本发明涉及一种飞机起降安全保障系统，特别是涉及一种全球机场障碍物筛选评估的系统。
背景技术：
由于飞机在机场区域内的飞行高度比较低，所以必须在机场上空划出一个区域，这个区域叫做净空区。机场能否安全有效地运行，与场址内外的地形和人工构筑物密切相关，它们可能使可用的起飞或着陆距离缩短，并使可以进行起降的气象条件的范围受到限制。因此，必须对机场附近沿起降航线一定范围内的空域（即在跑道两端和两侧上空为飞机起飞爬升、降落下滑和目视盘旋需要所规定的空域）提出要求，也就是净空要求，保证在飞机的起飞和降落的低高度飞行时不能有地面的障碍物来妨碍导航和飞行。
机场障碍物主要影响起飞越障限制重量和安全，对机场障碍物进行评估是航空公司飞机性能工程师的日常工作，对于某些高原和地形复杂机场，还需要制定起飞一发失效应急程序和一发失效复飞程序，而超障分析是制定一发失效应急程序的重要步骤，对于保证飞行安全、提高运行效益意义重大。
国内航空公司评估障碍物主要依据ccar121部第121.189条(涡轮发动机驱动的飞机的起飞限制)：涡轮发动机驱动的飞机不得以大于该飞机飞行手册中所确定的某个重量起飞，在该重量下，预定净起飞飞行轨迹以10.7米（35英尺）的余度超越所有障碍物，或者能以一个特定距离侧向避开障碍物。该特定距离的值为下列两目中规定值的较小值：
(i)90米(300英尺)+0.125d，其中d是指飞机离可用起飞距离末端的距离值；
(ii)对于目视飞行规则飞行，预定航迹的航向变化小于15度时，为300米，预定航迹的航向变化大于15度时，为600米；对于仪表飞行规则飞行，预定航迹的航向变化小于15度时，为600米，预定航迹的航向变化大于15度时，为900米。
在机场使用资料提供给性能工程师的障碍物数据中，一个机场的障碍物数量很多，并且目前机场提供给性能工程师的机场使用细则中的障碍物数据，一般是以相对某已知点的磁方位、直线距离和海拔高度组成，飞机性能工程师对这些障碍物进行逐个计算是非常繁琐的，目前迫切需要在性能计算软件和机场使用资料中间构建一个转换和分析数据的辅助工具，以提高飞机性能工程师的计算效率。
依靠软件部分进行障碍物评估是通过直线（偏置）离场或标准离场图中给出的航迹评估，并非飞机飞行的实际轨迹，由于不同机型的速度、转弯坡度、重量和管制指挥等因素影响实际飞行轨迹，缺乏反馈机制，所以还需要硬件部分，基于实际飞行轨迹，采集障碍物信息（位置、高度）并上传至软件部分障碍物数据库中，同时将实际飞行轨迹上传至软件部分飞行轨迹数据库中，把探测到的实际障碍物作为公布障碍物的补充，实际飞行轨迹作为标称航迹，绘制起飞航迹区对障碍物进行筛选，可以对评估结果进行修正和完善，提升评估结果的有效性和准确性。
技术实现要素：
因此，考虑到采用极坐标表示障碍物相对方位和距离在评估时的局限性，本发明对不同表示方式的障碍物位置数据进行处理，将点转换成经纬度坐标表示并进行评估，将障碍物和保护区信息相叠加，减小了发生差错的可能性。
本发明所采用的技术方案是：一种全球机场障碍物筛选评估的系统，其特征在于：软件部分包括障碍物数据导入模块、障碍物数据转换模块、机场信息录入模块、跑道数据导入模块、跑道数据转换模块、飞行轨迹导入模块、起飞航径区生成模块、障碍物筛选模块、障碍物评估模块、显示模块、测量模块、结果数据存储模块。
所述障碍物数据导入模块可直接拾取文件中的障碍物位置数据，文件中的障碍物数据划分为四类，分别为障碍物编号、障碍物相对已知点的磁方位、障碍物相对已知点的直线距离、障碍物高度。
所述障碍物数据转换模块根据机场基准点的经纬度和障碍物数据，计算出障碍物的经纬度数据，其计算方法为：
