陳柯帆，湯新民*，胡鈺明，陳強超

（1.南京航空航天大學(xué)民航學(xué)院，江蘇南京 211106；2.中南民航空管通信網(wǎng)絡(luò)科技有限公司，廣東廣州 510080；3.中國民用航空中南地區(qū)空中交通管理局，廣東廣州 510080）

機場場面滑行是飛行活動中最具挑戰(zhàn)性的階段之一，特別在地面滑行道布局結(jié)構(gòu)復(fù)雜、航班量大、低能見度天氣運行、雨雪天氣機場道面標志被覆蓋等情況下，地面滑行難度和管制員的壓力會大大增加。

機載自動化系統(tǒng)作為當前大型客機航空電子系統(tǒng)的重要組成部分，主要應(yīng)用于低能見度的場面運行，具有增強態(tài)勢感知、提高滑行性能、增加滑行安全性和減輕飛行員工作負擔的特點，是近年來國外場面機載系統(tǒng)的主要研究方向。例如，美國Jeppesen 公司開發(fā)的電子飛行包（electronic flight bag，EFB）可提供空中和地面的綜合信息管理，大大提高飛機的運行效率[1]。EFB 在場面導(dǎo)引時可快速更新信息，并呈現(xiàn)在EFB 面板上。

我國依然保持傳統(tǒng)的滑行引導(dǎo)方式，即通過管制員指引和引導(dǎo)車引導(dǎo)，但是隨著近年來機場資源逐漸飽和，地面滑行熱點區(qū)域不斷增多，傳統(tǒng)滑行引導(dǎo)方法過分依賴引導(dǎo)員職業(yè)素質(zhì)的局限性展露無遺。因此，為降低安全風險，提高運行效率，Aero MACS（aeronautical mobile airport communications system）場面滑行引導(dǎo)系統(tǒng)現(xiàn)已應(yīng)用于某些機場航空器地面引導(dǎo)[2]。AeroMACS 系統(tǒng)采用高精度地圖，能夠精準識別飛機所在位置、目標位置及周遭環(huán)境。

國際民航組織發(fā)布了ICAO Doc9830，提出先進機場場面引導(dǎo)與控制系統(tǒng)(advanced surface movement guidance and control system，A-SMGCS)

實施方案[3]。其目標是實現(xiàn)在任何密度、能見度和復(fù)雜條件下,支持航空器安全、有序、迅速地移動。當前對A-SMGCS 系統(tǒng)的功能開發(fā)以及研究主要集中在系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計[4?6]、路由引導(dǎo)[7]等方面。為了滿足航空運輸量進一步增長的需求，現(xiàn)有A-SMGCS 系統(tǒng)需要通過新程序、新技術(shù)、新方法全面升級到V 級，在不降低安全水平的前提下，提升系統(tǒng)容量、提高運行效率。與傳統(tǒng)Ⅳ級ASMGCS 主要通過機場管制員對場面車輛和飛機活動進行監(jiān)視和引導(dǎo)相比，V 級系統(tǒng)中的告警組件更加注重飛行機組人員對跑道環(huán)境的掌控，利用信息化技術(shù)對場面進行自動化監(jiān)控與告警，這樣可以大大減輕飛行員及管制員工作負擔，對于提高機場運行管理效率，提升機場容量等方面具有十分重要的現(xiàn)實意義。文獻[8]通過估計各航空器到達聯(lián)絡(luò)道的時間，并與固定閾值比較進行沖突判斷，且介紹了該方法在國內(nèi)機場的應(yīng)用。文獻[9?10]通過Petri 網(wǎng)對滑行道建模進行沖突預(yù)測以及提供沖突解脫策略。

在A-SMGCS V 級系統(tǒng)的項目開發(fā)過程中，根據(jù)軟件設(shè)計要求，告警組件需應(yīng)對的告警場景主要包括距離偏離路徑、航向偏離路徑、超速、翼展超出限制、滑行道沖突、起降跑道錯誤、起降跑道長度不足，共計7 種。本文對滑行道沖突、跑道長度不足2 種場景的告警算法進行了設(shè)計，并接入仿真環(huán)境進行測試驗證。

