李嘉銘， 邵荃

(南京航空航天大學(xué)民航學(xué)院， 南京 211106)

航空搜尋與救援是指航空器發(fā)生飛行失事或事故時(shí)，國(guó)家有關(guān)部門對(duì)航空器上人員及相關(guān)設(shè)施設(shè)備進(jìn)行搜尋和救援工作。一旦發(fā)生航空器緊急情況，如何對(duì)失事航空器進(jìn)行定位以確定搜尋區(qū)域?qū)罄m(xù)開(kāi)展搜尋救援工作的效率極為重要，是中國(guó)搜尋能力建設(shè)亟需解決的問(wèn)題。目前關(guān)于該領(lǐng)域的研究工作主要涉及以下3個(gè)方面。

(1)利用衛(wèi)星雷達(dá)等技術(shù)獲取失事航空器信息進(jìn)行定位。Lukowski等[1]利用航天系統(tǒng)合成孔徑雷達(dá)采集疑似區(qū)域衛(wèi)星圖像，通過(guò)圖像識(shí)別方法來(lái)確認(rèn)墜毀航空器具體坐標(biāo)。Koester等[2]通過(guò)分析大量飛機(jī)失事事件中最后雷達(dá)位置與墜毀現(xiàn)場(chǎng)距離，得出了95%的飛機(jī)墜毀在距離最后雷達(dá)位置0.8海里(1海里=1.852 km)范圍內(nèi)的結(jié)論，為搜尋區(qū)域確定提供了理論依據(jù)。Dyne等[3]將搜尋專家經(jīng)驗(yàn)與航空器失事天氣狀況、地形信息、飛機(jī)模型等方面知識(shí)進(jìn)行統(tǒng)合，得到了飛機(jī)失事地點(diǎn)概率分布圖。 Magoon[4]闡述了在航空器墜毀案例中應(yīng)用歷史圖像、GPS等手段從而有效地定位墜機(jī)地點(diǎn)。史謙等[5]設(shè)計(jì)一種指示飛行器落點(diǎn)坐標(biāo)的信標(biāo)機(jī)。其可在下落過(guò)程中不斷獲取實(shí)時(shí)定位信息，利用北斗系統(tǒng)的短報(bào)文通信功能將預(yù)測(cè)的落點(diǎn)坐標(biāo)發(fā)送回地面。

(2)借助計(jì)算機(jī)識(shí)別潛在著陸點(diǎn)的基礎(chǔ)上進(jìn)行可達(dá)性研究。 Coombes等[6]詳細(xì)介紹了在恒定均勻風(fēng)條件下確定迫降時(shí)任何可能的緊急著陸點(diǎn)的可達(dá)性的方法。Akametalu等[7]提出一種基于可達(dá)性的迫降系統(tǒng)，該系統(tǒng)利用漢密爾頓-雅可比-貝爾曼可達(dá)性來(lái)確定故障飛機(jī)的可行著陸區(qū)域。

(3)通過(guò)動(dòng)力學(xué)建模，對(duì)航空器迫降軌跡進(jìn)行模擬。孫旋[8]使用光滑粒子動(dòng)力學(xué)方法研究了直升機(jī)水上迫降性能，建立了一套水上迫降計(jì)算分析方法。秦芹[9]考慮到飛機(jī)在墜落過(guò)程中受到空氣氣流的影響，研究了飛機(jī)在發(fā)生事故時(shí)失去動(dòng)力后飛機(jī)墜落軌跡和落地點(diǎn)位置問(wèn)題。

目前，大部分關(guān)于失事航空器搜尋范圍劃設(shè)的研究只停留在全知信息的前提下，單獨(dú)對(duì)航空器進(jìn)行運(yùn)動(dòng)模擬或定位預(yù)測(cè)，而忽略了在迫降飛行過(guò)程中，信息條件的缺省以及飛行員操作的人為因素影響。因此在該研究中，綜合考慮飛行員、航空器、環(huán)境條件等多重因素，并對(duì)信息缺省的情況進(jìn)行分析，對(duì)于構(gòu)建更加精準(zhǔn)的搜尋范圍劃設(shè)方法模型具有重要意義。

