1.本技术涉及但不限于飞机空地状态判断技术领域，尤指一种飞机空地状态的判断方法。


背景技术：

2.飞机空地状态判断结果是一些机载系统进行逻辑判断和控制的输入条件，如综合信息显示系统、起落架系统、前轮转弯防摆系统及防滑刹车系统等。准确判断飞机空地状态，直接影响相关系统的正常运行，是保障这些系统功能实现的必要条件，甚至对飞机安全产生关键影响。
3.目前行业内多通过采集轮载开关状态信息判断飞机空地状态，这样的判断方式具有原理简单、实施方便的优点，成为行业内普遍流行的空地状态判断方法。但仅通过轮载开关状态进行判断存在两点不足：一方面，轮载开关作为机电产品，失效率较高，容易出现故障，影响判断结果；另一方面，飞机在起飞、着落的临界状态，轮载开关之间容易产生判断差异，造成逻辑混乱，无法输出准确结果。


技术实现要素：

4.本发明的目的：为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种飞机空地状态的判断方法，以解决现有飞机空地状态的判断方式，由于仅通过轮载开关状态进行判断，会存在因轮载开关自身出现故障从而导致的失效率较高和影响判断结果的问题，以及因飞机在临界状态可能产生判断差异从而造成逻辑混乱，且无法输出准确结果的问题。
5.本发明的技术方案：本发明实施例提供一种飞机空地状态的判断方法，包括：
6.步骤1，实时获取飞机上三种相互独立的空地状态判断信息，包括：轮载开关空地状态判断信息、无线电高度空地状态判断信息和校准空速空地状态判断信息，且每种空地状态判断信息的输出为：有效“空”、有效“地”或无效；
7.步骤2，根据所述步骤1所获取的三种相互独立的空地状态判断信息，采用预先配置的空地综合逻辑，输出飞机当前的空地状态。
8.可选地，如上所述的飞机空地状态的判断方法中，所述三种相互独立的空地状态判断信息的优先级由高到低的排序为：
9.校准空速空地状态判断信息，轮载开关空地状态判断信息，无线电高度空地状态判断信息的优先级。
10.可选地，如上所述的飞机空地状态的判断方法中，所述步骤2包括：
11.根据所述三种相互独立的空地状态判断信息的优先级高低，进行飞机空地状态的有效性判断，判断方式包括：
12.当校准空速空地状态判断信息为有效时，输出所述校准空速空地状态判断信息的有效值，即输出飞机空地状态为有效“空”或有效“地”；
13.当校准空速空地状态判断信息为无效、且轮载开关空地状态判断信息为有效时，
输出所述轮载开关空地状态判断信息的有效值，即输出飞机空地状态为有效“空”或有效“地”；
14.当校准空速空地状态判断信息和轮载开关空地状态判断信息均为无效、且无线电高度空地状态判断信息为有效时，输出所述无线电高度空地状态判断信息的有效值，即输出飞机空地状态为有效“空”或有效“地”；
15.当校准空速空地状态判断信息、轮载开关空地状态判断信息和无线电高度空地状态判断信息均为无效时，以当前有效状态保持预设时间后置位无效。
16.可选地，如上所述的飞机空地状态的判断方法中，所述轮载开关空地状态判断信息为根据分别设置在左、右主机轮上的左、右轮载开关的空地状态所得到的；所述步骤1中，获取轮载开关空地状态判断信息的方式为：
17.步骤11a，根据左、右轮载空地开关的压缩情况，分别获取左、右轮载空地开关的空地状态；
18.步骤11b，在左、右轮载空地开关的空地状态同时为有效“空”或有效“地”时，输出飞机空地状态为有效“空”或有效“地”；
19.步骤11c，在左、右轮载空地开关的空地状态不同时，输出飞机空地状态为无效。
20.可选地，如上所述的飞机空地状态的判断方法中，所述步骤1中，获取无线电高度空地状态判断信息的方式为：
