CN113421461A - 一种飞机纵向间隔计算方法、系统及可读存储介质 - Google Patents

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CN113421461A
CN113421461A CN202110584279.2A CN202110584279A CN113421461A CN 113421461 A CN113421461 A CN 113421461A CN 202110584279 A CN202110584279 A CN 202110584279A CN 113421461 A CN113421461 A CN 113421461A
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潘卫军
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Civil Aviation Flight University of China
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Abstract

本发明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。

Description

一种飞机纵向间隔计算方法、系统及可读存储介质
技术领域
本发明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。
背景技术
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。
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。
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。
发明内容
本发明的目的在于，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。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案包括以下各方面：
一种飞机纵向间隔计算方法，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。
进一步的是，所述改进型Reich碰撞模型的纵向尺寸为：Sx＝λf+λl+Dw；横向尺寸为：
Figure BDA0003087570620000021
垂直方向尺寸为：
Figure BDA0003087570620000022
其中，λl为前机的半机身长，λf为后机的半机身长，Bl为前机翼展，Bf为后机翼展，Hl为前机的机身高度，Hf为后机的机身高度，Dw为强涡流场尾迹影响长度。
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
Figure BDA0003087570620000023
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
Figure BDA0003087570620000036
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。
进一步的是，所述无量纲湍流耗散率ε*的计算公式为：
Figure BDA0003087570620000031
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；Cmu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
Figure BDA0003087570620000037
频率N*计算公式为：
Figure BDA0003087570620000032
式中，t′代表时间尺度；g为重力加速度；Θ0为位温；
Figure BDA0003087570620000033
代表位温梯度；
进一步的是，所述无量纲尾涡强度消散曲线
Figure BDA0003087570620000034
包括两个阶段：初始消散阶段和快速耗散阶段；
初始阶段
Figure BDA0003087570620000035
的表达式为：
Figure BDA0003087570620000041
式中，μ为动力粘度；Te为当地的开式温度；
Figure BDA0003087570620000042
为空气的运动粘度；ρ为空气密度；t*为无量纲时间；
Figure BDA0003087570620000043
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；
Figure BDA0003087570620000044
为消散时间系数；
进入快速耗散阶段的时间
Figure BDA0003087570620000045
为：
Figure BDA0003087570620000046
Figure BDA0003087570620000047
快速耗散阶段的表达式为：
Figure BDA0003087570620000048
式中，
Figure BDA0003087570620000049
为快速耗散阶段的有效粘度。
进一步的是，所述实际尾涡强度消散曲线Γ5-15(t*)通过：
Figure BDA00030875706200000410
计算得到；
Γ0为初始尾涡强度，计算公式为：
Figure BDA00030875706200000411
其中M为前机的最大起飞重量；Bl为前机翼展；Vl为前机进近速度；ρ为空气密度。
进一步的是，所述后机所能承受的最大尾涡强度Γv通过如下公式计算：
Figure BDA0003087570620000051
式中，rc为涡核半径；Bl为前机翼展；RMC为滚转力矩系数；Vf为后机飞行速度；Bf为后机翼展；Sf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Γv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
Figure BDA0003087570620000052
求得实际时间Tw；所述强涡流场尾迹影响长度Dw并通过公式Dw＝TwVl得到所述强涡流场尾迹影响长度Dw，其中Vl为前机速度。
