一种衡量飞机遭遇尾涡后的滚转风险程度的方法技术

本发明专利技术公开了一种衡量飞机遭遇尾涡后的滚转风险程度的方法，包括以下步骤：计算前机尾涡的初始涡环量Γ0以及切向速度Vθ(r)；基于条状带方法，将飞机简化为机翼，计算后机受到的尾涡诱导力矩M；采用滚转力矩系数RMC来衡量飞机遭遇尾涡的滚转风险程度，根据尾涡诱导力矩M，计算滚转力矩系数RMC。本发明专利技术运用条状带法对尾流诱导力矩进行了研究分析，建立了衡量遭遇严重性程度的RMC模型，本发明专利技术计算得到的RMC值与ICAO间隔标准下RMC值具有较好的拟合度，验证了模型的适用性，可用于飞机遭遇尾流的安全性分析；本发明专利技术的RMC模型能够对运行中具体机型间的尾流安全间隔标准缩减提供研究依据，从而更好的提供飞机进近时的安全距离。

【技术实现步骤摘要】
一种衡量飞机遭遇尾涡后的滚转风险程度的方法
本专利技术涉及航空运行安全
，特别涉及一种衡量飞机遭遇尾涡后的滚转风险程度的方法。
技术介绍
尾涡是飞机产生升力的一种副产品，表现为在飞机后方卷起形成一对向外向下旋转的涡流，并在飞机后方持续几分钟时间。尾涡的强度由产生尾涡的飞机重量、飞行速度机翼形状和翼展长度所决定，其中最主要的是飞机的重量。尾涡强度随飞机重量、载荷因数的增加和飞行速度的减小而增大。如图1所示，前机1的尾涡2可能会造成后机3空气动力学紊乱，后机3可能无法通过自身的控制来恢复姿态，进一步出现下沉、发动机停止运转以及严重的滚转，造成乘客人身安全问题和飞机的损害。在进近阶段交通密度增加，飞机有更大的几率遭遇到尾涡。为了防止飞机遭遇尾涡，中国民航局、美国联邦航空管理局(FAA)和国际民航组织(ICAO)等相关组织制定了相应的尾涡安全间隔标准，这些间隔标准是安全，但在某些特定条件下该间隔标准又过于保守，限制了运行效率的提升。对大型的繁忙机场，为了提高运行效率和能力，需要在保证安全的前提下对现行的尾涡安全间隔进一步缩减，因此，需要提出一种更加合理的飞机遭遇尾涡风险程度的计算方法。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术中所存在的上述不足，提供一种衡量飞机遭遇尾涡后的滚转风险程度的方法。为了实现上述专利技术目的，本专利技术提供了以下技术方案：一种衡量飞机遭遇尾涡后的滚转风险程度的方法，包括以下步骤：步骤一：计算前机尾涡的初始涡环量Γ0以及切向速度Vθ(r)；步骤二：基于条状带方法，将飞机简化为机翼，计算后机受到的尾涡诱导力矩M；步骤三：采用滚转力矩系数RMC来衡量飞机遭遇尾涡的滚转风险程度，根据尾涡诱导力矩M，计算滚转力矩系数RMC。本专利技术运用条状带法原理对尾流诱导力矩进行了研究分析，建立了衡量遭遇严重性程度的RMC模型，本专利技术计算得到的RMC值与ICAO间隔标准下RMC值具有较好的拟合度，验证了模型的适用性，可用于飞机遭遇尾流的安全性分析。本专利技术所述的RMC模型还能够对运行中具体机型间的尾流安全间隔标准缩减提供研究依据，从而更好地指导飞机降落的安全距离的选择。优选的，所述步骤一中采用Hallok-Bumham尾涡模型来计算前机尾涡的初始涡环量Γ0以及切向速度Vθ(r)，Hallok-Burnham尾涡模型计算简单并能精确描述尾涡的切向速度。优选的，所述步骤一中，前机尾涡的初始涡环量Γ0为：r处的尾涡环量Γ(r)为：切向速度Vθ(r)为：式中，Ml为前机的重量，g为重力加速度，ρ为空气密度，Vl为相对于前机的来流速度，Bl为前机的翼展长度，r为尾涡横切面上点与涡核中心点之间的距离，rc为尾涡涡核半径。