假设机场基准点为a点，a点的经纬度坐标为(λa，φa)已知，障碍物位于b点，b点的经纬度坐标(λb，φb)未知，b点相对a点的方位角为θ，b点相对a点的直线距离为l；地球的每段弧长为∆s；地球为球体，工程上一般把地球周长除以360的结果作为球心圆上每一度的弧长，一般近似的取111.199公里；取地心为o点，北极点为n点，则anb三点构成一球面三角形。
球面三角计算时把球面转换为角度：
则a、n两点间弧长an=φn-φa=90-φa；∠nba和an为一角和对边；
b、n两点间弧长bn=φn-φb=90-φb；∠nab和bn为一角和对边；
a、b两点间弧长ab=l/∆s，∠anb=λb-λa，∠anb和ab为一角和对边；
根据球面三角余弦定理可得：
cosbn=cosan*cosab+sinan*sinab*cos∠nab
则cos(90-φb)=cos(90-φa)*cos(l/∆s)+sin(90-φa)*sin(l/∆s)*cosθ；
推得φb=arcsin[sinφa*cos(l/∆s)+cosφa*sin(l/∆s)*cosθ]。
根据球面三角正弦定理可得：
sin∠anb/sinab=sin∠nab/sinbn=sin∠nba/sinan；
则sin(λb-λa)/sin(l/∆s)=sinθ/sin(90-φb)=sin∠nba/sin(90-φa)
取前两项推得λb=arcsin[sinθ*sin(l/∆s)/cosφb+λa
最终获得b点的经纬度坐标(λb，φb)。
所述机场信息录入模块包含各机场基准点的经纬度数据，在系统界面中设有机场选项框，选择机场即可导入机场基准点的经纬度和磁差数据。
所述跑道数据导入模块可直接导入数据库中的跑道末端数据，跑道末端数据包括跑道编号、跑道末端相对机场基准点的磁方位、跑道末端相对机场基准点的直线距离、跑道末端高度。
所述跑道数据转换模块根据机场基准点的经纬度和跑道末端数据，计算出跑道末端的经纬度数据，其计算方法与障碍物数据转换方法相同。
所述飞行轨迹导入模块由性能工程师直接在系统界面选择数据库中存储的离散经纬度点，多个经纬度点依次相连生成飞行轨迹曲线。
所述起飞航径区生成模块，可选择直线离场或转弯离场方式，若是以直线（含偏置）离场生成起飞航径区，则以直线作为标称航迹线，根据跑道编号关联跑道末端经纬度和离场磁航向，生成起飞航径区；若以转弯离场生成起飞航径区，则以起飞轨迹作为标称航迹线。
所述障碍物筛选模块根据障碍物经纬度数据和跑道末端经纬度数据，筛选出障碍物是否为航径区内重要障碍物。
判断障碍物是否在起飞航径区内影响起飞安全，即评价一个障碍物是否是重要障碍物，其判断依据是障碍物是否在起飞航径区内；
根据引射线法，障碍物位置处出发引一条射线，计算出射线和航径区多边形所有边的交点数目，假若有奇数个交点，则说明在起飞行径区内部，假若有偶数个交点，则说明在起飞航径区外部。
所述显示模块可以在基本地形元素(已包含机场、跑道、滑行道)上叠加起飞航径保护区和障碍物位置。
所述测量模块可基于显示模块，对未给出障碍物精确位置的情况，可进行概要评估。
所述障碍物评估模块，可求出相对高度和障碍物相对跑道末端距离，进而根据公式障碍物梯度=相对高度/障碍物相对跑道末端距离计算已筛选的重要障碍物的梯度。
所述数据存储模块，包括机场数据、跑道数据、障碍物数据、飞行轨迹数据，起飞航迹区边界数据和评估结果。
本发明一种全球机场障碍物筛选评估的系统，硬件包括壳体、传动齿轮、雷达、褶皱膜、转轴、电机、轴承。
所述壳体的主体为扇形壳，扇形壳的圆心处在下方，圆弧壳体在上方，扇形壳的圆心处穿有转轴，将雷达尾部的固定齿轮铰接在扇形壳的圆心处；所述壳体的扇形壳的外侧圆柱面上，前后方向均水平伸出有细圆柱形的铰接杆，所述铰接杆通过轴承铰接在雷达安装处的机身的安装腔的前后内壁上。
所述壳体的扇形壳的顶部设有传动齿轮壳，所述传动齿轮位于传动齿轮壳内，所述传动齿轮销接在电机的输出轴上，所述电机螺接在传动齿轮壳的外侧背面，电机的输出轴铰接在传动齿轮壳的壳体上。