1 告警場景分析

1.1 告警場景概述

1.1.1 沖突告警

2 架或2 架以上的航空器按各自當前滑行速度和方向在滑行道上滑行時，將同時經(jīng)過一個點或進入一個區(qū)域，導(dǎo)致航空器在場面無法正常、有序滑行，這樣的情形即為滑行道沖突?；械罌_突可分為追趕沖突、交叉沖突、對頭沖突。當模型探測到潛在的沖突時，應(yīng)發(fā)出告警，提示飛行員提前采取規(guī)避措施避免沖突。

1.1.2 起降跑道長度不足告警

飛機在跑道滑跑的過程中，根據(jù)飛機實時速度、場面風速、風向、氣壓以及跑道摩擦因數(shù)建立運動學(xué)模型，推算當前飛機需要的滑跑長度，同時根據(jù)飛機與跑道端點的距離推算飛機實際剩余跑道長度。如圖1 所示，飛機所需跑道長度大于實際剩余跑道長度，此時應(yīng)發(fā)出告警，提示飛行員根據(jù)情況調(diào)整。

圖1 跑道長度不足示意圖

1.2 算法原理

1.2.1 沖突告警

首先讀取AMDB（airport mapping database）獲取機場設(shè)施的位置坐標、形狀類型以及跑道保護區(qū)坐標，從空管獲取其他飛機位置、速度信息；然后根據(jù)飛機自身的位置及速度計算潛在的碰撞時間，根據(jù)告警的時間閾值判斷是否輸出告警。算法原理如圖2 所示。

圖2 碰撞告警算法原理圖

1.2.2 起降跑道長度不足告警

起飛降落時根據(jù)飛機自身參數(shù)信息（包括位置、速度、起飛和慢車推力、剎車阻力）、空管運行仿真軟件發(fā)送的機場場面參數(shù)（包括溫度、道面摩擦因數(shù)、風速方向、氣壓）計算所需剩余跑道長度，根據(jù)航空器當前位置和跑道兩端位置信息計算判斷實際剩余跑道長度是否符合要求，若跑道長度不足則進行告警。算法原理如圖3 所示。

圖3 起降跑道長度不足告警算法原理圖

1.3 機場基站坐標系

1.3.1 AMDB 數(shù)據(jù)庫文件讀取與解析

通過對AMDB 數(shù)據(jù)庫中shp 坐標與dbf 屬性文件的頭文件與實體數(shù)據(jù)讀取，解析獲得坐標、屬性以及匹配對應(yīng)信息，以實現(xiàn)機場所有元素信息的獲取，如圖4 所示。

圖4 AMDB 數(shù)據(jù)庫文件讀取與解析

1.3.2 基于坐標轉(zhuǎn)換模型的機場地圖元素坐標信息解算

機場地圖元素坐標為WGS-84 坐標。為便于系統(tǒng)顯示和坐標計算，需要將其轉(zhuǎn)換為以機場基準點為原點的機場參考點直角坐標，包括將WGS-84 坐標轉(zhuǎn)換成球心直角坐標和將地心直角坐標轉(zhuǎn)換成機場參考點直角坐標。WGS-84 坐標系是一個協(xié)議地球坐標系，其坐標系原點是地球的質(zhì)心，X軸指向BIH1040的零度子午面和協(xié)議地球極赤道的交點，Z軸指向BIH1040定義的協(xié)議地球極方向，Y軸構(gòu)成右手坐標系。WGS-84 橢球的幾何中心和地球質(zhì)心重合，橢球的旋轉(zhuǎn)軸和Z軸一致。

WGS-84 橢球采用國際大地測量與地球物理聯(lián)合會第17 屆大會大地測量常數(shù)推薦值。圖5 為WGS-84 坐標轉(zhuǎn)換成直角坐標示意圖。圖5 中L、B分別為點P的經(jīng)度、緯度。

圖5 WGS-84 坐標轉(zhuǎn)換成直角坐標

將球心直角坐標轉(zhuǎn)換為機場參考點直角坐標是在2 個直角坐標系之間的轉(zhuǎn)換，將球心直角坐標做2 次旋轉(zhuǎn)：繞Z軸旋轉(zhuǎn)(90?+L)，繞X軸旋轉(zhuǎn)(90??B)，其中L和B為WGS-84 坐標中的經(jīng)度和緯度。至此完成WGS-84 坐標向機場基站直角坐標的轉(zhuǎn)換，為場面告警計算提供基礎(chǔ)。

