[發(fā)明專利]一種飛機縱向間隔計算方法、系統(tǒng)及可讀存儲介質(zhì)

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 202110584279.2
• 申請日: 2021-05-27
• 公開（公告）號: CN113421461A
• 公開（公告）日: 2021-09-21
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 潘衛(wèi)軍;許亞星
• 申請（專利權(quán)）人: 中國民用航空飛行學院;潘衛(wèi)軍;許亞星
• 主分類號: G08G5/02
• 分類號: G08G5/02;G08G5/00
• 代理公司: 四川力久律師事務(wù)所 51221
• 代理人: 張迪

1.一種飛機縱向間隔計算方法，其特征在于，所述計算方法包括：

A.將強渦流場尾跡影響長度加入傳統(tǒng)Reich碰撞模型的縱向尺寸中得到改進型Reich碰撞模型；

B.通過所述改進型Reich碰撞模型結(jié)合空域環(huán)境下的CNS性能求解不同前后機組合對應(yīng)的飛機縱向間隔。

2.如權(quán)利要求1所述的一種計算方法，其特征在于，所述改進型Reich碰撞模型的縱向尺寸為：S_x＝λ_f+λ_l+D_w；橫向尺寸為：垂直方向尺寸為：

其中，λ_l為前機的半機身長，λ_f為后機的半機身長，B_l為前機翼展，B_f為后機翼展，H_l為前機的機身高度，H_f為后機的機身高度，D_w為強渦流場尾跡影響長度。

3.如權(quán)利要求1或2所述的一種計算方法，其特征在于，通過以下方法求解所述強渦流場尾跡影響長度，包括：

引入用于表征氣象條件的無量綱湍流耗散率和無量綱Brunt-頻率，建立無量綱尾渦強度消散曲線；并與前機的初始尾渦強度結(jié)合得到實際尾渦強度消散曲線；以及，將后機所能承受的最大尾渦強度代入所述實際尾渦強度消散曲線求解得到所述強渦流場尾跡影響長度。

4.如權(quán)利要求3所述的一種計算方法，其特征在于，所述無量綱湍流耗散率ε^*的計算公式為：

式中，u為10min平均風速；σ為10min風速標準偏差；I代表渦流強度；k代表湍動能；ε代表湍流耗散率；l為湍流尺度；C_mu為經(jīng)驗系數(shù)；b₀代表測試飛機產(chǎn)生的初始尾渦間距；w₀為測試飛機產(chǎn)生尾渦的初始下降速度；

其中，無量綱Brunt-頻率N^*計算公式為：

式中，t′代表時間尺度；g為重力加速度；Θ₀為位溫；代表位溫梯度。

5.如權(quán)利要求3所述的一種計算方法，其特征在于，所述無量綱尾渦強度消散曲線包括兩個階段：初始消散階段和快速耗散階段

初始消散階段的表達式為：

式中，μ為動力粘度；Te為當?shù)氐拈_式溫度；為空氣的運動粘度；ρ為空氣密度；t^*為無量綱時間；為無量綱時間為t^*時的無量綱尾渦強度；A為結(jié)構(gòu)調(diào)整參數(shù)；R^*為距離渦核5-15m的尾渦的無量綱平均半徑；T₁^*為消散時間系數(shù)；

進入快速耗散階段的時間為：

快速耗散階段的表達式為：

式中，為快速耗散階段的有效粘度。

6.如權(quán)利要求3所述的一種計算方法，其特征在于，所述實際尾渦強度消散曲線Γ_5-15(t^*)通過：

計算得到；

Γ₀為初始尾渦強度，計算公式為：其中M為前機的最大起飛重量；B_l為前機翼展；V_l為前機進近速度；ρ為空氣密度。