尾流影响下的CSPRs配对进近侧向碰撞风险分析

为研究近距平行跑道(CSPRs)配对进近的侧向碰撞风险,首先,建立运动学方程,描述配对进近飞机的运动过程,确定配对进近飞机之间的时变间隔;然后,通过大涡模拟的方法仿真尾流强度,分析前机尾涡流场特性和后机遭遇前机尾流后的响应机制,构建后机受尾流扰动时的力矩平衡模型,确定尾流安全区域;最后,考虑侧向定位误差,应用概率论基本原理计算和分析侧向碰撞风险。结果表明:CSPRs配对进近过程中前后机之间碰撞风险不断增大并在最后时刻取到最大值,且随初始间隔、正侧风的增大而增大。     

侧风对近距平行跑道配对运行安全的影响*

为探究侧风对配对运行时间间隔及跑道容量的影响,基于飞机近距平行跑道的管制要求和运行理念,根据尾流的产生过程、运动特性及配对进近运行模式的特点,对有侧风作用下配对飞机之间的最大时间间隔及跑道容量进行研究。针对侧风加速尾流消散的情况,阐述有侧风影响时实施配对进近的条件,建立侧风影响下飞机配对时间间隔变化模型,并分别从侧风风力大小和风向角度2个方面对不同配对机型下的最大时间间隔和跑道容量进行分析;以上海浦东机场跑道为例,计算侧风影响时不同配对机型下的配对时间间隔。研究结果表明:本文所构建模型可以准确把握侧风影响下配对运行飞机之间的特征,模型具有可行性,研究结果可为我国平行跑道建设提供参考。     

尾涡流场影响下的CSPRs配对进近侧向碰撞动力学分析

为研究近距平行跑道(CSPRs)配对进近侧向碰撞风险,首先结合非配对进近飞机的运动过程,建立配对进近飞机对的间隔模型,确定任意时刻飞机对之间的理论间隔值;其次分析飞机的尾涡流场特性,建立前机尾流的强度计算模型和消散模型,并分析飞机遭遇尾流后的响应机制,建立后机在前机尾涡流场内的力矩平衡模型,从而确定前后机的尾流安全间隔;然后分析飞机的侧向定位误差,得出飞机对之间实际间隔的概率分布,并建立侧向碰撞风险计算模型;最后利用模型分析配对进近过程中前后机之间侧向碰撞风险的变化情况。结果表明:侧向碰撞风险随初始间隔值、正侧风值增大而增大,随后机副翼偏转角度增大而减小,配对飞机对在到达跑道口时碰撞风险值达到最大。     

近距平行跑道隔离运行的尾流安全性评估

平行跑道运行可提高民航机场的起降容量,对该运行模式下的尾流遭遇安全性进行了研究。首先,建立了复飞轨迹和起飞轨迹计算模型;然后,建立了前后飞机的尾流遭遇安全性计算模型,包括强度消散模型、诱导力矩计算模型;之后,基于现行纵向间隔标准确定了最低可接受安全水平指标;最后,设计了尾流遭遇安全性评估流程,并根据所提模型、方法对某机场现行运行模式下的尾流遭遇安全性进行了计算和评估。结果表明,起飞飞机的起飞响应时间、起飞滑跑时间、起飞安全速度、起飞许可发布时机等因素对运行安全均有影响,其中起飞许可发布时机影响最大。     

侧风影响下的飞机尾流危险区域估算方法

为更好地评估侧风影响下尾流的演化与危险，对经典的D2P(Wake Two-Stage Decay Model)模型进行改进，并构建侧风影响下尾流危险区域评估方法。首先，基于数值模拟试验数据和激光雷达探测数据，创建侧风对尾涡强度衰减和涡核运动的影响模型。其次，建立后机遭遇尾涡后的诱导滚转力矩系数模型和尾涡危险区域估算模型。最后，对不同侧风条件下的尾涡危险区域长度及尾涡侵入侧向相邻跑道的所需时间进行计算分析。结果显示：尾涡危险区域长度在静风时最大；随侧风强度增强，上风涡和下风涡侵入相邻跑道的持续时间都不断减少，但在超过6 m/s后，下风涡侧又开始增加。改进后的模型能更好地考虑侧风对尾涡危险区域的影响，有利于估算侧风影响下的单跑道或近距平行跑道着陆时所需的尾流间隔。     