所述雷达的尾部设有固定齿轮，所述固定齿轮的与传动齿轮相啮合。
所述雷达的固定齿轮的中心轴线处开设有转轴孔，转轴孔的两端均装有轴承，轴承内圈装在转轴上。
所述褶皱膜为左右方向排布多个褶皱的橡胶膜，褶皱膜的外侧边装在雷达安装处机身下方的安装腔的开口处；所述褶皱膜上开设有矩形的壳体孔，壳体孔的内侧边与壳体连接，将壳体以上的结构封闭在安装腔内，仅留雷达全部露出在安装腔外。
硬件部分的原理为：依靠软件部分能对航线资料汇编和航行通告中包含的障碍物进行较好的分析评估，但不一定能覆盖所有地形，为充分保障飞机飞行安全，机身上需装有雷达识别实际飞行航迹下方的障碍物，飞机在前后倾斜、左右倾斜等飞行状态时，需要雷达的头端始终朝前朝下来捕获障碍物。
本发明中壳体的前后两侧伸出水平铰接杆，所述铰接杆通过轴承铰接在安装腔的前后内侧壁上，实现飞机在左右倾斜状态时，雷达能维持在竖直方向。
通过控制步进电机带动传动齿轮，来控制雷达在竖直面内的摆动角度，实现飞机在前后倾斜状态时，雷达能持续锁定航线方向上的地面障碍物。
本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，或者通过实施本发明而了解。
附图说明
附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。
图1是地球球面的位置a和b与球心o和北极点n的构成的球面图形示意图。
图2是起飞跑道r和起飞离场航径区t的形状示意图。
图3是引射线法的原理图。
图4是俯视角度的硬件部分安装在机身下方的结构示意图。
图5是仰视角度的硬件部分安装在机身下方的结构示意图。
图6是安装腔剖开状态的俯视角度的硬件装配结构示意图。
图7是安装腔剖开状态的仰视角度的硬件装配结构示意图。
图8是移除机身后的硬件装配结构示意图。
图9是褶皱膜与壳体的装配结构示意图。
图10是褶皱膜的结构示意图。
图11是壳体和雷达的装配结构示意图。
图12是雷达在左右方向上摆动的示意图。
图13是步进电机安装在壳体上的结构示意图。
图14是壳体剖开状态的内部装配结构示意图。
图15是传动齿轮和雷达的固定齿轮的啮合结构示意图。
图16是电机的控制原理接线图。
图中标号：o-地球球心、n-地球北极点、r-起飞跑道、t-起飞离场航径区、a-雷达安装处的机身、b-安装腔、1-壳体、101-铰接杆、102-传动齿轮壳、2-传动齿轮、3-雷达、301-固定齿轮、302-转轴孔、4-褶皱膜、401-壳体孔、5-转轴、6-电机、601-输出轴、7-轴承、v-摆动方向。
具体实施方式
以下将结合附图和实施例对本发明一种全球机场障碍物筛选评估的系统及方法作进一步的详细描述，在方向描述上以机头端为前端方向，以机尾端为尾端方向。
一种全球机场障碍物筛选评估的系统及方法，其特征在于：软件部分包括障碍物数据导入模块、障碍物数据转换模块、机场信息录入模块、跑道数据导入模块、跑道数据转换模块、飞行轨迹导入模块、起飞航径区生成模块、障碍物筛选模块、障碍物评估模块、显示模块、测量模块、结果数据存储模块。
所述障碍物数据导入模块可直接拾取文件中的障碍物位置数据，文件中的障碍物数据划分为四类，分别为障碍物编号、障碍物相对已知点的磁方位、障碍物相对已知点的直线距离、障碍物高度。
进一步讲，对公布的基准和单位不同进行统一化处理，高度的基准不同时，相对于平均海平面高度(msl)、相对于场面高度(agl)，在输入时均转换成msl进行计算；障碍物高度单位不同时，均采用米制单位(m)，将英尺(ft)转换为米(m)，距离单位不同将海里(nm)转化为米(m)。
进一步讲，所述障碍物数据导入模块可根据文件中的数据格式拾取对应格式的数据，文件中的障碍物数据也可划分为障碍物编号、障碍物经度、障碍物纬度和障碍物高度。
