一种飞机纵向间隔计算方法、系统及可读存储介质技术方案

本发明专利技术属于空中管制技术领域，具体涉及一种飞机纵向间隔计算方法、系统及可读存储介质。本发明专利技术提出了一种飞机纵向间隔计算方法，包括将强涡流场尾迹影响长度加入传统Reich碰撞模型的纵向尺寸中得到改进型Reich碰撞模型；通过改进型Reich碰撞模型结合空域环境下的CNS性能求解不同前后机组合对应的飞机纵向间隔，所述飞机纵向间隔用于空域规划。本发明专利技术将强涡流场尾迹影响长度加入传统的Reich碰撞模型的纵向尺寸中，合理地考量了后机所能承受的尾涡的强度，并与空域下的CNS性能结合得到比ICAO制定的间隔更短的飞机纵向间隔；管制员使用本方法指导前后机的间隔，合理的缩短前后机之间的间隔，提升了空域的飞机容量。提升了空域的飞机容量。提升了空域的飞机容量。

【技术实现步骤摘要】
一种飞机纵向间隔计算方法、系统及可读存储介质


[0001]本专利技术属于空中管制
，具体涉及一种飞机纵向间隔计算方法、系统及可读存储介质。

技术介绍

[0002]近年来，我国民用航空业快速发展，空中交通容量日益增加。为了应对日益增加的航班量，各方进行了多方面的努力。一方面，有一部分机场采用在原有基础设施的基础上铺设平行跑道的方式来应对航班量增加带来的困难；另一方面，管制单位在终端管制区采用更小的纵向间隔来提高机场运行效率，纵向间隔可以为同一高度上航空器航迹之间用距离表示的间隔。与此同时，国际民航组织(ICAO)也在稳步推进航空器尾流紊流分类和缩小纵向安全间隔的实施工作。
[0003]目前的机场调度大多采用国际民航组织(ICAO)制定的间隔标准，其仅通过前后机机型的不同来制定前后机的间隔，并未合理的考虑后机可承受的尾涡强度，导致前后机的间距很长，极大的浪费了的空域容量。
[0004]如申请号为202011069585.4的中国专利文献，其公开了一种飞机着陆动态实际间隔计算方法与系统，该方法通过确定飞机着陆阶段所形成的尾涡危险区的边界范围，并根据所述尾涡危险区的边界范围以及尾涡耗散特性参数建立飞机着陆段的尾涡运动时间计算方程，再合飞机平均跑道着陆占用时间以及前后飞机的飞行速度，确定出关于前后飞机类型、飞行速度的飞机着陆的动态时间间隔计算方法；但该方法仅针对逆风这一气象条件，并且通过时间间隔指导飞机间隔(TBS)，TBS在现今空中交通管制中应用率较小，普及程度不高。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于，克服在现有技术中，没有合理考虑后机所能承受的最大尾涡强度，从而将前后机的纵向间隔设置过大而导致的空域容量缩小的问题；并提出一种机着陆动态实际间隔计算方法与系统，通过该方法可以合理缩小前后机的纵向间隔，从而提升空域容量。
[0006]为实现上述目的，本专利技术采用的技术方案包括以下各方面：
[0007]一种飞机纵向间隔计算方法，包括：
[0008]A.将强涡流场尾迹影响长度加入传统Reich碰撞模型的纵向尺寸中得到改进型Reich碰撞模型；
[0009]B.通过改进型Reich碰撞模型结合空域环境下的CNS性能求解不同前后机组合对应的飞机纵向间隔，所述飞机纵向间隔用于空域规划。
[0010]进一步的是，所述改进型Reich碰撞模型的纵向尺寸为：S
x
＝λ
f
+λ
l
+D
w
；横向尺寸为：垂直方向尺寸为：
[0011]其中，λ
l
为前机的半机身长，λ
f
为后机的半机身长，B
l
为前机翼展，B
f
为后机翼展，H
l
为前机的机身高度，H
f
为后机的机身高度，D
w
为强涡流场尾迹影响长度。
[0012]进一步的是，所述计算方法还包括：通过无量纲湍流耗散率和无量纲频率，得到无量纲尾涡强度消散曲线；并将其与前机物理参数结合得到实际尾涡强度消散曲线；并通过后机所能承受的最大尾涡强度得到强涡流场尾迹影响长度。通过无量纲湍流耗散率和无量纲频率，可以引入气象条件；并通过无量纲尾涡强度消散曲线，来考虑气象因素对尾涡消散的影响；并且因为其为无量纲的曲线，因此其通用性强；面对不同的飞机，只需要将不同的飞机参数代入就可以得到该飞机的尾涡强度消散曲线。
[0013]进一步的是，所述无量纲湍流耗散率ε
*
的计算公式为：
[0014][0015]式中，u为10min平均风速；σ为10min风速标准偏差；I代表涡流强度；k代表湍动能；ε代表湍流耗散率；l为湍流尺度；C
mu
为经验系数；b0代表测试飞机产生的初始尾涡间距；w0为测试飞机产生尾涡的初始下降速度。
[0016]其中，无量纲频率N
*
计算公式为：
[0017][0018]式中，t
′
代表时间尺度；g为重力加速度；Θ0为位温；代表位温梯度；