优选的，所述步骤二中，首先计算一个条带上由尾涡引起的升力变化量，进而得到此条带上的诱导力矩，前机尾涡对后机产生的诱导力矩M的计算公式为：式中，ρ为空气密度，Vh为空气的来流速度，y为后机上某一点的y坐标位置，cl(y)为处于y处的升力线系数，为平均翼弦，Sh为后机机翼面积，Bh为后机翼展长度，Γh为飞机所处位置的尾涡环量，c(y)为弦长，yv为机翼中心与涡核中心点的y向距离，zv为机翼中心与涡核中心点的z向距离。优选的，所述步骤三中，滚转力矩系数RMC是一个与飞机飞行速度、翼展以及机翼面积有关的标准化力矩，其计算模型如下：进一步地，RMC简化为关于各种无量纲因子的函数：式中，cl为有效升力线系数。优选的，所述步骤三中，当后机进入到前机的单个尾涡中心并处在进近阶段时，RMC采用下式进行计算：式中，a为常量，a＝0.035。优选的，还包括步骤四：根据国际民航组织关于临界RMC值的规定，反推后机所能承受的临界尾涡环量并计算相应的尾涡安全间隔。利用本专利技术计算出的尾涡安全间隔相对于保守的间隔标准，能更好的指导飞机降落的安全距离的选择。优选的，所述步骤四包括：步骤4.1：根据国际民航组织关于临界RMC值的规定，反推后机所能承受的临界尾涡环量步骤4.2：计算尾涡开始消散时间tx；步骤4.3：根据后机可以承受的临界尾涡环量以及尾涡开始消散时间tx，计算达到该临界尾涡环量所需的安全时间t，从而可得到尾涡安全间隔。优选的，所述步骤4.2中，根据尾涡开始消散时间和消散率之间的关系，计算尾涡开始消散时间，具体如下：当ε*≥0.2535时：当0.2535≥ε*≥0.0121时：当0.0121≥ε*≥0.001时：T*＝9.18-180ε*当ε*≤0.001时：T*＝9式中，T*为无量纲量，T*＝tx/tc，tx为尾涡开始消散时间，ε*为尾涡的消散率，ε为大气湍流度，tc为参考时间，b0表示尾涡初始涡间距，优选的，所述步骤4.3中，安全时间t的计算公式为：与现有技术相比，本专利技术的有益效果：本专利技术运用条状带法原理对尾流诱导力矩进行了研究分析，建立了衡量遭遇严重性程度的RMC模型，本专利技术计算得到的RMC值与ICAO间隔标准下RMC值具有较好的拟合度，验证了模型的适用性，可用于飞机遭遇尾流的安全性分析。本专利技术所述的RMC模型还能够对运行中具体机型间的尾流安全间隔标准缩减提供研究依据，相对于保守的间隔标准，更好的提供飞机进近时的安全距离。附图说明：图1是飞机遭遇尾涡的示意图。图1中标记：1-前机，2-尾涡，3-后机。图2是飞机的条状带模型的示意图。图3是后机机翼与尾涡涡核中心点的示意图。图3中标记：1-涡核中心点，2-后机机翼。图4是不同机型所能承受的最大尾涡环量值。图5是以B744为前机获得RMC值。图6是以B773为前机获得RMC值。图7是以A346为前机获得RMC值。图8是以A332为前机获得RMC值。具体实施方式下面结合试验例及具体实施方式对本专利技术作进一步的详细描述。但不应将此理解为本专利技术上述主题的范围仅限于以下的实施例，凡基于本
技术实现思路
