一种确定飘降失效点的方法与流程

本申请一般涉及飞机运行控制和性能，尤其涉及确定飘降失效点以及依据失效点来确定飞机飘降性能。
背景技术：
：飞机在涉及诸如高原运行的情况下，必须符合相应的安全裕度要求。例如，高原地区一般地形复杂、备降条件苛刻。为了确保飞机的安全航行，需要就一发失效、单发飘降的情况来进行航线估计和分析。飞机巡航中当一台关键发动机停车时，飞机要下降到一个较低高度和较小速度，该过程可称为飘降，其中该发动机停车时飞机所在的位置可称为飘降失效点。飘降总航迹通过飘降失效点重量、气象信息和飞机飘降性能数据计算出来，减去民航局规则要求的净航迹和总航迹的梯度差，就获得飘降净航迹，每个关键障碍物影响边界都有一个对应的飘降失效点，其飘降净航迹恰好能以最小余度越过关键障碍物影响边界，发动机停车时距离关键障碍物影响边界的距离就是失效点距关键障碍物影响边界的距离。净航迹将能以最小余度(例如，2000ft)越过所有关键障碍物的点称为关键点。针对图1和图2的示例性情形可见，A为后向关键点、B为前向关键点。飞机开始飘降时飞行员具体选择继续向前飘降还是掉头向后飘降的点即为决策点。针对图1的情况，决策点可为一个点，即后向关键点和前向关键点之间的一个便于飞行员辨识的航路点。针对图2情况，决策点可为两个点，它可以是后向关键点(或者后向关键点和起始地之间一个靠近后向关键点的但便于飞行员辨识的航路点)和前向关键点(或者前向关键点和目的地之间一个靠近前向关键点但便于飞行员辨识的航路点)。现有技术中，飘降目前使用方法为图形法。首先构建地形高程图(例如，横坐标为距离，纵坐标为高度)，然后根据给定的飘降初始重量、高度、温度和风获取飘降净航迹，最后在高程图上手动移动净航迹，寻找决策点。例如，巴航工业飘降计算如图3所示，空客飘降计算如图4所示，这与波音的方法也是相同的。此类方法存在两个缺点：第一，对于高程图的构建没有达到最优，即最高点与次高点之间的高程对飘降结果无影响，无需采集。第二，非实时数值计算，无法达到飘降效果最优，即业载受此影响。前者只影响工作量和效率，后者则影响业载，影响较大。导致上述缺点的主要原因是目前的飞机制造商，无论是欧美还是加拿大、巴西，乃至俄罗斯、日本，其目标市场都没有太多高原飘降需求。但中国西部存在大量飘降需求航线，因此以国内市场为目标则必须完善西部高原适应性，包括飘降分析方法。另一现有技术(参见“成都-拉萨高原航线单发飘降程序的优化分析”，张序等，沈阳航空航天大学学报第4期第29卷，第80–87页)涉及高原航线航路中发动机失效后飘降问题的分析。该方案涉及以最高应越障碍物为参考线，通过移动飘降净航迹来计算失效点并通过迭代来修正。该方案同样涉及在高程图上手动移动飘降航迹来寻找决策点。技术实现要素：本公开的一示例性方面涉及一种确定飘降失效点的方法，包括对于每个关键障碍物，基于该关键障碍物影响边界距航路起始地的距离与该关键障碍物影响边界距失效点距离来计算该关键障碍物对应的失效点位置；以及将全部关键障碍物的对应失效点中能越过所有关键障碍物的失效点确定为飘降关键点。在一示例性而非限定性的实施例中，该方法进一步包括基于所确定的飘降失效点来获得飘降失效点重量。在另一示例性而非限定性的实施例中，该关键障碍物影响边界距失效点距离是基于飘降净航迹来确定的，并且该飘降净航迹是基于该飘降失效点重量来确定的。在又一示例性而非限定性的实施例中，该方法循环迭代直至所述飘降失效点重量收敛。在再一示例性而非限定性的实施例中，基于关键障碍物影响边界距失效点距离来计算该关键障碍物对应的失效点位置进一步包括对于前向飘降，计算关键障碍物影响边界距航路起始地的距离与关键障碍物影响边界距失效点距离之差；或者对于后向飘降，计算关键障碍物影响边界距航路起始地的距离与关键障碍物影响边界距失效点距离之和。