21.步骤12a，在预设总时间内，计算无线电高度低于第一高度阈值a的时间所占预设总时间的时间百分比；
22.步骤12b，当所述步骤12a所计算出的时间百分比小于或等于第一百分比阈值b时，输出飞机空地状态为有效“空”；
23.步骤12c，当所述时间百分比大于或等于第二比例阈值c时，输出飞机空地状态为有效“地”；
24.步骤12d，当所述时间百分比大于第一比例阈值b且小于第二百分比阈值c时，输出飞机空地状态为无效。
25.可选地，如上所述的飞机空地状态的判断方法中，所述第一高度阈值a设置为5英尺，第一百分比阈值b设置为20％，第二百分比阈值c设置为80％，预设总时间设置为2秒。
26.可选地，如上所述的飞机空地状态的判断方法中，飞机上设置有两台互为备份的空速接收器，用于采集航电设备的空速数据；所述步骤1中，获取校准空速空地状态判断信息的方式为：
27.步骤13a，在两台空速接收器均接收到有效的空速值的情况下，当空速值1和空速值2同时小于第一空速阈值d时，输出飞机空地状态为有效“地”；当空速值1和空速值2同时大于第二空速阈值e时，输出飞机空地状态为有效“空”；否则，输出飞机空地状态为无效；
28.步骤13b，在只有一台空速接收器接收到有效“空”速值的情况下，当有效“空”速值小于第一空速阈值d时，输出飞机空地状态为有效“地”；当有效“空”速值大于第二空速阈值e时，输出飞机空地状态为有效“空”；否则，输出飞机空地状态为无效。
29.可选地，如上所述的飞机空地状态的判断方法中，所述第一空速阈值d设置为48节，第二空速阈值e设置为88节。
30.本发明的有益效果：本发明实施例提供的飞机空地状态的判断方法，可以为飞机
空地状态的逻辑判断构型，首次提出采用三种相互独立的判断方式，各自输出空、地、无效三种判断结果；本发明实施例提供的技术方案，对上述三种判断方法输出的结果进行有机组合，输出综合判断后的空地状态信息，为各相关机载系统提供逻辑运算及控制输入，支持其系统功能的实现。采用本发明实施例提供的飞机空地状态的判断方法，以三种相互独立的判断方式作为判断依据，并具体提出综合判断的逻辑判断构型，可以很好地规避单点、多点失效模式对飞机空地状态判断产生的影响，并可以在多种故障叠加而无法进行准确判断时，输出告警信息，提醒机组人员注意。
附图说明
31.附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本技术的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。
32.图1为本发明实施例提供的一种飞机空地状态的判断方法的流程图；
33.图2为本发明实施例提供的飞机空地状态的判断方法的逻辑原理示意图。
具体实施方式
34.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
35.上述背景技术中已经说明，行业内现有判断飞机空地状态的方式主要依据轮载开关状态信息进行判断。以下枚举出几种现有轮载开关状态信息判断飞机空地状态的实施方式。
36.1、中国专利201720989423.x提出了一种“空-地”状态转换工具，通过轮载信号判断飞机空地状态，能够实现机上信号在空中或地面状态的转换。但仅通过轮载信号判断飞机空地状态，方式较为单一，且容易产生判断差异，造成逻辑混乱，无法输出准确结果。
37.2、中国专利201611093853.x提出了一种水面飞行器水面起降空水逻辑关系判定方法，通过采集贴片式压力传感器在水面飞行器水面起降时的输出信号来判断飞行器空水状态。但压力传感器作为机电产品，容易出现故障，影响判断结果。