現(xiàn)依據(jù)決策場(chǎng)的相關(guān)理論[10-11]，對(duì)迫降過(guò)程中飛行員的應(yīng)急決策行為進(jìn)行描述，并結(jié)合風(fēng)場(chǎng)、地形等環(huán)境因素構(gòu)建耦合飛行員應(yīng)急決策行為的航空器飛行動(dòng)力學(xué)模型。在不穩(wěn)定因素干擾或信息缺省的情況下，運(yùn)用MATLAB軟件模擬航空器的迫降飛行過(guò)程，據(jù)此確定搜尋區(qū)域的范圍和優(yōu)先級(jí)，并與傳統(tǒng)方法對(duì)比，驗(yàn)證本文方法可靠性。

1 航空器迫降飛行建模分析

航空器在飛行途中由于引擎故障等原因?qū)е峦耆?dòng)力，此類事故發(fā)生時(shí)如無(wú)法即時(shí)恢復(fù)動(dòng)力，航空器操縱困難往往會(huì)造成失事?？紤]到保有部分動(dòng)力的航空器失事可能性較低，因此針對(duì)航空器失事迫降飛行過(guò)程中完全無(wú)動(dòng)力的情況進(jìn)行建模研究。

1.1 環(huán)境因素分析與建模

與航空器迫降飛行相關(guān)的環(huán)境因素包括風(fēng)場(chǎng)、地形、特殊天氣區(qū)域，各因素對(duì)航空器飛行的影響方式不同，因此需要逐一分析[12-13]。

(1)風(fēng)場(chǎng)建模：航空器迫降飛行區(qū)域的風(fēng)速和風(fēng)向會(huì)影響航空器飛行的受力和真實(shí)速度，對(duì)風(fēng)場(chǎng)的建模分為初始條件和變化規(guī)律兩部分。

對(duì)于初始條件，以平均風(fēng)向的出現(xiàn)頻率做12個(gè)風(fēng)向段的風(fēng)玫瑰圖，確定出現(xiàn)頻率最高的風(fēng)向段和對(duì)應(yīng)風(fēng)速作為初始風(fēng)向和風(fēng)速。

對(duì)于風(fēng)場(chǎng)的變化規(guī)律，可以分為常值風(fēng)和動(dòng)態(tài)風(fēng)，在某一區(qū)域風(fēng)場(chǎng)中的風(fēng)速相對(duì)于航空器的速度是緩慢的，因此可以忽略風(fēng)速風(fēng)向變化，將動(dòng)態(tài)風(fēng)視為常值風(fēng)?？紤]到常值風(fēng)在垂直方向上的分量變化可忽略，且由于風(fēng)速水平剖面可以更加直觀地表示風(fēng)速隨著海拔高度的變化而變化的情況，因此可以通過(guò)常值風(fēng)在水平方向上的變化情況來(lái)描述風(fēng)場(chǎng)。

采用指數(shù)分布模型來(lái)對(duì)不同海拔高度對(duì)應(yīng)的風(fēng)速進(jìn)行計(jì)算，風(fēng)在水平剖面的變化情況描述為

(1)

式(1)中：VH為當(dāng)海拔高度為H時(shí)的平均水平風(fēng)速大??；VS為海拔高度HS處的平均水平風(fēng)速大?。籱為不同地面性質(zhì)對(duì)應(yīng)的粗糙度系數(shù)。

(2)危險(xiǎn)地形建模：航空器迫降飛行會(huì)出現(xiàn)山峰等危險(xiǎn)地形或能見(jiàn)度過(guò)低等特殊天氣情況，需要飛行員操作航空器躲避相應(yīng)危險(xiǎn)區(qū)域從而導(dǎo)致航跡改變，因此對(duì)迫降飛行航跡的模擬預(yù)測(cè)必須考慮山峰、低能見(jiàn)度區(qū)域?qū)κ潞娇掌黠w行航跡的影響。

對(duì)山峰的仿真首先使用山峰模型進(jìn)行描述，即

(2)

式(2)中：h0為山峰的基準(zhǔn)地形高度；hi為第i座山峰的高度；(xsi,ysi)為第i座山峰的輪廓系數(shù)；(xOi,yOi)為第i座山峰投影到平面的中心坐標(biāo)。

飛行員為了確保航空器能夠安全迫降，在操縱航空器飛行的過(guò)程中，往往會(huì)保證航空器與周圍障礙物保持一定的安全距離，因此本文將山峰障礙物描述為一個(gè)可以完全把山峰包括在內(nèi)的外接立方體，具體表達(dá)式為