在进一步的示例性而非限定性的实施例中，将全部关键障碍物的对应失效点中能越过所有关键障碍物的失效点确定为飘降关键点进一步包括对于前向飘降，将全部关键障碍物的对应失效点位置中的最大值确定为前向关键点；或者对于后向飘降，将全部关键障碍物的对应失效点位置中的最小值确定为后向关键点。在一示例性而非限定性的实施例中，该方法进一步包括以初始业载下全部关键障碍物中最高关键障碍物的影响边界点对应的重量为初始飘降失效点重量来进行迭代。在另一示例性而非限定性的实施例中，若所述飘降失效点重量不收敛，则进行减载。本公开的另一示例性方面涉及一种确定飘降关键点的方法，包括通过使用任何上述方法，以初始业载下起飞重量为初始重量进行迭代来确定前向关键点和后向关键点的位置；判断所述前向关键点和所述后向关键点是否存在交集；以及若存在交集，则飘降关键点和业载确定。在一示例性而非限定性的实施例中，该方法进一步包括若不存在交集，则判断业载是否大于0，其中若业载为0，则无法直航飘降；或者若业载大于0，则降低业载并且所述方法循环迭代确定关键点。在进一步的示例性而非限定性的实施例中，若业载大于0，则载客量降低按人，载货量降低按100千克为单位递减。本公开的另一示例性方面涉及一种确定飘降失效点的设备，包括用于对于每个关键障碍物，基于该关键障碍物影响边界距航路起始地的距离与该关键障碍物影响边界距失效点距离来计算该关键障碍物对应的失效点位置的装置；以及用于将全部关键障碍物的对应失效点中能越过所有关键障碍物的失效点确定为飘降关键点的装置。在一示例性而非限定性的实施例中，该设备进一步包括用于基于所确定的飘降失效点来获得飘降失效点重量的装置。在另一示例性而非限定性的实施例中，该关键障碍物影响边界距失效点距离是基于飘降净航迹来确定的，并且该飘降净航迹是基于该飘降失效点重量来确定的。在又一示例性而非限定性的实施例中，循环迭代直至所述飘降失效点重量收敛。在再一示例性而非限定性的实施例中，用于基于关键障碍物影响边界距失效点距离来计算该关键障碍物对应的失效点位置的装置进一步包括用于对于前向飘降，计算关键障碍物影响边界距航路起始地的距离与关键障碍物影响边界距失效点距离之差的装置；或者用于对于后向飘降，计算关键障碍物影响边界距航路起始地的距离与关键障碍物影响边界距失效点距离之和的装置。在进一步的示例性而非限定性的实施例中，用于将全部关键障碍物的对应失效点中能越过所有关键障碍物的失效点确定为飘降关键点的装置进一步包括用于对于前向飘降，将全部关键障碍物的对应失效点位置中的最大值确定为前向关键点的装置；或者用于对于后向飘降，将全部关键障碍物的对应失效点位置中的最小值确定为后向关键点的装置。在一示例性而非限定性的实施例中，该设备进一步包括用于以初始业载下全部关键障碍物中最高关键障碍物的影响边界点对应的重量为初始飘降失效点重量来进行迭代的装置。在另一示例性而非限定性的实施例中，若所述飘降失效点重量不收敛，则进行减载。本公开的另一示例性方面涉及一种确定飘降关键点的设备，包括用于通过使用任何上述设备，以初始业载下起飞重量为初始重量进行迭代来确定前向关键点和后向关键点的位置的装置；用于判断所述前向关键点和所述后向关键点是否存在交集的装置；以及用于若存在交集，则飘降关键点和业载确定的装置。在一示例性而非限定性的实施例中，该设备进一步包括用于若不存在交集，则判断业载是否大于0的装置，其中若业载为0，则无法直航飘降；或者若业载大于0，则降低业载并且循环迭代确定关键点。在进一步的示例性而非限定性的实施例中，若业载大于0，则载客量降低按人，载货量降低按100千克为单位递减。附图说明图1是一示例性的情形，其中飘降分析中不可返回点A在继续点B之后。图2是另一示例性的情形，其中飘降分析中不可返回点A在继续点B之前。图3是现有技术的巴航工业飘降方法示意图。图4是现有技术的空客飘降方法示意图。图5是根据一示例性实施例的成都拉萨航线关键障碍物的示图。图6是根据一示例性实施例的依据失效点来确定飞机飘降性能的流程图。