进一步的是，所述纵向间隔dTSL的计算公式为：CR(d)＝TSL；
其中TSL为安全目标水平；
Figure BDA0003087570620000053
Figure BDA0003087570620000054
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。
一方面本发明还提供，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。
另一方面，本发明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，所述程序被处理器执行实现上述计算方法。
综上，采用上述技术方案，本发明的有益效果为：
1、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，可以合理地缩短前后机之间的间隔，从而提升了空域的飞机容量。
2、通过无量纲湍流耗散率和无量纲
Figure BDA0003087570620000061
频率可以建立一种考虑了气象条件的无量纲尾涡强度消散曲线，从而能够模拟出气象因素对尾涡消散的影响；由此得到的无量纲尾涡耗散曲线，其通用性更强，面对不同的飞机组合(前后机)，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。
附图说明
图1是根据本发明示例性实施例的一种飞机纵向间隔计算方法流程图；
图2是根据本发明示例性实施例构建的Reich碰撞模型示意图；
图3是根据本发明示例性实施例构建的无量纲尾涡强度消散曲线；
图4是根据本发明示例性实施例得到的计算结果与ICAO制定的纵向安全间隔结果对照图；
图5是根据本发明示例性实施例的一种飞机纵向间隔计算系统的装置结构示意图。
图中标记：310-电子设备，311-处理器，312-存储器，313-输入输出接口，314-电源。
具体实施方式
下面结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明，以使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例1
图1示出了根据本发明示例性实施例的一种飞机纵向间隔计算方法的流程图，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；
具体的，不同的气象条件会影响前机尾流的消散速度，进而影响前后两机的纵向安全间隔。将影响尾涡消散速度的主要气象参数无量纲湍流耗散率ε*和无量纲
Figure BDA0003087570620000073
频率N*作为输入参数输入到无量纲尾涡强度消散曲线
Figure BDA0003087570620000071
中，以此来考虑气象因素的影响。
其中，无量纲湍流耗散率ε*的计算公式为：
Figure BDA0003087570620000072
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；Cmu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
Figure BDA00030875706200000811
频率N*计算公式为：
Figure BDA0003087570620000081
式中，t′代表时间尺度；g为重力加速度；Θ0为位温；
Figure BDA0003087570620000082
代表位温梯度。
进一步的是，无量纲尾涡强度消散曲线
Figure BDA0003087570620000083
包括两个阶段：初始消散阶段和快速耗散阶段，通过雷达数据分析和数值模拟研究表明，涡核处的涡量比较难测量与计算。此外，次级涡、大气湍流的存在也会对涡环量造成严重影响；因此我们用距离涡核5～15m的平均环量(Γ5-15)来表征尾涡强度。
初始阶段
Figure BDA0003087570620000084
的表达式为：
Figure BDA0003087570620000085
式中，μ为动力粘度；Te为当地的开氏温度；
Figure BDA0003087570620000086
为空气的运动粘度；ρ为空气密度；t*为无量纲时间；
Figure BDA0003087570620000087
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；
Figure BDA0003087570620000088
为消散时间系数；其中A可以用于调整
Figure BDA0003087570620000089
的值，本实施例中可以取1.05，
Figure BDA00030875706200000810
用于反映此时的涡结构，本实施例中可以取2.22
经历过初始消散阶段后，尾流强度在大气湍流、扭曲、Crow不稳定性连接等的作用下快速减小，进入快速消散阶段；
进入快速消散阶段的时间快慢主要与无量纲湍流耗散率ε*有关，中性分层大气条件下的尾涡快速消散阶段进入时间
Figure BDA0003087570620000091
与ε*之间的公式如下：
Figure BDA0003087570620000092
大气层结特性也会影响尾涡进入快速消散阶段的时间。不同大气层结条件下的尾涡快速消散阶段进入时间
Figure BDA0003087570620000093
是通过对
Figure BDA0003087570620000094
进行参数调整得到的
Figure BDA0003087570620000095
快速耗散阶段的表达式为：
Figure BDA0003087570620000096
式中，
Figure BDA0003087570620000097
为快速耗散阶段的有效粘度。
作为优选的，所述实际尾涡强度消散曲线Γ5-15(t*)通过：
Figure BDA0003087570620000098
计算得到；
Γ0为初始尾涡强度，计算公式为：
Figure BDA0003087570620000099
其中M为前机的最大起飞重量；Bl为前机翼展；Vl为前机进近速度；ρ为空气密度。
作为优选的，所述后机所能承受的最大尾涡强度Γv通过如下公式计算：
Figure BDA00030875706200000910