[0019]进一步的是，所述无量纲尾涡强度消散曲线包括两个阶段：初始消散阶段和快速耗散阶段；
[0020]初始阶段的表达式为：
[0021][0022]式中，μ为动力粘度；Te为当地的开式温度；为空气的运动粘度；ρ为空气密度；t
*
为无量纲时间；为无量纲时间为t
*
时的无量纲尾涡强度；A为结构调整参数；R
*
为距离涡核5
‑
15m的尾涡的无量纲平均半径；为消散时间系数；
[0023]进入快速耗散阶段的时间为：
[0024][0025][0026]快速耗散阶段的表达式为：
[0027][0028]式中，为快速耗散阶段的有效粘度。
[0029]进一步的是，所述实际尾涡强度消散曲线Γ5‑
15
(t
*
)通过：
[0030]计算得到；
[0031]Γ0为初始尾涡强度，计算公式为：其中M为前机的最大起飞重量；B
l
为前机翼展；V
l
为前机进近速度；ρ为空气密度。
[0032]进一步的是，所述后机所能承受的最大尾涡强度Γ
v
通过如下公式计算：
[0033][0034]式中，r
c
为涡核半径；B
l
为前机翼展；RMC为滚转力矩系数；V
f
为后机飞行速度；B
f
为后机翼展；S
f
为后机机翼面积；c(y)为机翼弦长；通过后机所能承受的最大尾涡强度Γ
v
和实
际尾涡强度消散曲线Γ5‑
15
(t
*
)得到无量纲时间t
*
，并通过公式求得实际时间T
w
；所述强涡流场尾迹影响长度D
w
并通过公式D
w
＝T
w
V
l
得到所述强涡流场尾迹影响长度D
w
，其中V
l
为前机速度。
[0035]进一步的是，所述纵向间隔d
TSL
的计算公式为：CR(d)＝TSL；
[0036]其中TSL为安全目标水平；
[0037][0038][0039]其中，n1、n2、n3分别代表导航性能参数、通信性能参数和监视性能参数。
[0040]一方面本专利技术还提供，一种飞机纵向间隔计算系统，包括至少一个处理器，以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器；所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行上述计算方法。
[0041]另一方面，本专利技术还提供一种可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述程序被处理本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机纵向间隔计算方法，其特征在于，所述计算方法包括：A.将强涡流场尾迹影响长度加入传统Reich碰撞模型的纵向尺寸中得到改进型Reich碰撞模型；B.通过所述改进型Reich碰撞模型结合空域环境下的CNS性能求解不同前后机组合对应的飞机纵向间隔。2.如权利要求1所述的一种计算方法，其特征在于，所述改进型Reich碰撞模型的纵向尺寸为：S
x
＝λ
f
+λ
l
+D
w
；横向尺寸为：垂直方向尺寸为：其中，λ
l
为前机的半机身长，λ
f
为后机的半机身长，B
l
为前机翼展，B
f
为后机翼展，H
l
为前机的机身高度，H
f
为后机的机身高度，D
w
为强涡流场尾迹影响长度。3.如权利要求1或2所述的一种计算方法，其特征在于，通过以下方法求解所述强涡流场尾迹影响长度，包括：引入用于表征气象条件的无量纲湍流耗散率和无量纲Brunt
‑
频率，建立无量纲尾涡强度消散曲线；并与前机的初始尾涡强度结合得到实际尾涡强度消散曲线；以及，将后机所能承受的最大尾涡强度代入所述实际尾涡强度消散曲线求解得到所述强涡流场尾迹影响长度。4.如权利要求3所述的一种计算方法，其特征在于，所述无量纲湍流耗散率ε
*
的计算公式为：式中，u为10min平均风速；σ为10min风速标准偏差；I代表涡流强度；k代表湍动能；ε代表湍流耗散率；l为湍流尺度；C
mu
为经验系数；b0代表测试飞机产生的初始尾涡间距；w0为测试飞机产生尾涡的初始下降速度；其中，无量纲Brunt
‑
频率N
*
计算公式为：式中，t
′
代表时间尺度；g为重力加速度；Θ0为位温；代表位温梯度。5.如权利要求3所述的一种计算方法，其特征在于，所述无量纲尾涡强度消散曲线
包括两个阶段：初始消散阶段和快速耗散阶段初始消散阶段的表达式为：式中，μ为动力粘度；Te为当地的开式温度；为空气的运动粘度；ρ为空气密度；t
*
为无量纲时间；为无量纲时间为t
*
时的无量纲尾涡强度；A为结构调整参数；R
*
为距离涡核5
...

【专利技术属性】
技术研发人员：潘卫军，许亚星，
申请(专利权)人：潘卫军许亚星，
类型：发明
国别省市：