所实现的技术均属于本专利技术的范围。一种衡量飞机遭遇尾涡后的滚转风险程度的方法，包括以下步骤：步骤一：计算前机尾涡的初始涡环量Γ0、尾涡环量Γ(r)以及切向速度Vθ(r)；式中：Γ0为前机尾涡的初始涡环量，Ml为前机的重量，g为重力加速度，ρ为空气密度，Vl为相对于前机的来流速度，约等于前机的飞行速度，Bi为前机的翼展长度。Γ(r)为r点的尾涡环量，r为尾涡横切面上点与涡核中心点之间的距离，rc为尾涡涡核半径，rc可采用下式进行计算：S1为机翼压力横向分布系数，e为常量，当飞机翼型为椭圆形机翼，s1＝π/4，e＝1，Vθ(r)为尾涡的切向速度。步骤二：基于条状带方法，计算后机的尾涡诱导力矩M；采用基于条状带方法的空气动力学交互作用模型对后机的尾涡诱导滚转力矩进行研究。在条状带模型中，忽略机身，飞机简化为机翼，仅包括水平和垂直的尾部表面，如图2所示，以飞机中心为坐标轴原点，飞机翼展方向为Y轴，机头方向为X轴，图2中条形部分表示了简化的后机的飞机模型，y代表飞机上某一点的y坐标位置。对于每个条形元件，计算涡流引起的迎角，条状带模型实现了最大迎角的特殊限制，以防止局部迎角超过最大的迎角限制，则：式中：dΓ(y)表示后机的局部升力变化量，ρ为空气密度，Vh为空气的来流速度，约等于后机的飞行速度，cl(y)表示处于y处的升力线系数，c(y)为弦长，Δα(y)表示迎角变化量，ΔM表示后机的局部诱导力矩。对ΔM进本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种衡量飞机遭遇尾涡后的滚转风险程度的方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一：计算前机尾涡的初始涡环量Γ0以及切向速度Vθ(r)；步骤二：基于条状带方法，将飞机简化为机翼，计算后机受到的尾涡诱导力矩M；步骤三：采用滚转力矩系数RMC来衡量飞机遭遇尾涡的滚转风险程度，根据尾涡诱导力矩M，计算滚转力矩系数RMC。

【技术特征摘要】
1.一种衡量飞机遭遇尾涡后的滚转风险程度的方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一：计算前机尾涡的初始涡环量Γ0以及切向速度Vθ(r)；步骤二：基于条状带方法，将飞机简化为机翼，计算后机受到的尾涡诱导力矩M；步骤三：采用滚转力矩系数RMC来衡量飞机遭遇尾涡的滚转风险程度，根据尾涡诱导力矩M，计算滚转力矩系数RMC。2.根据权利要求1所述的一种衡量飞机遭遇尾涡后的滚转风险程度的方法，其特征在于，所述步骤一中采用Hallok-Burnham尾涡模型来计算前机尾涡的初始涡环量Γ0以及切向速度Vθ(r)。3.根据权利要求2所述的一种衡量飞机遭遇尾涡后的滚转风险程度的方法，其特征在于，所述步骤一中，前机尾涡的初始涡环量Γ0为：r处的尾涡环量Γ(r)为：切向速度Vθ(r)为：式中，Ml为前机的重量，g为重力加速度，ρ为空气密度，Vl为相对于前机的来流速度，Bl为前机的翼展长度，r为尾涡横切面上点与涡核中心点之间的距离，rc为尾涡涡核半径。4.根据权利要求3所述的一种衡量飞机遭遇尾涡后的滚转风险程度的方法，其特征在于，所述步骤二中，前机尾涡对后机产生的诱导力矩M的计算公式为：式中，ρ为空气密度，Vh为空气的来流速度，y为后机上某一点的y坐标位置，cl(y)为处于y处的升力线系数，为平均翼弦，Sh为后机机翼面积，Bh为后机翼展长度，Γh为飞机所处位置的尾涡环量，c(y)为弦长，yv为机翼中心与涡核中心点的y向距离，zv为机翼中心与涡核中心点的z向距离。5.根据权利要求1所述的一种衡量飞机遭遇尾涡后的滚转风险程度的方法，其特征在于，所述步骤三中，RMC简化为关于各种无量...

【专利技术属性】
技术研发人员：潘卫军，邓文祥，梁海军，王玄，李直霖，左杰俊，梁延安，王艺娟，郑思睿，
申请(专利权)人：中国民用航空飞行学院，潘卫军，
类型：发明
国别省市：四川,51