Mm={(x,y,z)|Xmmin≤x≤Xmmax,Ymmin≤

y≤Ymmax}, 0≤Hm

(3)

式(3)中：Xmmin、Xmmax為山峰投影到平面上x軸方向的最小、最大值；Ymmin、Ymmax為山峰投影到平面上y軸方向的最小、最大值；Hm為山峰的海拔高度。

(3)低能見(jiàn)度區(qū)域建模：在三維空間中，可以認(rèn)為低能見(jiàn)度的區(qū)域其正上方的所有區(qū)域均不能飛行，這里可以把低能見(jiàn)度區(qū)域及其上方區(qū)域視為障礙物，在三維空間中能見(jiàn)度的障礙物模型表示為

Mv={(x,y,z)|Xvmin≤x≤Xvmax,Yvmin≤

y≤Yvmax},z≥Hv

(4)

式(4)中：Xvmin、Xvmax為低能見(jiàn)度區(qū)域投影到平面上x軸方向的最小、最大值；Yvmin、Yvmax為低能見(jiàn)度區(qū)域投影到平面上y軸方向的最小、最大值；Hv為低能見(jiàn)度區(qū)域最低高度。

1.2 航空器迫降飛行受力分析

航空器迫降飛行過(guò)程中受力[14-15]主要包括

(5)

式(5)中：L為升力；D為阻力；Y為側(cè)力；Cl為升力系數(shù)；Cd為阻力系數(shù)；Cy為側(cè)力系數(shù)；V0為航空器飛行的相對(duì)速度；S為機(jī)翼面積；ρ為空氣密度。

根據(jù)氣體狀態(tài)方程式，空氣密度與海拔高度的關(guān)系為

(6)

式(6)中：ρH為海拔高度H的空氣密度；ρ0為標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下的空氣密度；αT為空氣溫度梯度；T0為絕對(duì)溫度。

1.3 迫降航空器的姿態(tài)調(diào)整

在完全無(wú)動(dòng)力的航空器飛行過(guò)程中，遇到低能見(jiàn)度區(qū)域、山峰障礙物，飛行員為躲避障礙物則會(huì)調(diào)整尾翼為飛機(jī)施加橫向力以轉(zhuǎn)向，從而導(dǎo)致航空器航向與風(fēng)向夾角改變?；谝陨戏治鼋⒑娇掌鬟\(yùn)動(dòng)模型。

(1)航空器航向與風(fēng)向在同一條直線上，有

(7)

式(7)中：X為航空器失去動(dòng)力迫降的水平位移；θ為航空器俯仰角；t為迫降飛行時(shí)間；g為重力加速度；M為航空器重量。

(2)航空器航向與風(fēng)向不在同一條直線上，有

(8)

式(8)中：X為航空器失去動(dòng)力迫降的水平位移；Y為航空器失去動(dòng)力迫降的縱向位移；β為航空器偏航角。

2 飛行員應(yīng)急行為決策模型分析

2.1 飛行員行為分析

飛行員通過(guò)機(jī)載探測(cè)設(shè)備及目視觀察等方式收集信息并采取決策對(duì)航空器姿態(tài)、速度等進(jìn)行調(diào)整。而隨著迫降飛行時(shí)間的推移和航空器自身情況的改變，飛行員的心理狀態(tài)、對(duì)完成任務(wù)的期望和個(gè)人決策方式等都會(huì)發(fā)生變化，過(guò)程中不同的決策選擇對(duì)整個(gè)迫降飛行過(guò)程發(fā)揮不同的推動(dòng)作用，從而影響航空器最終的迫降位置點(diǎn)[16]。

根據(jù)上述分析得出飛行員在迫降過(guò)程中至少需要在以下幾個(gè)階段針對(duì)不同狀況根據(jù)相關(guān)信息進(jìn)行決策。

(1)迫降飛行初始階段，在當(dāng)前航線是否有適合迫降的場(chǎng)地，以此調(diào)整飛機(jī)航向。

(2)迫降飛行過(guò)程中，基于雷達(dá)等探測(cè)設(shè)備(或目視)提供的信息判斷，安全范圍內(nèi)是否存在山體，以此調(diào)整飛機(jī)航向(或高度層)。

(3)迫降飛行過(guò)程中，基于雷達(dá)等探測(cè)設(shè)備(或目視)提供的信息判斷，安全范圍內(nèi)是否存在低能見(jiàn)度區(qū)域，以此調(diào)整飛機(jī)航向(或高度層)。

