CN114506458A - 一种飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法及系统 - Google Patents

一种飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法及系统 Download PDF

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CN114506458A CN202210412919.6A CN202210412919A CN114506458A CN 114506458 A CN114506458 A CN 114506458A CN 202210412919 A CN202210412919 A CN 202210412919A CN 114506458 A CN114506458 A CN 114506458A
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Abstract

本发明属于飞机除冰作业路线生成技术领域，公开了一种飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法及系统。根据机型信息与左右发动机推力方向信息等航班数据建立当前航班在无风条件下的怠速除冰危险区的边界曲线函数，对飞机的进气道危险区和排气道危险区的影响建立发动机进、排气气流的运动路径并以此计算危险区边界曲线函数，根据计算结果划定风力影响下的飞机怠速除冰危险区；确立发动机内、外部安全通道并生成除冰作业路径。本发明通过描述飞机进气道、排气口、发动机反推等怠速除冰危险区边界函数，加入风速、风力等外部影响，并结合边界函数调整进气道和排气道危险区范围，提升了怠速除冰作业精度。

Description

一种飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法及系统
技术领域
本发明属于飞机除冰作业路线生成技术领域，尤其涉及一种全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法、全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成系统。
背景技术
飞机除冰是飞机起飞前需要完成的必要工作，飞机结冰的条件有许多种，当环境温度达到0摄氏度以下天气伴有降雨、降雪、降霜等情况发生时飞机就可能结冰，当飞机在高空飞行穿越云层时，云层中的水汽与飞机机翼或机身相遇也可能在短时间内在飞机表面结冰。飞机结冰的危害是严重的，众所周知，飞机飞行时的升力是由飞机的机翼上下表面压力差不同提供的，而飞机机翼的压力差来源于机翼的形状，当机翼表面结冰时，机翼的形状也随之发生了变化，因此无法提供预设的升力。1-2mm的冰层就可以让飞机的升力急剧下降，而若是飞机在飞行过程中机身上的结冰脱落不慎被发动机吸入影响了发动机正常的机械结构，甚至有可能危害机上全体工作人员及乘客的生命安全。因此，飞机除冰对于飞机的安全航行具有十分重要的作用。
目前我国机场的除冰方式主要有3种，分别为机位除冰、集中除冰和怠速除冰。机位除冰即为飞机停在停机位上等待除冰车到达停机位对飞机完成除冰后在启动发动机起飞；集中除冰是指在飞机起飞前将机场内的飞机统一安排在跑道末端的除冰坪内完成除冰后再经由跑道起飞；怠速除冰是指飞机发动机处于怠速状态不熄火时，对飞机完成除冰，飞机在完成除冰后可立刻起飞。其中机位除冰多用于客流量不大的机场、集中除冰多用于客流量较大的机场、怠速除冰技术难度较大，因为发动机处于运转状态因此在飞机周围存在危险区，除冰人员与设备不允许进入危险区工作，否则会造成人员的伤亡和设备的损坏。目前我国机场对于怠速除冰的划定主要有进气道危险区、排气道危险区和噪声危险区，危险区的来源为运转中的发动机。
通过上述分析，现有技术存在的问题及缺陷为：
（1）当前飞机怠速除冰危险区的划定仍为理想情况下的危险区划分，未分析天气尤其是风力情况对危险区的影响，而风力对危险区的影响是极大的，因此当前对飞机怠速除冰的危险区划分存在不足，需要一种全天候下的飞机怠速除冰危险区辨识方法。
（2）对于飞机怠速除冰的作业路径目前我国机场主要是通过从危险区得到的发动机安全通道得出，同样未分析风力风速对发动机安全通道的影响，同时风力在一定区间波动的，需要一种全天候条件下的飞机怠速除冰作业路径方法。
（3）现有技术中由于未引入风力波动范围生成的飞机怠速除冰作业路线安全系数，不能避免因风力波动而改变的危险区区域对除冰作业人员和仪器造成伤害。
解决以上问题的难度在于对风力影响下的飞机怠速除冰危险区辨识以及对应的除冰路径生成方法，需要结合风向、风速以及风力波动范围影响飞机怠速除冰危险区的方式进行分析。
发明内容
本发明目的在于通过计算风力影响下的飞机气流运动轨迹进而完成飞机怠速除冰危险区辨识并结合风力波动范围生成除冰作业路径为除冰作业人员和仪器提供安全的工作环境。本发明提供了一种全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法、全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成系统、接收用户输入程序存储介质、计算机设备。