式中，rc为涡核半径；Bl为前机翼展；RMC为滚转力矩系数；Vf为后机飞行速度；Bf为后机翼展；Sf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Γv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
Figure BDA0003087570620000101
求得实际时间Tw；所述强涡流场尾迹影响长度Dw并通过公式Dw＝TwVl得到所述强涡流场尾迹影响长度Dw，其中Vl为前机速度。
图2示出了根据本发明示例性实施例构建的Reich碰撞模型示意图，传统的Reich碰撞模型能够很好的适用于侧向间隔和垂直间隔的碰撞风险评估，但在进行纵向间隔碰撞风险评估时，则表现稍有不足。原因在于：传统的Reich模型并未考虑纵向方向上尾流的影响，这会导致计算出的纵向安全间隔过于激进。因此对其进行改进，将已经得到强涡流场尾迹影响长度为Dw加在以前机A为中心的模板的后方，形成新的碰撞模板；在我们构建的Reich碰撞模型中当后机B进入前机A的碰撞板中时，我们认为后机遭遇了超过其承受能力的尾流，或与前机发生绝对碰撞，这两种情况都会对飞机的安全造成巨大的威胁。
作为优选的，所述Reich碰撞模型的纵向尺寸为：Sx＝λf+λl+Dw；横向尺寸为：
Figure BDA0003087570620000102
垂直方向尺寸为：
Figure BDA0003087570620000103
其中，λl为前机的半机身长，λf为后机的半机身长，Bl为前机翼展，Bf为后机翼展，Hl为前机的机身高度，Hf为后机的机身高度。
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，所述飞机纵向间隔用于空域规划。
飞机间纵向安全间隔的大小不仅与尾涡影响区域有关，还与飞机的定位误差有较大的关联性。而在影响定位误差的诸多因素中，通信(C)、导航(N)、监视(S)性能对定位误差的影响最大。通信性能是指通过航空器和地面之间的数字式链接，进行实时性和准确性的信息传递的能力。通信性能的参数指标为通信处理时间、连续性、可用性、完整性，其中以通信处理时间作为评价通信性能的主要标准。导航是沿预定的航线，以要求的精度，在指定的时间内将飞机引导至目的地的过程。导航性能主要由精确性、定位速率、完整性、可用性、连续性等参数表征，其中精确性是导致飞机产生定位误差的直接原因。监视性能是指在一个具有特定精确度和刷新率条件下，能够得到航空器的位置、速度和目的的能力。监视性能参数包括刷新时间间隔、刷新率、准确性、可用性、完整性等。导航性能环境直接影响飞机的定位误差，而由通信性能和监视性能决定的干预能力对飞机的定位误差也会产生侧面影响。
研究表明，CNS性能导致的定位误差可以认为服从正态分布。假定由于CNS性能环境导致的前机和后机的定位误差均服从正态分布，分别记为Xl和Xf：
Figure BDA0003087570620000111
正态分布的标准差σl和σf可表示为：
Figure BDA0003087570620000112
式中：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。假定前后两机在相关系统中的显示纵向间隔为d。由于定位误差的影响，两机的实际纵向间隔与系统显示纵向间隔会有些许出入，于是将实际纵向间隔记作D。由于前后两机的定位误差相互独立，因此Xl和Xf的联合分布仍然服从正态分布。实际纵向间隔D也服从正态分布：
Figure BDA0003087570620000113
则两机发生碰撞的概率为：
P(|D|≤Sx)＝P(-Sx≤D≤Sx)＝P(-Sx-d≤Xl+Xf≤Sx-d)
一般认为，发生一次碰撞记为2次安全事故，因此在给定CNS性能环境下的碰撞风险(CR)计算公式为：
Figure BDA0003087570620000121
由上述建立的模型可知，随着显示纵向间隔d的变化，两机的碰撞风险也随之不断变化。对于一个给定的安全目标水平(TSL)，可以建立一个以显示纵向间隔d为变量的非线性碰撞风险方程：CR(d)＝TSL由于方程的非线性，可以利用数值分析的方法反解出给定TSL下的显示纵向间隔dTSL。当显示纵向间隔d大于dTSL时，可以认为两机发生事故的概率在允许的范围内，两机可以安全地进近。
实施例2
进一步的，在实施例1的基础上，求解飞机纵向间隔的计算实例，通过机场的气象监测设备得到的气象参数可以建立某时刻该机场空域气象条件下的无量纲尾涡强度消散曲线
Figure BDA0003087570620000122
初始消散阶段的尾涡消散速度相对缓慢，随后便进入快速消散阶段
如图3所示，为西南某机场某时刻的气象条件下采用本发明建立的无量纲尾涡强度消散曲线
Figure BDA0003087570620000123
为了便于统计，将当天起降的飞机进行分类；不同机型类别的算例参数如表1所示
Figure BDA0003087570620000131
表1算例参数
在该实施例假定进近条件下，CNS性能分别为RCP4、RNP2、RSP4,并且安全目标水平(TSL)设为TSL＝1.5×10-8(次/飞行小时)。
采用本发明提出的计算方法得到的不同机型之间的间隔如表2所示；
Figure BDA0003087570620000132
表2计算结果
图4为采用本发明提出的计算方法，本实施例设定的安全目标水平和机型参数得到的计算结果与ICAO制定的纵向安全间隔结果的对照图；图中J、H、M、L分别代表航空器尾流分类中的超级、重型、中型、轻型，机型按照“前机类型-后机类型”的格式进行组合；可以看出，每种机型组合情形下，计算出的纵向间隔都小于ICAO的纵向安全间隔；由此可见，管制员采用本发明提出的方法对飞机纵向间隔进行管控可以有效的缩短前后机的间隔，进而可以提高机场的容量。
实施例3
图5示出了根据本发明示例性实施例的一种飞机纵向间隔计算系统，即电子设备310(例如具备程序执行功能的计算机服务器)，其包括至少一个处理器311，电源314，以及与所述至少一个处理器311通信连接的存储器312和输入输出接口313；所述存储器312存储有可被所述至少一个处理器311执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器311执行，以使所述至少一个处理器311能够执行前述任一实施例所公开的方法；所述输入输出接口313可以包括显示器、键盘、鼠标、以及USB接口，用于输入输出数据；电源314用于为电子设备310提供电能。
同时本实施例还提供一种可读存储介质，该可读存储介质上存储有计算机程序，所述程序被处理器执行可以实现上述实施例中的计算方法。