所述障碍物数据转换模块根据机场基准点的经纬度和障碍物数据，计算出障碍物的经纬度数据，如图1所示，其计算方法为：
假设机场基准点为a点，a点的经纬度坐标为(λa，φa)已知，障碍物位于b点，b点的经纬度坐标(λb，φb)未知，b点相对a点的方位角为θ，b点相对a点的直线距离为l；地球的每段弧长为∆s；地球为球体，工程上一般把地球周长除以360的结果作为球心圆上每一度的弧长，一般近似的取111.199公里；取地心为o点，北极点为n点，则anb三点构成一球面三角形。
球面三角计算时把球面转换为角度：
则a、n两点间弧长an=φn-φa=90-φa；∠nba和an为一角和对边；
b、n两点间弧长bn=φn-φb=90-φb；∠nab和bn为一角和对边；
a、b两点间弧长ab=l/∆s，∠anb=λb-λa，∠anb和ab为一角和对边；
根据球面三角余弦定理可得：
cosbn=cosan*cosab+sinan*sinab*cos∠nab
则cos(90-φb)=cos(90-φa)*cos(l/∆s)+sin(90-φa)*sin(l/∆s)*cosθ；
推得φb=arcsin[sinφa*cos(l/∆s)+cosφa*sin(l/∆s)*cosθ]。
根据球面三角正弦定理可得：
sin∠anb/sinab=sin∠nab/sinbn=sin∠nba/sinan；
则sin(λb-λa)/sin(l/∆s)=sinθ/sin(90-φb)=sin∠nba/sin(90-φa)
取前两项推得λb=arcsin[sinθ*sin(l/∆s)/cosφb+λa
最终获得b点的经纬度坐标(λb，φb)。
进一步讲，b点相对a点的方位角为θ，方位角θ指的是真方位角，真方位角=磁方位角+磁差。
所述机场信息录入模块包含各机场基准点的经纬度数据，在系统界面中设有机场选项框，选择机场即可导入机场基准点的经纬度和磁差数据。
所述跑道数据导入模块可直接导入数据库中的跑道末端数据，跑道末端数据包括跑道编号、跑道末端相对机场基准点的磁方位、跑道末端相对机场基准点的直线距离、跑道末端高度。
所述跑道数据转换模块根据机场基准点的经纬度和跑道末端数据，计算出跑道末端的经纬度数据，其计算方法与障碍物数据转换方法相同。
所述飞行轨迹导入模块由性能工程师直接在系统界面选择数据库中存储的离散经纬度点，多个经纬度点依次相连生成飞行轨迹曲线。
所述起飞航径区生成模块，可选择直线离场或转弯离场方式，若是以直线离场生成起飞航径区，则以直线作为标称航迹线，根据跑道编号关联跑道末端经纬度和离场磁航向，生成起飞航径区；若以转弯离场生成起飞航径区，则以起飞轨迹作为标称航迹线。如图2所示，依据ccar121部第121.189条(涡轮发动机驱动的飞机的起飞限制)的要求生成起飞航径区。
进一步讲，所述起飞航径区生成模块中的直线离场包含偏置情况。
所述障碍物筛选模块根据障碍物经纬度数据和跑道末端经纬度数据，筛选出障碍物是否为航径区内重要障碍物。
判断障碍物是否在起飞航径区内影响起飞安全，即评价一个障碍物是否是重要障碍物，其判断依据是障碍物是否在起飞离场航径区内；
根据引射线法，障碍物位置处出发引一条射线，计算出射线和航径区多边形所有边的交点数目，假若有奇数个交点，则说明在起飞行径区内部，假若有偶数个交点，则说明在起飞航径区外部。
所述显示模块可以在基本地形元素(已包含机场、跑道、滑行道)上叠加起飞航径保护区和障碍物位置。
所述测量模块可基于显示模块，对未给出障碍物精确位置的情况，可进行概要评估，其计算方法为：
设障碍物b(λb，φb)的高度为l，跑道末端c的经纬度为(λc，φc)，那么b、c间的直线距离d=∆s*cos{1/[sinφb*sinφc+cosφb*cosφc*cos(λc-λa)]}。