這些是和否的決策，最終結(jié)果如何則是在結(jié)合外界數(shù)據(jù)，由通過(guò)飛行員內(nèi)心對(duì)各個(gè)結(jié)果的偏好強(qiáng)度在一定的閾值設(shè)定規(guī)則下得出的結(jié)果。飛行員的決策框架如圖1所示。

圖1 決策框架Fig.1 Decision framework

2.2 模型建立

決策模型的體系結(jié)構(gòu)主要包含3個(gè)要素：可選擇的路徑、相應(yīng)路徑的狀況和相應(yīng)路徑的屬性。飛行員需要決策的情況主要包括迫降飛行初始階段選擇迫降場(chǎng)地，飛行過(guò)程中遇到危險(xiǎn)地形(不穩(wěn)定天氣區(qū)域)時(shí)選擇如何改變方向。

對(duì)于初始階段的迫降場(chǎng)地選擇，假設(shè)對(duì)于各路徑而言可能的路徑狀況為目視條件良好或惡劣。通過(guò)發(fā)放問(wèn)卷進(jìn)行數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)的方法，得出在無(wú)誘導(dǎo)信息的條件下，飛行員選擇迫降飛行路線的準(zhǔn)則中主要考慮3個(gè)屬性：時(shí)間(T)、位移(D)、危險(xiǎn)區(qū)域數(shù)量(I)，并且用隨機(jī)誤差項(xiàng)表示其他屬性對(duì)路徑選擇的影響。

(1)建立屬性矩陣M。備選路徑在各種自然狀態(tài)下所有屬性的評(píng)價(jià)用屬性矩陣表示。設(shè)定在迫降飛行過(guò)程中，飛行員可選路徑為路徑1和路徑2，兩條路徑均存在惡劣和良好兩種路徑狀況。

路徑狀態(tài)矩陣如表1所示。

表2 屬性矩陣表Table 2 The attribute matrix

(2)建立權(quán)重矩陣W(t)。W(t)為在t時(shí)刻的權(quán)重向量，根據(jù)決策場(chǎng)模型的假設(shè)，在迫降飛行的過(guò)程中，隨著時(shí)間的推移權(quán)重向量會(huì)平穩(wěn)隨機(jī)地發(fā)生變化，權(quán)重向量為

(9)

(3)建立比較矩陣C。n為可選路徑的數(shù)量，此處可選路徑為2，因此比較矩陣表現(xiàn)形式為

(10)

(4)隨機(jī)誤差項(xiàng)E(t)。假設(shè)該項(xiàng)服從μ=0，σ=0.2的正態(tài)分布。

(5)確定效價(jià)向量V(t)。效價(jià)向量的每一個(gè)分量Vi(t){i=1,2,…,n}當(dāng)其為正時(shí)表示對(duì)備選路徑i接近，為負(fù)時(shí)則表示回避，V(t)由4個(gè)部分組成

V(t)=CMW(t)+E(t)

(11)

在計(jì)算飛行員的路徑偏好強(qiáng)度時(shí)，為將其轉(zhuǎn)化為規(guī)范化決策矩陣，引入標(biāo)準(zhǔn)化計(jì)算公式

(12)

(6)確定反饋矩陣S。反饋矩陣為特征值小于1的對(duì)稱矩陣，即該矩陣主對(duì)角線上的元素相等，這樣的設(shè)定即保證了系統(tǒng)較強(qiáng)的穩(wěn)定性也保證了模型的記憶能力和反饋效應(yīng)在每一個(gè)決策結(jié)果可選項(xiàng)都是相同的。

(7)飛行員動(dòng)態(tài)應(yīng)急行為決策模型P(t)。

P(t+h)=SP(t)+V(t+h)

(13)

式(13)中：P(t)為二維偏好強(qiáng)度向量；分量Pi(t)為路徑i{i=1,2}在t時(shí)刻的偏好強(qiáng)度，用來(lái)對(duì)該路徑偏好強(qiáng)度進(jìn)行度量。