2 沖突告警算法設(shè)計

2.1 對頭沖突

1）2 機之間有交叉口。如圖6 所示，假設(shè)有航空器A、航空器C，dA、dC分別為A、C2 機到交叉口的距離，R為 交叉口半徑，rp為飛機保護區(qū)半徑。若2 機與交叉口的距離滿足條件：

則2 機都沒有足夠距離通過轉(zhuǎn)彎解脫沖突，即發(fā)生對頭沖突。為及時發(fā)出告警提示，根據(jù)運動趨勢計算得到他機將先到達交叉口時，提示本機進行等待，直到他機轉(zhuǎn)彎解脫沖突。當滿足條件dA/vA>dC/vC時，可認為他機將先進入交叉口，此時發(fā)出告警提示。其中：vA為航空器A 當前速度；vC為航空器C 當前速度。

2）2 機之間沒有交叉口。若2 機處于同一滑行道段并且相向而行，由于2 機之間沒有交叉口供解脫，則直接發(fā)出告警。

2.2 交叉沖突

如圖6 所示，假設(shè)有航空器A、航空器B，2 機都將進入交叉口，若同一時間不只有一架航空器在使用交叉口，則發(fā)生交叉沖突。為此，需要確定此情形下2 機最小水平間隔dmin1，為

圖6 滑行道沖突示意圖

式中 φ1為交叉口張角。根據(jù)最小水平間隔dmin1，通過相對速度矢量判斷沖突趨勢，其具體方法如下。

設(shè)航空器地速為vGS，航向角為 φ，在地面滑行的條件下，其運動學(xué)方程為

假設(shè)航空器 a初始狀態(tài)xa（0）=[xa,ya,?a]T，地速=[vGS,acos φa,vGS,asinφa]T，航空器 b初始狀態(tài)xb（0）=[xb,yb,?b]T，地 速=[vbcosφb,vbsinφb]T。在地面慣性參考坐標系中，航空器 b相對于航空器a的相對位置可以表述為：

不同情形下航空器具有不同水平間隔dmin，用式（5）判斷2 架航空器之間是否存在沖突：當?>0時，2 架航空器之間當前不存在沖突，反之則存在沖突。

為便于根據(jù)航空器當前狀態(tài)判斷航空器之間未來的沖突趨勢，本文采用相對運動法。為便于計算，2 機保護區(qū)半徑取dmin/2，圖7 中2 條與航空器b保 護區(qū)相切并且平行于?的直線之間形成區(qū)域稱為航空器 b沿航空器 a運動方向的滑行走廊。若航空器 b的 滑行走廊和航空器 a的保護區(qū)之間有交集，就說明存在潛在的沖突。

圖7 航空器潛在滑行沖突的檢測

在慣性坐標系中，2 航空器相對方位矢量與航空器 a運動方向的夾角，2 航空器相對速度矢量與航空器a 的運動方向的夾角α，為

顯然，當航空器 b的 滑行走廊與航空器 a的飛行方向的夾角大于β+δ，或者小于β?δ時，航空器 a的保護區(qū)與航空器 b的滑行走廊就不會有交集，即不存在潛在飛行沖突。因此，避免飛行沖突發(fā)生的條件為

2.3 追尾沖突

如圖6 所示，假設(shè)有航空器C、航空器D，2 機使用同一滑行路段同向滑行，若2 機距離小于水平間隔dmin2，則產(chǎn)生追尾沖突，dmin2取值根據(jù)尾流間隔標準，為

根據(jù)最小水平間隔dmin2，通過相對速度矢量判斷沖突趨勢。該方法已在交叉沖突中介紹，此處不再贅述。

3 起降跑道長度不足告警算法設(shè)計

3.1 起飛跑道長度計算

在飛機起飛滑跑時，根據(jù)飛機的性能參數(shù)、跑道的地理信息以及飛機的當前速度，實時計算跑道長度是否滿足起飛要求。若不滿足起飛需要的長度，將發(fā)出警報，提示機組加速或減速。為此，建立起飛所需跑道長度Sq關(guān)于飛機當前地速v的函數(shù)表達式，為