基于飞行安全阈值的动态尾流间隔计算方法

现行尾流间隔标准按照最大起飞重量进行机型分类,并规定各类别组合下的间隔距离,此标准偏保守,在一定程度上限制了机场容量提升。为求得最小尾流安全间隔,引入翼展、速度、机翼面积、副翼面积、机翼力臂、副翼力臂等参数,依据涡量建立了新的安全间隔模型。通过对国内外44种典型机型数据进行计算,分别求得ICAO、RECAT 1. 5间隔标准下各类别前后机所需间隔的均值、标准差。结果表明大多数组别内前后机间隔过于保守,存在较大缩减潜力。提出了一种基于飞行安全阈值的动态尾流间隔方法,并以国内某典型繁忙枢纽机场为例,对占比最高的15种机型进行了统计计算,结果表明,与ICAO、RECAT 1. 5间隔标准相比,容量提升比例分别为5. 63%、4. 09%。     

开口V形跑道尾涡遭遇及受力模型研究

为了提高开口 V形跑道的运行安全及效率,对开口V形跑道的尾涡遭遇及受力模型进行研究.结合天府机场跑道构型及运行模式,考虑侧风对尾涡位置的影响,分析后机遭遇前机尾涡的方式.同时,引入飞机颠簸强度作为安全指标,建立后机遭遇尾涡的坐标系,给出后机承受尾涡的受力计算公式.并以前机为A340-600使用天府机场东一跑道起飞及进近着陆、后机为A320-200使用北一跑道起飞为例,对后机承受尾涡最大力的位置和最大过载进行仿真.结果表明,使用东一跑道向南进近着陆的航空器与北一跑道起飞的航空器之间不存在尾涡影响.其结论与以相关规章及飞行程序为基础对天府机场开口 V形跑道尾涡的影响进行分析所得出的结论相同,验证了受力模型的准确性.     

考虑速度变化的飞机尾流间隔动态缩减研究

针对现有的静态尾流间隔缩减研究没有考虑进近阶段前后机速度变化这一缺点，提出一种进近阶段动态尾流间隔缩减研究方法。首先，对前后机进近阶段广播式自动相关监视(Automatic Dependent Surveillance-Broadcast, ADS-B)数据进行分析，提取数据中的速度参数，并按速度变化趋势进行精细化分段。然后，基于前机尾流模型以及后机响应模型对不同分段的后机在ICAO(International Civil Aviation Organization)规定间隔下遭遇尾流时的升力变化、滚转力矩以及滚转力矩系数，并与安全指标进行对比，以验证安全性。最后，根据临界安全指标计算得到不同时刻前后机的最小尾流间隔。结果表明：按动态间隔缩减计算方法计算的最小间隔比ICAO的间隔标准缩减了44.5%,比静态缩减后的最小间隔缩减了11.3%;在后机开始减速时刻，动态方法计算的最小间隔比静态方法计算的结果更大，静态间隔缩减方法存在间隔过度缩减的问题。     

基于时间间隔标准的尾流安全评估分析方法

科学地优化飞机间尾流间隔是提升机场吞吐量的重要举措,确保安全是尾流间隔实施的首要前提。首先,基于大涡模拟试验数据,对经典的两阶段消散模型(Wake Two-Stage Decay Model, D2P)模型进行改进,创建顶风对尾涡环量衰减的影响模型。然后,针对基于时间间隔(Time-Based Separation, TBS)未考虑顶风会影响尾涡移动和尾涡环量衰减,通过转化为飞机地速和构建改进D2P模型深刻分析两因素对尾涡遭遇严重度的影响。最后,计算实施TBS时不同风速不同机型组合对应的最小尾流间隔,并综合分析对应间隔的尾涡遭遇严重度。结果表明：虽然TBS未考虑顶风对尾涡移动和环量衰减的影响,但可以确保前后机安全性;在顶风8 m/s应用TBS方案时,各机型组合的尾涡遭遇严重度约为静风时的30%。TBS安全地缩减了顶风时的尾流间隔。     