图7是根据一示例性实施例的通过迭代法来确定飘降失效点的流程图。图8是根据一示例性实施例的用于依据失效点来确定飞机飘降性能的设备的框图。图9是根据一示例性实施例的用于通过迭代法来确定飘降失效点的设备的框图。具体实施方式现在参照附图描述各个方面。在以下描述中，出于解释目的阐述了众多具体细节以提供对一个或多个方面的透彻理解。然而，明显的是，没有这些具体细节也可实践此种(类)方面。本发明的目的之一是：提供一种可供程序计算，且能更加优化飘降性能的方法，从而提升飞机高原航线适应性。所谓飘降，是指巡航中一台发动机停车后，将工作的发动机推力改为最大连续推力，保持高度减速到飘降速度，即最大升阻比速度，开始下降直到开始改平的点为止的过程。本发明在具体操作前可获得航路关键障碍物信息、公司航路信息、气象信息、飞行计划所需性能数据和/或飘降性能数据。所谓关键障碍物，即先在航路上找到最高障碍物，以此为界分别向起始地和目的地方向寻找出各自方向的最高障碍物，再以上一步获得的最高障碍物为界分别寻找该方向的最高障碍物，以此方法获得的一系列障碍物就是关键障碍物。关键障碍物信息可包括障碍物高度和障碍物影响边界。障碍物高度可为障碍物区间高度加上规章要求的余度，例如2000英尺(ft)，即609米(m)；前向飘降(即飞机继续向目的地方向飘降)时，障碍物影响边界距离为障碍物的区间终点距航路起始地的距离，后向飘降(即飞机向起始地方向飘降，因此需要增加掉头所需时间)时，为障碍物的区间起点距航路起始地的距离。结果如表1和图3所示。表1拉萨方向关键障碍物关键障碍物高度(m)6870669162866086596459085676552454735336关键障碍物高度+609m(m)7479730068956695657365176285613360825945区域起点(距成都，km)993.51015107910921113.51137.51174.5120812461279区域终点(距成都，km)10151042.510921113.51137.51174.51177.5123412791307.5飘降关键点确定的目的是为了获得飞机飘降性能。根据一示例性而非限定性实施例的依据失效点来确定飞机飘降性能的方法的具体流程可包括：1)首先，可根据当前业载下起飞重量循环迭代确定前向和后向的失效点位置；以及2)判断前向和后向的失效点是否存在交集；若存在交集，则关键点位置和业载确定；若不存在交集，则判断业载是否大于0；若业载为0，则说明无法直航飘降；若业载大于0，则需要逐步降低业载，使得最终前向和后向失效点能够相交。其中，首轮关键点计算可采用满客或满载下的起飞重量。逐步降低业载可根据具体机型和人员经验进行判断。业载可包括载客量和/或载货量。一般载客量降低可按人，载货量降低可按例如100千克。例如，图6中示出了该方法的根据一进一步的示例性实施例的流程图600。如图6所示，根据该示例性实施例依据失效点来确定飞机飘降性能的具体流程可包括确定当前的业载(601)，确定是前向飘降还是后向飘降(602)，并据此分别使用迭代法计算失效点来确定前向关键点位置或后向关键点位置(603，604)。该方法进一步包括在获得前向关键点和后向关键点之后，确定前向关键点与后向关键点之间是否有交集(605)。若存在交集，则关键点位置和业载确定(606)。若不存在交集，则判断业载是否大于0(607)。若是，则降低业载(608)后返回框601。若否，则表明不改航无法飘降(609)。根据本公开一示例性而非限定性实施例，可利用迭代法确定失效点位置。例如，此类通过利用迭代法来确定失效点位置的方法可被用于图4的框402和/或403，但本公开并不被限定于此。此类方法可根据飞行计划获得飘降点重量，进行飘降净航迹计算并寻找失效点。