飛行員對(duì)兩條路徑的初始偏好以P(0)來(lái)表示，其值的正負(fù)代表不同意義：正值代表喜歡，負(fù)值代表厭惡，0代表中立。

時(shí)間間隔h為仿真計(jì)算步長(zhǎng)，即飛行員對(duì)不同路徑在自然狀態(tài)πq{q=1,2,3,4}下屬性j{j=1,2,3}進(jìn)行比較到最終產(chǎn)生效價(jià)所需要的時(shí)間，為了更加貼近實(shí)際的偏好變化設(shè)定h→0，從而得到飛行員對(duì)各條路徑的偏好強(qiáng)度以一個(gè)近似時(shí)間連續(xù)的形式發(fā)生改變。

(8)路徑選擇規(guī)則。對(duì)于路徑選擇決策時(shí)的情景設(shè)定往往決定了路徑選擇的規(guī)則?？紤]到迫降飛行中應(yīng)急決策往往會(huì)受到時(shí)間限制，因此采用時(shí)間限制規(guī)則，設(shè)定停止時(shí)間TD決定決策過(guò)程的停止，Pm(TD)=max[Pi(TD)],i=1,2,…,n，當(dāng)時(shí)間t=TD時(shí)被選擇的路徑即是偏好強(qiáng)度為Pm(TD)的路徑，決策結(jié)果產(chǎn)生，決策過(guò)程停止。

3 仿真實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)及模擬

在上文對(duì)航空器迫降飛行以及飛行員應(yīng)急行為決模型研究的基礎(chǔ)上，以MATLAB軟件作為仿真平臺(tái)，構(gòu)建航空器迫降飛行的虛擬場(chǎng)景。假設(shè)航空器處于完全無(wú)動(dòng)力狀態(tài)，使用我國(guó)高高原航線常用機(jī)型B737-700，以拉薩貢嘎國(guó)際機(jī)場(chǎng)2011—2016年間的風(fēng)速風(fēng)向變化為依據(jù)設(shè)置風(fēng)場(chǎng)，參考文獻(xiàn)[9]得到設(shè)定迎角對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)及設(shè)定偏航角對(duì)應(yīng)的側(cè)力系數(shù)，最終得到的動(dòng)力學(xué)參數(shù)如表3所示。

表3 動(dòng)力學(xué)參數(shù)Table 3 Dynamic parameters

在航空器處于完全無(wú)動(dòng)力迫降狀態(tài)下，航空器姿態(tài)僅可進(jìn)行小角度左右偏轉(zhuǎn)調(diào)整，并根據(jù)上文對(duì)影響航空器飛行因素的分析，最終設(shè)置4條代表性路徑。①路徑1：航空器初始飛行方向沿Y軸的正方向，不考慮側(cè)風(fēng)影響；②路徑2：航空器初始飛行方向相比于路徑1增加Y軸負(fù)方向上10°偏航角；③路徑3：在航空器初始飛行路徑上考慮在飛行途中遇到障礙物并向右偏轉(zhuǎn)進(jìn)行避讓的情況；④路徑4：在航空器初始飛行路徑上考慮在飛行途中遇到障礙物并向左偏轉(zhuǎn)進(jìn)行避讓的情況。

考慮路徑設(shè)置情況，參考文獻(xiàn)[11]簡(jiǎn)化比較過(guò)程，進(jìn)行路徑1和路徑2、路徑3和路徑4兩組比較實(shí)驗(yàn)，根據(jù)屬性比較結(jié)果和表1確定的路徑狀態(tài)矩陣，得到兩組屬性評(píng)價(jià)如表4和表5所示。

表4 路徑1、2屬性矩陣表Table 4 The attribute matrix of Path1 and Path2

表5 路徑3、4屬性表Table 5 The attribute table of path 3 and path 4

假設(shè)飛行員對(duì)兩組實(shí)驗(yàn)中的任意兩條路徑均無(wú)初始偏好；路徑狀況可能出現(xiàn)的概率設(shè)定為π1=0.1，π2=0.3，π3=0.2，π4=0.4；屬性注意力轉(zhuǎn)換

概率取r1=0.5，r2=0.3，r3=0.2；反饋矩陣中的元素取S11=S22=0.95，表示對(duì)備選路徑前一個(gè)時(shí)刻的偏好強(qiáng)度有較好的記憶；取S12=S21=-0.03表示備選路徑之間的相似程度較低，偏好差異大。最終在MATLAB環(huán)境中進(jìn)行計(jì)算結(jié)果如圖2和圖3所示。

圖2 路徑1、路徑2的偏好強(qiáng)度變化趨勢(shì)Fig.2 Change trend of preference intensity of path 1 and path 2