进一步讲，所述障碍物b的高度l为相对高度，高度l=障碍物实际高度-跑道末端高度。
所述障碍物评估模块，可求出相对高度和障碍物相对跑道末端距离，进而根据公式障碍物梯度=相对高度/障碍物相对跑道末端距离计算已筛选的重要障碍物的梯度。
所述数据存储模块，包括机场数据、跑道数据、障碍物数据、飞行轨迹数据，起飞航迹区边界数据和评估结果。
依靠软件部分进行障碍物评估是通过直线（偏置）离场或标准离场图中给出的航迹评估，并非飞机飞行的实际轨迹，由于不同机型的速度、转弯坡度、重量和管制指挥等因素影响实际飞行轨迹，缺乏反馈机制，因此本发明基于实际飞行轨迹，通过硬件部分采集障碍物信息（位置、高度）上传至软件部分障碍物数据库中，同时将实际飞行轨迹上传至软件部分飞行轨迹数据库中，把探测到的实际障碍物作为公布障碍物的补充，实际飞行轨迹作为标称航迹，绘制起飞航迹区对障碍物进行筛选，可以对评估结果进行修正和完善，提升评估结果的有效性和准确性。
为探测实际障碍物信息，机身上需装有雷达3识别航线上的实际障碍物，采集障碍物的位置数据和高度数据。飞机在前后倾斜、左右倾斜等飞行状态时，需要雷达3的头端始终朝前朝下来捕获障碍物。
这种全球机场障碍物筛选评估的系统，硬件包括壳体1、传动齿轮2、雷达3、褶皱膜4、转轴5、电机6、轴承7。
如图4、图5、图6、图7、图11、图13所示，所述壳体1的主体为扇形壳，扇形壳的圆心处在下方，圆弧壳体在上方，扇形壳的圆心处穿有转轴5，将雷达3尾部的固定齿轮301铰接在扇形壳的圆心处；所述壳体1的扇形壳的外侧圆柱面上，前后方向均水平伸出有细圆柱形的铰接杆101，所述铰接杆101通过轴承7铰接在雷达安装处机身a的安装腔b的前后内壁上。
如图11、图13、图14所示，所述壳体1的扇形壳的顶部设有传动齿轮壳102，所述传动齿轮2位于传动齿轮壳102内，所述传动齿轮2销接在电机6的输出轴601上，所述电机6螺接在传动齿轮壳102的外侧背面，电机6的输出轴601铰接在传动齿轮壳102的壳体上。
进一步讲，所述电机6为步进电机，接收高电平信号后正传，接收低电平信号后反转。
如图14、图15所示，所述雷达3的尾部设有固定齿轮301，所述固定齿轮301的与传动齿轮2相啮合。
进一步讲，所述固定齿轮301的齿轮面在竖直面内，所述雷达3的头部向前向下倾斜，雷达3的头部在竖直面内前后摆动。
进一步讲，所述雷达3为激光雷达，可获取飞机航线内的前端障碍物及障碍物高度信息。激光雷达向前向下发射激光束，激光束经障碍物反射后被雷达接收，激光雷达将多个激光发射器进行轮询，一个轮询周期后，得到一帧的激光点云数据，多条点云数据可以组成面状信息，这样就能够获取障碍物的位置数据和高度数据。
如图11、图13、图14、图15所示，所述雷达3的固定齿轮301的中心轴线处开设有转轴孔302，转轴孔302的两端均装有轴承7，轴承7内圈装在转轴5上。
如图6、图7、图8、图9、图10所示，所述褶皱膜4为左右方向排布多个褶皱的橡胶膜，褶皱膜4的外侧边装在雷达安装处机身a下方的安装腔b的开口处；所述褶皱膜4上开设有矩形的壳体孔401，壳体孔401的内侧边与壳体1连接，将壳体1以上的结构封闭在安装腔b内，仅留雷达3全部露出在安装腔外。
如图6、图7、图12所示，本发明中壳体1的前后两侧伸出水平铰接杆101，所述铰接杆101通过轴承7铰接在安装腔b的前后内侧壁上，实现飞机在左右倾斜状态时，雷达3能维持在竖直方向。
通过控制步进电机带动传动齿轮2，来控制雷达3在竖直面内的摆动角度，实现飞机在前后倾斜状态时，雷达3能持续锁定航线方向上的地面障碍物。
所述褶皱膜4的作用是防止外界气流进入安装腔，同时保障壳体和雷达的左右方向的摆动。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。