例如，该方法可包括根据关键障碍物影响边界距航路起始地的距离和飘降净航迹失效点距关键障碍物影响边界距离，通过计算边界距离与失效点距离的差或和来获得全部关键障碍物失效点位置；通过选取其中的极值(例如，若向前飘降，则针对每个关键障碍物计算“边界距离与失效点距离的差”，选择最大值；若向后飘降，则针对每个关键障碍物计算“边界距离与失效点距离的和”，选择最小值)来确定失效点位置；基于所确定的失效点位置来确定失效点重量；基于所确定的失效点重量重新获得飘降净航迹来循环迭代前述步骤；如果迭代后失效点重量收敛，则可确定失效点位置业载，否则继续迭代。图7示出了该方法的根据一进一步的示例性实施例的利用迭代法确定失效点位置的流程图700。1)首先，可确定公司航线、气象条件和当前业载信息(701)，利用诸如商用飞行计划软件(如Jetplanner、Sabre、Navtech等)计算起飞重量或者“最高关键障碍物点”重量(702)(例如，同样由飞行计划软件直接获得)；2)根据最高关键障碍物点重量(例如，来自飞行计划软件)、关键障碍物高度、航路信息(高度、温度和风)输入至飘降航迹查询工具，利用飘降航迹查询工具获得飘降净航迹、以及失效点距关键障碍物影响边界的距离(703)，其中后向越障分析需考虑转弯高度损失；3)根据“关键障碍物影响边界距航路起始地距离”、“失效点距关键障碍物距影响边界距离”计算失效点位置(704)，其中根据一进一步的示例性实施例，计算失效点位置可包括：a.计算失效点位置为边界距离与飘降距离的差或和(704a)，例如前向飘降时，计算失效点位置(以起始地为参照基础)为这两个距离的差，后向飘降时，计算失效点位置为这两个距离的和；以及b.根据获得的全部关键障碍物失效点位置，选取能越过所有关键障碍物的失效点位置(704b)，例如可选择全部关键障碍物失效点位置中的极值。在一示例中，前向飘降时选取所有位置的最大值，后向飘降时选取所有位置的最小值；4)利用商用飞行计划软件计算该失效点位置前后两个相邻航路点重量(705)，并根据内插值方式计算该失效点重量(706)；5)根据获得的失效点重量，重复步骤2-4，直至失效点位置和飞机重量收敛(707)(例如，一般失效位置收敛可定义为差值小于1公里，或飞机重量收敛可定义为差值小于1千克)，确定收敛状态下的失效点位置和业载(708)。图8示出了根据一示例性实施例的用于依据失效点来确定飞机飘降性能的设备的框图。该设备800包括用于确定业载的装置801，用于确定是前向飘降还是偶像飘降的装置802，用于使用迭代法计算飘降失效点，并确定前向关键点位置的装置803，用于使用迭代法计算飘降失效点，并确定后向关键点位置的装置804，用于确定前向关键点与后向关键点之间是否有交集的装置805，用于关键点位置和业载确定的装置806，用于确定业载是否大于0的装置807，用于减低业载的装置808，以及用于确定不改航无法飘降的装置809。图8中所示的设备800中的各个装置可直接在硬件中、在由处理器执行的软件模块中、或在这两者的组合中实施。例如，装置801-809中的每一者可以用通用处理器、数字信号处理器(DSP)、专用集成电路(ASIC)、现场可编程门阵列(FPGA)或其它可编程逻辑器件、分立的门或晶体管逻辑、分立的硬件组件、或其设计成执行本文所描述功能的任何组合来实现或执行。通用处理器可以是微处理器，但在替换方案中，处理器可以是任何常规的处理器、控制器、微控制器、或状态机。处理器还可以被实现为计算设备的组合，例如DSP与微处理器的组合、多个微处理器、与DSP核心协同的一个或多个微处理器、或任何其它此类配置。此外，至少一个处理器可包括可作用于执行以上描述的一个或多个装置的一个或多个模块。并且为清楚起见，上述装置被描述为分开的装置并通过相应的连接装置来连接/耦合，但是本领域普通技术人员应明了，其中任何一个或多个装置可被合并为一个装置来实现，或者任何一个装置可被进一步拆分为多个子装置来实现，这些均落在本发明的范围内。