圖3 路徑3、路徑4的偏好強(qiáng)度變化趨勢(shì)Fig.3 Change trend of preference intensity of path 3 and path 4

對(duì)于路徑選擇，采用時(shí)間規(guī)則進(jìn)行結(jié)果分析，分別取TD1=3s、TD2=7 s、TD3>7 s，路徑偏好強(qiáng)度比較結(jié)果如表6所示。

表6中,Pi{i=1,2,3,4} 分別表示飛行員對(duì)路徑1、路徑2、路徑3、路徑4的偏好強(qiáng)度。為了體現(xiàn)飛行員決策的合理性，在迫降過(guò)程中不輕易改變決策傾向，因此選取TD3>7 s時(shí)的偏好強(qiáng)度作為比較結(jié)果。4條路徑最終迫降地點(diǎn)如圖4所示。

表6 偏好強(qiáng)度比較結(jié)果Table 6 Comparison results of preference intensity

參考文獻(xiàn)[9]可知，目前關(guān)于航空器搜尋標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定的第一搜尋區(qū)域?yàn)橐渣c(diǎn)(0，0)起沿航向方向相對(duì)X軸對(duì)稱，邊長(zhǎng)為18.5 km的正方形區(qū)域；現(xiàn)有研究常用方法確定的第一搜尋區(qū)域，為以點(diǎn)(6 462，0)位置起沿航向方向相對(duì)X軸對(duì)稱，邊長(zhǎng)為11.2 km的正方形區(qū)域。

考慮到以上區(qū)域數(shù)據(jù)確定且范圍較大，為突出本文模型結(jié)果對(duì)以上規(guī)范化區(qū)域僅用于結(jié)果比較而不在圖4中展示。

根據(jù)圖4所示的迫降地點(diǎn)坐標(biāo)，與上述兩個(gè)區(qū)域進(jìn)行比較結(jié)果顯示，模型確定了航空器可能迫降位置的優(yōu)先級(jí)排序且均滿足在第一搜尋區(qū)域內(nèi)。綜上，本文模型具有可行性。

圖4 結(jié)果可行性驗(yàn)證Fig.4 Feasibility verification of results

4 實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

前文對(duì)航空器迫降飛行全部信息條件已知情況下進(jìn)行的實(shí)驗(yàn)?zāi)M，可以得到確定的迫降地點(diǎn)且均位于第一搜尋區(qū)域內(nèi)。在此基礎(chǔ)上，對(duì)航空器受到不穩(wěn)定干擾因素影響或在部分信息條件缺省時(shí)的搜尋區(qū)域的范圍和優(yōu)先級(jí)進(jìn)行進(jìn)一步研究。

4.1 不穩(wěn)定因素情況下的搜尋范圍劃設(shè)

4.1.1 考慮側(cè)風(fēng)影響

根據(jù)初始路徑特點(diǎn)，選擇初始條件中未考慮側(cè)風(fēng)影響的路徑1，進(jìn)一步研究航空器的飛行軌跡以及搜尋區(qū)域的范圍和優(yōu)先級(jí)。基于路徑1的初始航線設(shè)置側(cè)風(fēng)，為保證側(cè)風(fēng)對(duì)航空器側(cè)向偏移影響達(dá)到最大，設(shè)置側(cè)風(fēng)風(fēng)向?yàn)榇怪庇诤娇掌鞒跏己较颍瑫r(shí)飛行員不考慮進(jìn)行航向回調(diào)。

4.1.2 考慮危險(xiǎn)地形影響

根據(jù)初始路徑特點(diǎn)，選擇初始條件中未考慮危險(xiǎn)地形影響的路徑1做進(jìn)一步研究。

基于路徑1的初始航線設(shè)置危險(xiǎn)地形，允許航空器進(jìn)行左右轉(zhuǎn)向操作。為將航空器受地形影響擴(kuò)大至最大，調(diào)整參數(shù)使航空器恰好繞過(guò)障礙物，之后繼續(xù)保持該軌跡飛行而不進(jìn)行航向回調(diào)。

根據(jù)以上設(shè)置，最終分別得到航空器受到側(cè)風(fēng)、危險(xiǎn)地形影響時(shí)，航空器發(fā)生最大側(cè)向偏移的飛行軌跡如圖5所示。