所述技术方案如下：
该全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法包括：
将采集的航班机型及飞机怠速时发动机左右推力方向数据进行无风条件下飞机怠速除冰危险区划定；
根据划定的无风条件下飞机怠速除冰危险区建立当前航班在无风条件下的怠速除冰危险区的边界曲线函数；
将采集的机场当前风向、风速数据输入怠速除冰危险区的边界曲线函数，建立发动机进气、排气气流的运动路径，并通过发动机进气、排气气流的运动路径计算进气道危险区边界曲线函数和排气道危险区边界曲线函数；
根据计算结果，划定风力影响下的飞机怠速除冰危险区；
根据划定的风力影响下的飞机怠速除冰危险区，确立发动机内、外部安全通道，并结合风速波动范围与机身轮廓生成安全除冰作业路径。
在一个实施例中，所述全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法具体包括以下步骤：
步骤一，进行航班机型及飞机怠速时发动机左右推力方向数据采集输入；
步骤二，划定无风条件下飞机怠速除冰危险区，包括进气道危险区、排气道危险区、噪声危险区，并建立各怠速除冰危险区的边界曲线函数；
步骤三，进行机场风力的风向、平均风速、风速波动范围数据采集输入；
步骤四，计算风力影响下飞机发动机进气气流与排气气流的运动轨迹，根据运动轨迹计算风力影响下的进气道危险区边界曲线函数和排气道危险区边界曲线函数，通过边界曲线函数调整进气道危险区和排气道危险区范围；
步骤五，计算风力影响下噪声危险区边界曲线函数，通过噪声危险区边界曲线函数调整噪声危险区范围；
步骤六，根据怠速除冰危险区的边界曲线函数确定发动机内外安全通道；
步骤七，根据机型、发动机内外安全通道和风速波动范围确定除冰作业路径。
在一个实施例中，在步骤一中，所述航班机型及飞机怠速时发动机左右推力方向数据包括：飞机机型信息、发动机型号信息、左发动机推力方向信息、右发动机推力方向信息。
在一个实施例中，在步骤二中，所述划定无风条件下飞机怠速除冰危险区为：根据飞机机型信息、发动机型号信息、左发动机推力方向信息、右发动机推力方向信息，确定进气道危险区半径和延伸长度、排气道危险区半径和延伸长度、噪声危险区半径，然后计算各怠速除冰危险区的边界曲线函数，具体包括以下内容：
1）左右发动机均为前推力：
进气道危险区为2个互不重叠延伸半圆形区域，以右发动机进气口为坐标原点，
Figure 569781DEST_PATH_IMAGE001
轴表示飞机轴线方向，方向为由机头指向机尾；根据延伸长度与半径计算右发动机进气道 危险区边界曲线函数为：
Figure 811406DEST_PATH_IMAGE002
式中，
Figure 414426DEST_PATH_IMAGE003
是进气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 136525DEST_PATH_IMAGE004
是进气道危险区半径，
Figure 737271DEST_PATH_IMAGE005
是进气道危险区延伸长度；
排气道危险区为一个延伸半圆形区域，以左右发动机排气口连线中点为坐标原点，根据延伸长度与半径计算排气道危险区边界曲线函数：
Figure 544821DEST_PATH_IMAGE006
式中，
Figure 889215DEST_PATH_IMAGE007
是排气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 715088DEST_PATH_IMAGE008
是排气道危险区半径，
Figure 237468DEST_PATH_IMAGE009
是排气道危险区延伸长度；
噪声危险区是以发动机进气口为中心的两个圆形区域，以右发动机进气口为坐标原点根据半径计算右发动机噪声危险区边界曲线函数：
Figure 781581DEST_PATH_IMAGE010
式中，
Figure 929666DEST_PATH_IMAGE011
是噪声危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 360779DEST_PATH_IMAGE012
是噪声危险区半径；
2）左右发动机均为反推力：
进气道危险区为部分重叠半圆形，以右发动机进气口为坐标原点根据延伸长度与半径计算右发动机进气道危险区边界曲线函数：
Figure 365644DEST_PATH_IMAGE013
式中，
Figure 819890DEST_PATH_IMAGE014
是右发动机进气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 568403DEST_PATH_IMAGE004
是进气道危险 区半径；
排气道危险区为前段三角形后端矩形的组合区域，以右发动机排气口为坐标原点根据延伸长度计算排气道危险区边界曲线函数：
Figure 306552DEST_PATH_IMAGE015
式中，
Figure 233051DEST_PATH_IMAGE016
是排气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 423861DEST_PATH_IMAGE017