38.3、中国专利201821726077.7提出了一种自动控制功能的机载刹车风冷系统，通过机轮速度传感器确定飞机高低速状态，通过轮载开关确定飞机空地状态，在飞机着陆后及时实现风冷自动控制。但其中判定飞机空地状态的方式单一，且容易产生故障，影响空地状态判断结果。
39.针对上述现有飞机空地状态的判断方式所存在的各种问题，本发明实施例首次采用三种相互独立的判断方法，各自输出空、地、无效三种判断结果并进行有机组合，从而实现了规避单点、多点失效对飞机空地状态判断产生的影响，提高判断结果的准确率。
40.本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
41.图1为本发明实施例提供的一种飞机空地状态的判断方法的流程图。本发明实施例提供的飞机空地状态的判断方法，可以包括以下步骤：
42.步骤1，实时获取飞机上三种相互独立的空地状态判断信息，包括：轮载开关空地
状态判断信息、无线电高度空地状态判断信息和校准空速空地状态判断信息，且每种空地状态判断信息的输出为：有效“空”、有效“地”或无效；
43.步骤2，根据所述步骤1所获取的三种相互独立的空地状态判断信息，采用预先配置的空地综合逻辑，输出飞机当前的空地状态。
44.本发明实施例在实际应用中，需要预先规定上述三种相互独立的空地状态判断信息的优先级顺序，具体实施中，可以根据上述三种相互独立的空地状态判断信息在独立判断空地状态时的准确率规定其优先级顺序从高到低依次为：
45.校准空速空地状态判断信息》轮载开关空地状态判断信息》无线电高度空地状态判断信息的优先级。
46.针对上述具体实施方式中所规定的三种相互独立的空地状态判断信息的优先级，本发明实施例在获取到三种相互独立的空地状态判断信息后，依据其优先级进行飞机空地状态的有效性判断，判断方式具体包括：
47.当校准空速空地状态判断信息为有效时，输出所述校准空速空地状态判断信息的有效值，即输出飞机空地状态为有效“空”或有效“地”；
48.当校准空速空地状态判断信息为无效、且轮载开关空地状态判断信息为有效时，输出所述轮载开关空地状态判断信息的有效值，即输出飞机空地状态为有效“空”或有效“地”；
49.当校准空速空地状态判断信息和轮载开关空地状态判断信息均为无效、且无线电高度空地状态判断信息为有效时，输出所述无线电高度空地状态判断信息的有效值，即输出飞机空地状态为有效“空”或有效“地”；
50.当校准空速空地状态判断信息、轮载开关空地状态判断信息和无线电高度空地状态判断信息均为无效时，以当前有效状态保持预设时间后置位无效。
51.在本发明实施例的一种可能的判断情况中，当校准空速空地状态判断信息为有效“地”时，或校准空速空地状态判断信息为无效、且轮载开关空地判断信息为有效“地”时，或校准空速空地状态判断信息及轮载开关空地状态判断信息均为无效、且无线电高度空地状态判断信息为有效“地”时，飞机空地状态判断为“地”，向各系统输出“地”状态信息，并在显示器上显示当前飞机处于地面状态。通过三类信号的组合，确保飞机“地”状态判断准确。
52.在本发明实施例的另一种可能的判断情况中，当校准空速空地状态判断信息为有效“空”时，或校准空速空地状态判断信息为无效、且轮载开关空地判断信息为有效“空”时，或校准空速空地状态判断信息及轮载开关空地状态判断信息均为无效、且无线电高度空地状态判断信息为有效“空”时，飞机空地状态判断为“空”，向各系统输出“空”状态信息，并在显示器上显示当前飞机处于空中状态。通过三类信号的组合，确保飞机“空”状态判断准确。
53.在本发明实施例的再一种可能的判断情况中，当校准空速空地状态判断信息、轮载开关空地状态判断信息以及无线电高度空地状态判断信息为无效时，飞机空地状态以当前有效状态保持20s后输出为无效。
