础上给出了一种即时位置点与下一到点之间的连线与磁北的夹角作为机上显示的应飞航向。经试飞验证根据该指示能够引导飞机飞向到点，且试飞员驾驶负荷明显降低。