图9示出了根据一示例性实施例的用于通过迭代法来确定飘降失效点的设备的框图。该设备900包括用于确定公司航线、气象条件和当前业载信息的装置901，用于计算起飞重量或者“最高障碍物点”重量的装置902，用于获得飘降净航迹、以及失效点距关键障碍物影响边界距离的装置903，用于计算失效点位置的装置904，用于计算该失效点位置前后两个相邻航路点重量的装置905，用于根据内插值方式计算该失效点重量的装置906，用于确定失效点位置和飞机重量是否收敛的装置907，以及用于确定收敛状态下的失效点位置和业载的装置908。图9中所示的设备900中的各个装置可直接在硬件中、在由处理器执行的软件模块中、或在这两者的组合中实施。例如，装置901-908中的每一者可以用通用处理器、数字信号处理器(DSP)、专用集成电路(ASIC)、现场可编程门阵列(FPGA)或其它可编程逻辑器件、分立的门或晶体管逻辑、分立的硬件组件、或其设计成执行本文所描述功能的任何组合来实现或执行。通用处理器可以是微处理器，但在替换方案中，处理器可以是任何常规的处理器、控制器、微控制器、或状态机。处理器还可以被实现为计算设备的组合，例如DSP与微处理器的组合、多个微处理器、与DSP核心协同的一个或多个微处理器、或任何其它此类配置。此外，至少一个处理器可包括可作用于执行以上描述的一个或多个装置的一个或多个模块。并且为清楚起见，上述装置被描述为分开的装置并通过相应的连接装置来连接/耦合，但是本领域普通技术人员应明了，其中任何一个或多个装置可被合并为一个装置来实现，或者任何一个装置可被进一步拆分为多个子装置来实现，这些均落在本发明的范围内。与现有技术相比，本发明专利的方法和设备采用迭代法获得失效点重量，在保证航路安全性的前提下，达到优化飘降性能，较大提升业载的效果。下面结合附图和实例对本发明专利作进一步详细的说明，但并不作为对本发明专利做任何限制的依据。本发明以78座ARJ21-700飞机成都至拉萨前向飘降为例进行说明。其中关键障碍物应越障高度已经加上了规章要求的余度。通过飞行计划计算，成都至拉萨备降拉萨，85％概率年度风和温度，主航路巡航9800m，0.78Ma，备降巡航10100m，0.78Ma，成都滑出时间30分钟、滑入时间20分钟，拉萨滑出、滑入时间均为10分钟，无公司备份油及额外油。起飞重量为41458.2kg。成都至拉萨向拉萨方向飘降如表2所示。表2ARJ21-700飞机78座成都至拉萨航线向拉萨方向飘降计算向前飘降时，采用85％概率单一航路逆风、温度为ISA计算。例如110.5km就是飞机重量41458.2kg的ARJ21飞机越过高度为7479m关键障碍物时障碍物影响边界距失效点的距离。计算的到成都到拉萨的航班在距成都877.1km后任意一点出现关键发动机失效可向拉萨飘降，该点就是前向关键点，失效点飞机重量为39191.1kg。失效点飞机重量减少2267.1kg，失效点位置前移138km。极大的提升了飞机飘降性能。同时，由于目前的图形法无法程序自动判断进行迭代，因此无法与飞行计划自动衔接并计算。该方法解决这一问题。产生的效果将与固定油量放行与实时计算飞行计划放行相当，既保证了飞行的安全性也提高了飘降的性能即业载。与飞行计划衔接后可更进一步优化航路备降、飞行速度、飞行高度、航路风和温度等参数，进而达到最优飘降。技术优势：本发明与传统计算方法相比，需要计算的中间数据更少，计算方式更为简便，效率也更高。例如，仅需计算每个关键障碍物下“关键障碍物影响边界”和“关键障碍物距失效点的距离”的差(例如，前向飘降)或和(后向飘降)，全部关键障碍物失效点中的极值就是失效点位置。例如前向飘降时的最大值，或后向飘降时的最小值就是失效点距离。根据一个实例的计算结果如表2所示。如所可见，本方法下，以前向飘降情况下的第一次迭代为例，计算“关键障碍物影响边界(距成都)”和“关键障碍物距失效点的距离”的差，获得这些差的最大值1051.4km，就是第一次迭代的失效点距离。