54.需要说明的是，本发明实施例的步骤1中对三种空地状态判断信息的获取是同步进行的。以下分别说明三种空地状态判断信息的具体获取方式：
55.在本发明实施例的一种实现方式中，上述步骤1中获取轮载开关空地状态判断信息的方式为：
56.步骤11a，根据左、右轮载空地开关的压缩情况，分别获取左、右轮载空地开关的空地状态；
57.步骤11b，在左、右轮载空地开关的空地状态同时为有效“空”或有效“地”时，输出飞机空地状态为有效“空”或有效“地”；
58.步骤11c，在左、右轮载空地开关的空地状态不同时，输出飞机空地状态为无效。
59.在该实现方式中，轮载开关空地状态判断信息由分别安装在飞机左、右主机轮上的左、右轮载开关输出的状态信息所生成的，具体的，左、右轮载开关会根据其所在主机轮的压缩情况，判断飞机的左、右机轮是否着陆，当左、右轮载开关判断不一致时则判断为无效；即两个左、右轮载开关的判断矛盾时，通过将该类判断设置为无效，避免对综合判断造成干扰。
60.在本发明实施例的一种实现方式中，上述步骤1中获取无线电高度空地状态判断信息的方式为：
61.在预设总时间内，计算出无线电高度低于第一高度阈值a的时间所占上述预设总时间的百分比小于或等于第一百分比阈值b时，飞机空地状态判断为有效“空”；在预设总内，计算出无线电高度低于第一高度阈值a的时间所占上述预设总时间的百分比大于或等于第二比例阈值c时，飞机空地状态判断为有效“地”；在预设总时间内，计算出无线电高度低于第一高度阈值a的时间所占预设总时间的百分比位于指定值b、c之间时，飞机空地状态判断为无效，通过将该类判断设置为无效，避免对综合判断造成干扰。
62.该实现方式中，优选地，上述第一高度阈值a可以设置为英尺5(ft)；若设置的第一高度阈值a过小则难以消除颠簸和振动带来的影响，若设置的第一高度阈值a过大则难以保证判断的准确性。通过系统需求研究并结合经验判断，将该实现方式中的设置的第一高度阈值a确定为5ft。
63.该实现方式中，优选地，第一百分比阈值b可以设置为20％，且第二百分比阈值c可以设置为80％。通过对航电系统的研究分析，并辅以经验判断，认为当无电线高度低于5ft的时间所占时间总长的百分比小于等于20％时，飞机空地状态为“地”；当无电线高度低于5ft的时间所占时间总长的百分比大于等于80％时，飞机空地状态为“空”；当无电线高度低于5ft的时间所占时间总长的百分比位于20％和80％之间时，不能准确判断飞机空地状态，因此将该类判断设置为无效。
64.在该实现方式中，优选地，上述预设总时间可以设置为2秒；若预设总时间过短则难以消除颠簸和振动带来的影响，而预设总时间过长则难以保证综合判断的实时性。通过航电系统需求研究并结合经验判断，将上述预设总时间确定为2秒。
65.在本发明实施例的一种实现方式中，上述步骤1中获取获取校准空速空地状态判断信息的方式为：
66.为了采集航电设备的空速数据，飞机上安装有两台互为备份的空速接收器，具体根据两台空速接收器接收到的空速值是否有效，以及空速值的大小判断飞机空地状态。具体判断方式为：
67.在两台空速接收器均接收到有效的空速值的情况下，当空速值1(cas1)和空速值2(cas2)同时小于第一空速阈值d时，输出飞机空地状态为有效“地”；当空速值1和空速值2同时大于第二空速阈值e时，输出飞机空地状态为有效“空”；否则，输出飞机空地状态为无效；
68.在只有一台空速接收器接收到有效“空”速值的情况下，当有效“空”速值小于第一空速阈值d时，输出飞机空地状态为有效“地”；当有效“空”速值大于第二空速阈值e时，输出飞机空地状态为有效“空”；否则，输出飞机空地状态为无效。