式中：Kq代表起飛滑跑長度的綜合修正系數(shù)（IMC）；vqw為滿足飛機起飛升力要求的實際地面速度；a為飛機起飛時所受的合加速度。

1）飛機起飛時地速vqw計算。在標準大氣壓下，臨界狀態(tài)時飛機升力等于重力，由伯努利定理可得等式（11）。

式中：G0為標準起飛重力；ρ0為標準大氣壓下的空氣密度；v0為標準大氣壓下的飛機起飛空速；C為飛機升力系數(shù)，受飛機迎角影響；S為機翼投影面積。相同機型起飛時，后2 個參數(shù)都可視為定值。

同理可得，相對空氣密度為d時的飛機實際起飛重力滿足等式（12）。

式（11）與式（12）相比，得

考慮地面風速vw影響，得到的實際地速為

2）飛機起飛時加速度a計算。飛機發(fā)動機以最大功率運行時，以飛機運動方向為正的加速度為

式中：g為重力加速度；Pb為發(fā)動機最大功率運行時作用在飛機上的平均推力；kd為空氣密度對推力的影響系數(shù)；Gq為飛機的實際重力；μq為跑道對飛機的綜合阻力系數(shù)；i為跑道縱向坡度。

3）飛機起飛所需跑道長度。將式（14），式（15）代入式（10）可得

式中：Kq代表起飛滑跑長度的綜合修正系數(shù)（IMC）；Vq0是標準大氣壓下相對于起飛重力G0的起飛速度，m/s；Gq是飛機實際起飛重力，N；d是空氣相對密度，此密度可通過式（17）算出；vw是跑道方向上的風速，m/s；g是重力加速度；Pb為發(fā)動機的平均推力，N；kd是空氣相對密度d對推力Pb的影響系數(shù)；Gq是飛機起飛重力；μq是綜合阻力系數(shù)；i是跑道的平均縱向坡度。

空氣相對密度公式為

式中：P是大氣壓強，Pa；t是空氣溫度，℃。

3.2 著陸跑道長度計算

利用計算起飛所需跑道長度的方法，將制動減速度代入式（10），同理可得，著陸所需跑道長度St關(guān)于飛機當前地速v的表達式為

式中：Kl是著陸滑跑長度的IMC；Vl0是飛機著陸時需要下降到的符合滑行道速度限制的地速，m/s；Pm是發(fā)動機的平均慢車推力，N；Gl是飛機著陸重力，N；μl是綜合阻力系數(shù)。

3.3 告警條件

計算飛機距跑道終點的實時距離時，跑道終點的位置坐標可由讀取AMDB 獲取。這個實時距離即為剩余跑道長度。將起降所需跑道長度與剩余跑道長度比較，若剩余長度不足，則發(fā)出告警。

4 仿真驗證

4.1 仿真環(huán)境數(shù)據(jù)源說明

模型進行告警計算需要的外部數(shù)據(jù)源主要包括本機狀態(tài)信息、他機狀態(tài)信息以及機場地圖數(shù)據(jù)。其中機場地圖數(shù)據(jù)屬于靜態(tài)預(yù)讀數(shù)據(jù)，接入方式已在1.3 節(jié)中提及。本機及他機定位信息屬于動態(tài)實時數(shù)據(jù)，需要搭建網(wǎng)絡(luò)通信環(huán)境。

本文采用UDP 協(xié)議進行數(shù)據(jù)通信，發(fā)送方對指定端口進行全網(wǎng)段廣播，該網(wǎng)段內(nèi)所有主機通過監(jiān)聽該端口獲取實時數(shù)據(jù)。

他機信號來源為某機場真實的飛機運行數(shù)據(jù)，實驗室主機已接入來自該地的ADS-B 雷達數(shù)據(jù)，并以SBS 報文格式發(fā)送至告警組件。

本機信號來源為飛行模擬軟件，用戶以第一視角操控虛擬飛機在某機場進行滑跑，實時的本機狀態(tài)信息按照GPRMC 報文格式發(fā)送至告警組件。

4.2 基于FlightGear 的飛行模擬

通過對開源飛行軟件Flightgear 進行功能拓展，用戶操作飛機時，本機的實時位置、速度信息能夠被記錄并向外界發(fā)送。圖8 是仿真軟件中在某機場07 跑道準備起飛時的駕駛員視角。