、
Figure 726797DEST_PATH_IMAGE018
、
Figure 585032DEST_PATH_IMAGE019
、
Figure 134962DEST_PATH_IMAGE020
是根据飞 机发动机排气角度确定的参数，
Figure 626117DEST_PATH_IMAGE021
是飞机宽度，
Figure 450854DEST_PATH_IMAGE009
是延伸长度；
3）左发动机反推力、右发动机前推力：
进气道危险区为与飞机轴线存在一定角度的半圆形区域，以左发动机进气口为坐标原点根据半径计算进气道危险区边界曲线函数：
Figure 445486DEST_PATH_IMAGE022
式中，
Figure 431896DEST_PATH_IMAGE023
是进气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 394036DEST_PATH_IMAGE004
是进气道危险区半径，
Figure 773196DEST_PATH_IMAGE024
、
Figure 74864DEST_PATH_IMAGE025
是根据角度确定的参数；
4）左发动机前推力、右发动机反推力：
与左发动机反推力、右发动机前推力时的危险区域关于飞机轴线对称，以右发动机进气口为坐标原点根据半径计算进气道危险区边界曲线函数：
Figure 779646DEST_PATH_IMAGE026
式中，
Figure 432344DEST_PATH_IMAGE027
是进气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 864463DEST_PATH_IMAGE004
是进气道危险区半径，
Figure 36949DEST_PATH_IMAGE024
、
Figure 365162DEST_PATH_IMAGE028
是根据角度确定的参数；
在一个实施例中，在步骤三中，机场的平均风速分解为
Figure 301894DEST_PATH_IMAGE029
，
Figure 491698DEST_PATH_IMAGE030
轴2个方向的分速度，
Figure 33538DEST_PATH_IMAGE029
轴表示飞机轴线方向，方向为由机头指向机尾；
在步骤四中，所述计算风力影响下飞机发动机进气气流与排气气流的运动轨迹包括：
（i）确定飞机发动机进气气流为从静止开始的匀加速运动，排气道气流为带有初速度的匀减速运动直至速度为零；
（ii）对飞机发动机进气气流和排气道气流叠加风力带来的运动，在
Figure 329390DEST_PATH_IMAGE029
轴方向上叠 加一个速度恒定为
Figure 238571DEST_PATH_IMAGE029
轴方向上分速度的匀速运动，在
Figure 950176DEST_PATH_IMAGE030
轴方向上叠加一个速度恒定为
Figure 612101DEST_PATH_IMAGE030
轴 方向上分速度的匀速运动，将气流本身运动和风力带来的
Figure 829587DEST_PATH_IMAGE029
、
Figure 678594DEST_PATH_IMAGE030
轴方向上新增运动叠加求得 风力影响下的气流运动轨迹。
在一个实施例中，在步骤四中，根据运动轨迹计算风力影响下的进气道危险区边界曲线函数和排气道危险区边界曲线函数，通过边界曲线函数调整进气道危险区和排气道危险区范围具体包括：
首先按距离均分的方式将气流模拟成若干个初始速度不同的粒子运动；然后将所 有的粒子运动叠加风速影响，
Figure 6938DEST_PATH_IMAGE029
、
Figure 257791DEST_PATH_IMAGE030
轴方向的风会使粒子在各自的方向做匀速运动，得到粒 子运动的终点；最后将这些粒子的终点连在一起得到危险区边界曲线，并以此确定风速影 响下的进气道危险区和排气道危险区区域范围；风速下粒子运动叠加公式
Figure 629867DEST_PATH_IMAGE031
如下：
Figure 779219DEST_PATH_IMAGE032
式中，
Figure 98205DEST_PATH_IMAGE033
为无风条件下气流粒子运动，
Figure 16614DEST_PATH_IMAGE034
为
Figure 762853DEST_PATH_IMAGE029
轴风力下气流粒子运动，
Figure 586453DEST_PATH_IMAGE035
为
Figure 522179DEST_PATH_IMAGE030
轴风力下气流粒子运动；
各分解运动具体公式如下：
Figure 482044DEST_PATH_IMAGE036
式中，
Figure 461502DEST_PATH_IMAGE037
为粒子初始运动速度，
Figure 523130DEST_PATH_IMAGE038
为时间，
Figure 246235DEST_PATH_IMAGE039
为粒子受到空气阻力的加速度；
Figure 60607DEST_PATH_IMAGE040
式中，
Figure 227278DEST_PATH_IMAGE041
为