圖5 考慮不穩(wěn)定因素影響的飛行軌跡Fig.5 Flight trajectory under the influence of unstable factors

在此基礎(chǔ)上，根據(jù)前文確定的各條路徑的優(yōu)先級(jí)，在航空器迫降飛行初始條件信息已知,且受不穩(wěn)定干擾因素影響的情況下，確定的航空器搜尋區(qū)域的范圍和優(yōu)先級(jí)如表7所示。

表7 考慮不穩(wěn)定因素影響的搜尋區(qū)域劃設(shè)Table 7 The search area under the influence of unstable factors

對(duì)比上文所述標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定的第一搜尋區(qū)域和現(xiàn)有研究常用方法確定的第一搜尋區(qū)域可見(jiàn)，在不穩(wěn)定因素影響下本文模型劃設(shè)的搜尋區(qū)域滿足在第一搜尋區(qū)域且精度更高。考慮突出本模型展示效果的原因，此處不進(jìn)行對(duì)比圖形展示。

4.2 信息條件缺省情況下的搜尋范圍劃設(shè)

4.2.1 航空器迫降飛行初始高度未知

考慮到航空器迫降飛行初始高度主要影響航空器水平飛行距離以及側(cè)風(fēng)影響下的航向偏移量，因此在路徑1和路徑2的初始條件下進(jìn)一步研究航空器的飛行軌跡以及搜尋區(qū)域的范圍劃設(shè)。

已知中型以上的民航飛機(jī)巡航高度一般為海拔7 000～12 000 m的高空，因?yàn)槌跏几叨任粗O(shè)定以Hmax=12 000 m為航空器迫降飛行的初始高度上限，以Hmin=7 000 m為初始高度下限。最終得到航空器飛行路徑1和路徑2在初始高度未知情況下的飛行軌跡如圖6所示。

圖6 初始高度未知的飛行軌跡Fig.6 Flight trajectory with unknown initial altitude

4.2.2 航空器初始航向未知

僅初始航向未知的情況下，考慮到航空器在正常飛行突發(fā)事故的情況下一般不會(huì)出現(xiàn)與既定航向偏差超過(guò)90°的情況，因此設(shè)置未知的初始航向在(-90°，90°)范圍內(nèi)變動(dòng)。根據(jù)前文設(shè)置的初始條件，航空器初始高度為H0=10 100 m，航空器受風(fēng)場(chǎng)影響，最終可能迫降的區(qū)域如圖7所示。

圖7 初始航向未知的航空器迫降區(qū)域邊界Fig.7 Crash area boundary with unknown initial heading

在此基礎(chǔ)上，根據(jù)前文確定的各條路徑優(yōu)先級(jí)，確定出部分迫降飛行條件信息未知時(shí)，航空器搜尋區(qū)域的范圍和優(yōu)先級(jí)如表8所示。

表8 考慮部分飛行條件未知影響的搜尋區(qū)域劃設(shè)Table 8 The search area under the deficiency of conditions

對(duì)于初始航向、高度均未知的情況，將上述仿真模型初始高度分別設(shè)置為航空器飛行最大/最小可能高度即12 000 m和7 000 m，形成兩條曲線所圍成的不規(guī)則區(qū)域即為可能的迫降區(qū)域。該區(qū)域包含在第三搜尋區(qū)域內(nèi)，此處不進(jìn)行重復(fù)展示。

對(duì)比可見(jiàn)，在信息條件缺省情況下本文模型劃設(shè)的搜尋區(qū)域均在傳統(tǒng)方法和標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定的第一搜尋區(qū)域內(nèi)且精度更高。考慮突出本模型展示效果的原因，此處不進(jìn)行對(duì)比圖形展示。

5 結(jié)論

經(jīng)分析研究，得出如下結(jié)論。

(1)構(gòu)建一種失事航空器搜尋區(qū)域劃設(shè)的方法模型：該模型綜合考慮了飛行員應(yīng)急行為決策、航空器飛行動(dòng)力學(xué)以及環(huán)境因素的影響。

(2)通過(guò)實(shí)驗(yàn)仿真，證實(shí)了模型的可行性。

(3)通過(guò)實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析，驗(yàn)證了模型在航空器受到不穩(wěn)定干擾因素影響或缺省信息條件的情況下，劃設(shè)的搜尋區(qū)域較于單純依靠動(dòng)力學(xué)模型的方法精確度更高。