近距平行跑道配对进近侧向碰撞风险评估

为研究近距平行跑道配对进近侧向碰撞风险及相关参数对碰撞风险的影响,首先分析飞机位置误差的影响因素;其次基于配对进近的2架飞机实际运行过程和尾流避让的要求,考虑侧向误差概率密度函数截断补偿系数,建立近距平行跑道配对进近侧向风险评估模型;然后计算不同实际导航性能(ANP)条件下的侧向碰撞风险值;最后编制ANP数值表,并建议配对飞机速度差不超过7.5 m/s,初始安全间隔为1 000~1 200 m。结果表明,后机采用进近偏角可以有效降低对ANP的要求;大风速时,侧向碰撞风险对风向更敏感。     

近距平行跑道配对进近微观跟驰模型研究

配对进近程序可有效提高近距平行跑道容量,是目前国外航空界理论研究热点问题。为提高配对进近程序的安全性,针对近距平行跑道配对进近方式下的跟驰现象,通过量化人为因素及尾流传播特性对配对进近两机纵向距离的影响建立配对进近微观跟驰模型,对影响两机运动状态的因素进行详细分析,提出改进的配对进近安全区计算方法。最后通过算例仿真对安全区变化特点进行分析,采用实际运行数据计算出国内三大机场的近距平行跑道施行配对进近时的有效起始安全区及有地面效应影响时的安全区。     

配对进近模式下航空器的进场排序研究

介绍了近距平行跑道的概念及运行模式,以航班延误时间最小为目标函数,进场流约束、排序时刻约束、配对限制及前后机约束、排序先后约束、机型尾流等级约束和间隔约束等为约束条件,建立了进场航空器排序模型,采用改进的先到先服务算法计算各航空器的延误时间.以上海虹桥机场为算例、航空器的延误时间为对比指标,将配对进近模式与现有运行模式——"类隔离"平行运行模式进行对比.结果表明,近距平行跑道实施配对进近模式较"类隔离"平行运行模式能显著缩短航空器的进场时间.最后为管制员、飞行员提出了配对进近航空器安全间隔及进场排序等相关建议.该方法可以准确地计算近距平行跑道采取配对进近方式下航空器的进场延误时间.     

空中交通尾流间隔标准的安全性评估分析

为了分析现行尾流间隔的安全性，建立了尾涡安全评估模型，基于国内现行尾流间隔标准，对诱导滚转力矩系数和所需滚转角速度计算数据进行统计，选择所需滚转角速度作为安全性衡量指标。计算分析了气象条件尾涡遭遇严重度的影响，对不同机型类别组合下的所需滚转角速度计算数据进行统计分析。研究结果表明:与滚转力矩系数相比，所需滚转角速度更适合作为尾流安全性的衡量指标；在顶风条件下可适度缩减所需的尾流间隔，提高空管运行效率；不同类别组合下的当量均值可以反映不同类别组合下的安全程度和潜在的间隔缩减潜力，当量标准值则可反映类别中所属机型之间的差异性。     

飞机冲偏出跑道人为差错量化分析模型

为了分析飞机冲偏出跑道的人为差错,找到重点防控对象,提出了冲偏出跑道人为差错量化分析模型。首先应用STPA方法对飞机滑行、起飞及着陆程序进行建模,构建安全控制结构图,找出飞机冲偏出跑道的人为差错。然后将它作为BP神经网络的输入层节点,构建24-6-3的3层BP神经网络模型,从ASRS系统中抽取民航领域近5年的冲偏出跑道不安全事件报告作为数据源,根据发生阶段的不同将不安全事件报告分为滑行阶段、起飞阶段、着陆阶段3类,最后将数据源输入BP神经网络模型中进行训练,并利用测试数据检验模型的合理性,准确率为86. 7%。结果表明,特殊情况下机组人员操作不熟练、刹车系统/方向控制错误等是构成所有阶段冲偏出跑道的主要人为差错,飞机冲偏出跑道的发生阶段不同,影响因素的影响程度也不同。     

航班起飞过程的风险识别与控制

飞机起飞阶段是事故多发阶段,为了进行风险识别与控制,设计了定性判别方法和定量计算仿真算法,并以具体飞机坠毁事故为例分析了安全裕度.分别计算了飞机冲出跑道的速度、距离和逃生时间.中断起飞的速度与时间,是火灾发生后的判断关键,也构成了飞机起飞事故的裕度.结果表明,中断起飞的安全裕度比坠毁的大,且关于中断起飞的规定有矛盾之处;用于逃生的90 s规则高于中断起飞的决断速度的限制规定.该分析方法为处理危急时刻的两难决策问题提供了理论指导.     