圖8 Flightgear 機艙視角圖

4.3 空管運行仿真軟件

空管仿真軟件主要作為仿真的顯示端，可以將本機、他機飛機位置以及機場地圖進行實時顯示。同時，該軟件也是他機目標信息的傳輸中介。它接收某機場的雷達信號，解析后傳送至告警組件。圖9 是某機場飛機目標的顯示效果。

圖9 空管仿真組件界面

4.4 仿真結(jié)果說明

為便于直觀地觀察告警結(jié)果，將相關(guān)數(shù)據(jù)匯總在CSV 文件中，并通過MATLAB 計時器以0.5s為周期讀取、刷新數(shù)據(jù)進行動態(tài)曲線繪制。告警曲線以接收方空管端為準，后臺參數(shù)曲線以發(fā)送方告警端為準。

通過比對參數(shù)與告警曲線的時間軸，可以直觀地判斷告警計算是否正確、消息收發(fā)是否及時。因篇幅有限，兩類告警各取一例進行展示。

1）沖突告警仿真結(jié)果。本機目標（白色），他機目標（黃色）位置關(guān)系如圖10 所示。

圖10 追趕沖突告警視圖

可以看出，若本機速度較大，且2 機運動趨勢保持不變時，將發(fā)生追趕沖突，此時飛行員應(yīng)收到告警提示，并根據(jù)情況選擇減速或者調(diào)整航向。相關(guān)數(shù)據(jù)曲線如圖11 所示。其中：橫坐標為自仿真開始經(jīng)過的時間；追趕狀態(tài)表示他機是否與本機處于同一滑行道段構(gòu)成追趕關(guān)系（0 為否；1 為是）；告警狀態(tài)表示空管端是否收到告警（0 為否；1 為是）。

從圖11 可以看出，告警端后臺參數(shù)滿足告警條件時空管端正確收到告警信息，且無明顯延遲。

圖11 追趕沖突告警曲線圖

2）起飛跑道不足告警仿真結(jié)果。飛機起飛滑跑時，若因加速度不足，無法利用剩余跑道加速至起飛速度，將提示告警，如圖12 所示。相關(guān)數(shù)據(jù)曲線如圖13 所示。其中告警狀態(tài)表示空管端是否收到告警（0 為否；1 為是）。

圖12 起飛跑道不足告警視圖

從圖13 可以看出，告警端后臺參數(shù)滿足告警條件時空管端正確收到告警信息，且無明顯延遲。

圖13 起飛跑道不足告警曲線圖

5 結(jié)束語

目前，對自動化告警算法的研究大都停留在理論階段，考慮情形較為簡單，避開了處理多源輸入數(shù)據(jù)、應(yīng)對復(fù)雜告警場景等難點，缺少實踐驗證，離投入實際的場面運行仍有相當長的距離。

本文基于高級場面活動引導(dǎo)與控制系統(tǒng)（ASMGCS），對滑行道沖突、起降跑道不足2 種情形進行算法設(shè)計以及程序開發(fā)，并搭建仿真環(huán)境提供監(jiān)視源數(shù)據(jù)進行驗證。通過仿真結(jié)果可以看出：算法邏輯合理可行，能夠給出符合預(yù)期的告警結(jié)果；程序的內(nèi)存使用及計算效率較高，運行在普通配置的個人電腦上，仍能保證在0.5s 的探測周期內(nèi)完成所需的告警計算。

但是模型仍存在一定的局限性，告警的及時性僅能在仿真環(huán)境中得到保證。仿真環(huán)境中，系統(tǒng)的模塊間通信均在同一局域網(wǎng)內(nèi)進行，幾乎不存在數(shù)據(jù)丟失、延遲等問題，而在場面的實際運行的過程中，因雷達設(shè)備、氣象條件及流量高峰等原因，可能會導(dǎo)致通信質(zhì)量下降，這些因素是在實驗室環(huán)境中難以模擬并應(yīng)對的。因此算法在投入到實際的工程項目前，還需要考慮引入相應(yīng)的異常數(shù)據(jù)處理、負載均衡等技術(shù)。