69.在该实现方式中，优选地，上述第一空速阈值d为48节(kts)，上述第二空速阈值e为88节(kts)；且d、e的值分别为最小起飞速度和最大起飞速度。当校准空速小于指定值48kts时，飞机空地状态判断为有效“地”；校准空速大于指定值88kts时，飞机空地状态判断为有效“空”；校准空速位于指定值48kts和88kts之间时，不能准确判断飞机空地状态，因此将该类判断设置为无效，避免对综合判断造成干扰。
70.如图2所示，为本发明实施例提供的飞机空地状态的判断方法的逻辑原理示意图。可以看出，由于左、右主机轮上分别安装有左、右轮载开关，解算设备接收两个轮载开关输出的两组信号，并通过设定好的逻辑判断轮载开关空地状态为有效“地”、有效“空”或无效3种状态中的唯一解。
71.飞机上安装有无线电高度表，用于采集飞机的高度信息。解算设备接收无线电高度表输出的无线电高度信息，通过设定好的逻辑判断无线电高度空地状态为有效“地”、有效“空”或无效3种状态中的唯一解。
72.飞机上安装有两台空速接收器，采集2路校准空速源。解算设备接收两台空速接收器输出的空速信息，通过设定好的逻辑判断校准空速空地状态为有效“地”、有效“空”或无效3种状态中的唯一解。
73.解算设备根据三类信息的判断结果，通过设定好的逻辑进行综合判断，确定飞机空地状态为有效“地”、有效“空”，或保持当前有效状态20s后无效3种状态中的唯一解。
74.解算设备综合判断结果为有效“空”时，对综合信息显示器输出信号，在综合信息显示器上显示为“空”，提醒驾驶员飞机空地状态为“空”，并将判断结果输送至需要空地状态信号的相关系统中；解算设备综合判断结果为有效“地”时，对综合信息显示器输出信号，在综合信息显示器上显示为“地”，提醒飞行员飞机空地状态为“地”，并将判断结果输送至需要空地状态信号的相关系统中；解算设备综合判断结果为无效时，对综合信息显示器输出信号，在综合信息显示器上显示为“无效”，提醒驾驶员飞机空地状态无法判别。
75.本发明实施例提供的飞机空地状态的判断方法，可以为飞机空地状态的逻辑判断构型，首次提出采用三种相互独立的判断方式，各自输出空、地、无效三种判断结果；本发明实施例提供的技术方案，对上述三种判断方法输出的结果进行有机组合，输出综合判断后的空地状态信息，为各相关机载系统提供逻辑运算及控制输入，支持其系统功能的实现。采用本发明实施例提供的飞机空地状态的判断方法，以三种相互独立的判断方式作为判断依据，并具体提出综合判断的逻辑判断构型，可以很好地规避单点、多点失效模式对飞机空地状态判断产生的影响，并可以在多种故障叠加而无法进行准确判断时，输出告警信息，提醒机组人员注意。
76.以下通过具体实施例和一些实施示例对本发明实施例提供的飞机空地状态的判断方法的具体实施方式进行详细说明。
77.该具体实施例中，一方面，通过左、右主机轮的轮载开关触发空地状态判断：
78.在左、右主机轮各安装一个轮载开关，当两个轮载开关输出的空地状态信息一致时，将一致的空地状态信息输出；当两个轮载开关输出的空地状态信息不一致时，判断为无
效。判断逻辑如下表1所示。
79.表1、轮载开关判断空地状态逻辑
[0080][0081]
另一方面，通过无线电高度判断飞机空地状态：
[0082]
解算设备接收无线电高度表的信号，解算无线电高度信息。通过无线电高度的变化判断飞机空地状态。具体逻辑如表2所示。
[0083]
表2、无线电高度空地判断逻辑
[0084][0085][0086]
再一方面，通过校准空速飞机空地状态：
[0087]
设置2路校准空速源。解算设备接收2路校准空速源的空速信息，通过空速与标准值的比较判断飞机空地状态。具体逻辑如表3所示。
[0088]
表3、校准空速空地状态判断逻辑
[0089][0090]
需要说明的是，在表3所示校准空速的判断逻辑中，当判断为有效“地”时，会延迟15s后输出，这是航电设备自身定义的逻辑特征。