而传统方法计算方法如表3所示。表3ARJ21-700飞机78座成都至拉萨航线向拉萨方向飘降(传统算法)第一次迭代失效点距离＝1015(最高关键障碍物区域终点距成都距离)-110.5(最高关键障碍物影响边界距失效点的距离)+146.9(最大距离差)＝1051.4km。相比而言，传统方法至少还需要多计算“关键障碍物影响边界(距7479障碍物)”、“关键障碍物距7479障碍物的距离”和“距离差”这三项数据，并且计算方式更为繁琐，第一次迭代失效点距离＝1015(最高关键障碍物影响边界距成都距离)-110.5(最高关键障碍物距失效点的距离)+146.9(最大距离差)＝1051.4km。本发明的方法还可以“最高关键障碍物影响边界点重量”为起点，进行迭代，相比以“起飞重量”(例如，表2)进行计算，能以较少的迭代次数更快的获得失效点位置。表4示出了以“最高关键障碍物影响边界点重量”为起点来进行计算的示例。将表2和表4对比，可以看到，当采用最高障碍物(例如，该示例中的7479m障碍物)影响边界点的重量为起点来进行迭代时，可以将迭代次数从五次减为四次，就能获得相同的失效点距离。表4ARJ21-700飞机78座成都至拉萨航线向拉萨方向飘降(“最高关键障碍物影响边界点重量”为起点)此外，本方法提出了明确的“减载程序”，来应对迭代算法中出现失效点位置不收敛状态，从而使得整个计算流程更加完整。例如，若计算后发现向前和向后飘降失效点无交集，则需要逐步降低业载。例如，载客量降低可按人，载货量降低可按100千克。这有利于失效点计算工具与飞行计划软件的有效结合，实现自动业载调整，获得失效点位置和允许的最大业载。在迭代过程中，若出现几次迭代后，失效点位置跳动而不收敛的情况，则需采用减载的方式使失效点位置收敛。本领域普通技术人员应理解，本公开的有益效果并非由任何单个实施例来全部实现。各种组合、修改和替换均为本领域普通技术人员在本公开的基础上所明了。此外，术语“或”旨在表示包含性“或”而非排他性“或”。即，除非另外指明或从上下文能清楚地看出，否则短语“X采用A或B”旨在表示任何自然的可兼排列。即，短语“X采用A或B”藉由以下实例中任何实例得到满足：X采用A；X采用B；或X采用A和B两者。另外，本申请和所附权利要求书中所用的冠词“一”和“某”一般应当被理解成表示“一个或多个”，除非另外声明或者可从上下文中清楚看出是指单数形式。各个方面或特征将以可包括数个设备、组件、模块、及类似物的系统的形式来呈现。应理解和领会，各种系统可包括附加设备、组件、模块等，和/或可以并不包括结合附图所讨论的全部设备、组件、模块等。也可以使用这些办法的组合。结合本文所公开的实施例描述的各种说明性逻辑、逻辑块、模块、和电路可用通用处理器、数字信号处理器(DSP)、专用集成电路(ASIC)、现场可编程门阵列(FPGA)或其它可编程逻辑器件、分立的门或晶体管逻辑、分立的硬件组件、或其设计成执行本文所描述功能的任何组合来实现或执行。通用处理器可以是微处理器，但在替换方案中，处理器可以是任何常规的处理器、控制器、微控制器、或状态机。处理器还可以被实现为计算设备的组合，例如DSP与微处理器的组合、多个微处理器、与DSP核心协同的一个或多个微处理器、或任何其它此类配置。此外，至少一个处理器可包括可作用于执行以上描述的一个或多个步骤和/或动作的一个或多个模块。此外，结合本文中所公开的方面描述的方法或算法的步骤和/或动作可直接在硬件中、在由处理器执行的软件模块中、或在这两者的组合中实施。本公开中通篇描述的各种方面的要素为本领域普通技术人员当前或今后所知的所有结构上和功能上的等效方案通过引述被明确纳入于此，且意在被权利要求书所涵盖。此外，本文所公开的任何内容都并非旨在贡献给公众——无论这样的公开是否在权利要求书中被显式地叙述。当前第1页1 2 3