民用飞机着陆距离预测研究

为防止飞机着陆时冲出跑道,采用支持向量机(SVM)模型预测飞机着陆距离。基于机场、气象以及飞机自身等3方面影响因素,选取B737-800为参考机型。利用波音公司的LAND软件采集相关运行数据。通过选择误差最小、精度最优的径向基核函数(RBF)构建最有效的SVM模型。探讨网格参数算法、遗传算法(GA)和粒子群优化(PSO)算法对最佳惩罚函数c和核函数参数g的影响。结果表明,预测着陆数据与实测着陆数据吻合较好——最大绝对误差在20 m范围内,最大相对误差为1%。     

航空器尾流重新分类标准的安全性评估方法

通过RECAT-CN标准对航空器进行重新分配,从而进一步提升机场的运行效率。针对不同类别组合下的尾流遭遇安全性定量评估的需要,首先构建了飞机遭遇尾涡强度消散和诱导滚转力矩系数模型,通过对典型机场交通流数据的统计,筛选出有代表性的典型机型,然后对RECAT-CN标准中不同类别组合下的滚转力矩系数进行计算和对比。对比结果表明,RECAT-CN标准在安全性上是可以接受的;计算结果表明,在现行尾流间隔标准下,不同类别组合的CRV存在较大差异,而在RECAT-CN标准下则比较均衡,表明RECAT-CN标准的间隔标准得到了优化,可见采用RECAT-CN标准更为合理。     

Voronoi尾流规避下的风电场布局安全性研究

为了降低尾流对风电场稳定输出和风力机发电性能的危害,在现存风电场风力机布置优化布局方法下,提出结合1种基于几何约束辅助的Voronoi图的全新优化方法,对现行的几种代表性的风电场布局进行二次迭代优化,并利用WAsP软件对优化前后的布局做对照数值仿真计算。研究结果表明:优化后的布局可有效规避尾流效应,提高风电系统的稳定输出性和安全供电,并提高风电能量利用率。本文以Voronoi几何生成特性为研究核心,在总结一般规律下,结合程序化计算思维、人工智能、计算机图形学算法等知识,深入探讨Voronoi风场布局计算模拟仿真的未来应用可行性,得出其提高精度的有效方法,同时为风电场布局理论和其他学科的交叉融合提供创新思路。     

基于尾涡强度的无人机与民机纵向安全间隔评估研究

为了解决无人机频频入侵机场净空，与民航客机发生危险接近的问题，以碰撞风险为量化指标，对无人机与民机需要保持的纵向安全间隔进行评估研究。分析民机尾涡流场对无人机运行的影响，利用Crow近场涡强度消散理论，得到实际尾迹影响区改进Reich碰撞模板，据此建立CNS/GPS性能环境下的纵向间隔评估模型，通过Matlab进行间隔值求解。研究结果表明:模型可以较为准确地反映民机起飞初始爬升阶段无人机尾随运行时导航性能和尾涡迹对所需最小间隔值的影响，并得到给定安全目标水平的计算结果。     

基于LTO循环的航空发动机颗粒物排放计算方法及应用

为了定量地分析航空发动机排放的颗粒物对机场周边空气质量的影响,通过对航空发动机排放的颗粒物进行分析,以国际民航组织提出的一阶近似方法为基础,分别计算得到各类颗粒物的排放指数,结合航空发动机在着陆和起飞循环各阶段中的燃油流量和工作时间,建立了完整的基于着陆和起飞循环的发动机颗粒物排放计算方法。以GE90-94B发动机为例,采用该方法可计算得到发动机在LTO循环中起飞阶段的颗粒物排放质量为352.079 mg,爬升阶段的颗粒物排放质量为456.577 mg,进近阶段的颗粒物排放质量为321.194 mg,滑行或地面慢车阶段的颗粒物排放质量为785.015 mg,总的颗粒物排放质量为1 914.865 mg。研究表明,该方法可以计算得到航空发动机在着陆和起飞循环中排放的颗粒物质量。