[0091]
结合上述三方面独立判断的结果，进行综合判断，判断方式为：
[0092]
解算设备根据上述判断3个判断结果，依据表4矩阵图确定综合判断结果。
[0093]
表4、综合判断逻辑
[0094]
[0095]
[0096][0097]
实施示例1
[0098]
结合图2、表1、表2、表3和表4说明实施示例1的实施方式，其信号采集结果如下：
[0099]
1、左轮载开关输入值为“地”；
[0100]
2、右轮载开关输入值为“地”；
[0101]
3、解算设备接收无线电高度表采集到的信号，并解算出过去2秒内，无线电高度低于5ft的时间所占时间总长的百分比为90％；
[0102]
4、解算设备接收空速接收器1采集到的信号，并解算出cas1有效，为40kts；
[0103]
5、解算设备接收空速接收器2采集到的信号，并解算出cas2有效，为50kts。
[0104]
解算设备依据表1逻辑确定判断结果1为有效“地”，通过表2逻辑确定判断结果2为有效“地”，通过表3逻辑确定判断结果3为“无效”，通过表4逻辑确定综合判断结果为有效“地”。根据综合判断结果，解算设备向综合信息显示器输出信号，在综合信息显示器上显示为“地”，并将判断结果输送至需要空地状态判断信号的系统中。
[0105]
实施示例2
[0106]
结合图2、表1、表2、表3和表4说明实施示例2的实施方式，其信号采集结果如下：
[0107]
1、左轮载开关输入值为“地”；
[0108]
2、右轮载开关输入值为“空”；
[0109]
3、解算设备接收无线电高度表采集到的信号，并解算出过去2秒内，无线电高度低于5ft的时间所占时间总长的百分比为10％；
[0110]
4、解算设备接收空速接收器1采集到的信号，并解算出cas1有效，为90kts；
[0111]
5、解算设备接收空速接收器2采集到的信号，并解算出cas2有效，为95kts。
[0112]
解算设备依据表1逻辑确定判断结果1为无效，通过表2逻辑确定判断结果2为有效“空”，通过表3逻辑确定判断结果3为有效“空”，通过表4逻辑确定综合判断结果为有效“空”。根据综合判断结果，解算设备向综合信息显示器输出信号，在综合信息显示器上显示为“空”，并将判断结果输送至需要空地状态判断信号的系统中。
[0113]
实施示例3
[0114]
结合图2、表1、表2、表3和表4说明实施示例3的实施方式，其信号采集结果如下：
[0115]
1、左轮载开关输入值为“地”；
[0116]
2、右轮载开关输入值为“空”；
[0117]
3、解算设备接收无线电高度表采集到的信号，并解算出过去2秒内，无线电高度低于5ft的时间所占时间总长的百分比为30％；
[0118]
4、解算设备接收空速接收器1采集到的信号，并解算出cas1有效，为60kts；
[0119]
5、解算设备接收空速接收器2采集到的信号，并解算出cas2有效，为75kts。
[0120]
解算设备依据表1逻辑确定判断结果1为无效，通过表2逻辑确定判断结果2为无效，通过表3逻辑确定判断结果3为无效，通过表4逻辑确定综合判断结果为有效20s后无效。根据综合判断结果，解算设备向综合信息显示器输出信号，在综合信息显示器上显示为无效。
[0121]
本发明上述各实施例提供的飞机空地状态的判断方法，已在航空工业哈飞y12e+项目研制课题当中进行验证和应用，解决了飞机空地状态判断不够准确、容易失效的技术难题，为飞机空地状态判断提供了一种准确可靠的方法，为各相关机载系统提供逻辑运算及控制输入，支持其系统功能的实现。
[0122]
虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。