本领域技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储于计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：移动存储设备、只读存储器(Read Only Memory，ROM)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
当本发明上述集成的单元以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，也可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明实施例的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机、服务器、或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分。而前述的存储介质包括：移动存储设备、ROM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
以上所述，仅为本发明具体实施方式的详细说明，而非对本发明的限制。相关技术领域的技术人员在不脱离本发明的原则和范围的情况下，做出的各种替换、变型以及改进均应包含在本发明的保护范围之内。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

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：Sx＝λf+λl+Dw；横向尺寸为：
Figure FDA0003087570610000011
垂直方向尺寸为：
Figure FDA0003087570610000012
其中，λl为前机的半机身长，λf为后机的半机身长，Bl为前机翼展，Bf为后机翼展，Hl为前机的机身高度，Hf为后机的机身高度，Dw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-
Figure FDA0003087570610000013
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：
Figure FDA0003087570610000021
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；Cmu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-
Figure FDA0003087570610000028
频率N*计算公式为：
Figure FDA0003087570610000022
式中，t′代表时间尺度；g为重力加速度；Θ0为位温；
Figure FDA0003087570610000023
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
Figure FDA0003087570610000024
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
Figure FDA0003087570610000025
的表达式为：
Figure FDA0003087570610000026
式中，μ为动力粘度；Te为当地的开式温度；
Figure FDA0003087570610000027
为空气的运动粘度；ρ为空气密度；t*为无量纲时间；
Figure FDA0003087570610000031
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；T1 *为消散时间系数；
进入快速耗散阶段的时间
Figure FDA0003087570610000032
为：
Figure FDA0003087570610000033
Figure FDA0003087570610000034
快速耗散阶段的表达式为：
Figure FDA0003087570610000035
式中，
Figure FDA0003087570610000036
为快速耗散阶段的有效粘度。
6.如权利要求3所述的一种计算方法，其特征在于，所述实际尾涡强度消散曲线Γ5-15(t*)通过：
Figure FDA0003087570610000037
计算得到；
Γ0为初始尾涡强度，计算公式为：
Figure FDA0003087570610000038
其中M为前机的最大起飞重量；Bl为前机翼展；Vl为前机进近速度；ρ为空气密度。
7.如权利要求3所述的一种计算方法，其特征在于，所述后机所能承受的最大尾涡强度Γv通过如下公式计算：
Figure FDA0003087570610000041
式中，rc为涡核半径；Bl为前机翼展；RMC为滚转力矩系数；Vf为后机速度；Bf为后机翼展；Sf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Γv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
Figure FDA0003087570610000042
求得实际时间Tw；所述强涡流场尾迹影响长度Dw并通过公式Dw＝TwVl得到所述强涡流场尾迹影响长度Dw，其中Vl为前机速度。
8.如权利要求3所述的一种计算方法，其特征在于，所述纵向间隔dTSL的计算公式为：CR(d)＝TSL；
其中TSL为安全目标水平；
Figure FDA0003087570610000043
Figure FDA0003087570610000044
其中，Vf为后机速度，Vl为前机速度；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。
9.一种飞机纵向间隔计算系统，其特征在于，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权利要求1至8中任一项所述的方法。
10.一种可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述程序被处理器执行实现权利要求1至8中任一项所述的计算方法。
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