Figure 759890DEST_PATH_IMAGE029
轴方向上的风速，
Figure 482823DEST_PATH_IMAGE038
为时间；
Figure 479598DEST_PATH_IMAGE042
式中，
Figure 4120DEST_PATH_IMAGE043
为
Figure 571499DEST_PATH_IMAGE030
轴方向上的风速，
Figure 839669DEST_PATH_IMAGE038
为时间。
在一个实施例中，在步骤五中，所述计算风力影响下噪声危险区边界曲线函数，通过噪声危险区边界曲线函数调整噪声危险区范围包括：将圆形噪声危险区按与风速呈正相关的距离向风向方向偏移，得到风力影响下的噪声危险区边界曲线函数和噪声危险区区域范围；
噪声危险区中心偏移公式如下：
Figure 894213DEST_PATH_IMAGE044
式中，
Figure 137106DEST_PATH_IMAGE045
为噪声危险区中心在
Figure 441049DEST_PATH_IMAGE029
轴上的偏移距离，
Figure 998063DEST_PATH_IMAGE046
为噪声危险区中心在
Figure 703851DEST_PATH_IMAGE030
轴 上的偏移距离，
Figure 117646DEST_PATH_IMAGE039
为偏移系数，
Figure 846567DEST_PATH_IMAGE041
为
Figure 518857DEST_PATH_IMAGE029
轴风速，
Figure 298726DEST_PATH_IMAGE043
为
Figure 867110DEST_PATH_IMAGE047
轴风速；
在步骤六中，所述根据飞机怠速除冰危险区确定发动机内外安全通道包括：
当发动机使用反推力时将不存在发动机安全通道；
当发动机使用前推力时发动机内部安全通道为进气道危险区边界与机身间形成的通道，外部安全通道为进气道危险区边界与机翼间形成的通道，发动机安全通道允许进行除冰作业；
在步骤七中，所述根据机型、发动机内外安全通道和风速波动范围确定除冰作业路径包括：按照避开进气道危险区、排气道危险区、远离噪声危险区中心、贴合飞机轮廓的原则生成一条除冰作业路线；根据风速波动范围生成以除冰作业路线为基础的外扩除冰路线，外扩距离与风速波动范围呈正相关，具体公式为：
Figure 348907DEST_PATH_IMAGE048
式中，
Figure 513303DEST_PATH_IMAGE049
为外扩距离，
Figure 193683DEST_PATH_IMAGE050
为外扩系数，
Figure 136232DEST_PATH_IMAGE051
为最大风速，
Figure 856057DEST_PATH_IMAGE052
为平均风速。
本发明的另一目的在于提供一种实施所述全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法的全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成系统，所述全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成系统包括：
发动机左右推力方向数据采集模块，用于进行航班机型及飞机怠速时发动机左右推力方向数据采集输入；
飞机怠速除冰危险区划定模块，用于划定无风条件下飞机怠速除冰危险区，包括进气道危险区、排气道危险区、噪声危险区，并建立各危险区的边界曲线函数；
机场风力信息采集模块，用于进行机场风力的风向、平均风速、风速波动范围数据采集输入
进气道危险区和排气道危险区调整模块，用于计算风力影响下飞机发动机进气气流与排气气流的运动轨迹，根据运动轨迹计算风力影响下进气道危险区和排气道危险区的边界曲线函数，通过边界曲线函数调整进气道危险区和排气道危险区范围；
噪声危险区调整模块，用于计算风力影响下噪声危险区的边界曲线函数，通过噪声危险区边界曲线函数调整噪声危险区范围；
发动机内外安全通道确定模块，用于根据飞机怠速除冰危险区确定发动机内外安全通道；
除冰作业路径确定模块，用于根据机型、发动机内外安全通道和风速波动范围确定除冰作业路径。
本发明的另一目的在于提供一种接收用户输入程序存储介质，所存储的计算机程序使电子设备执行所述全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法。
本发明的另一目的在于提供一种计算机设备，所述计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时，使得所述处理器执行所述全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法。
针对上述现有技术存在的技术问题以及解决该问题的难度，紧密结合本发明的所要保护的技术方案以及研发过程中结果和数据等，详细、深刻地分析本发明技术方案如何解决的技术问题，解决问题之后带来的一些具备创造性的技术效果。具体描述如下：
第一、通过描述飞机进气道、排气口、发动机反推等怠速除冰危险区边界函数，加入风速、风力等外部影响，并结合边界函数调整进气道和排气道危险区范围，能够进一步提升怠速除冰绝对安全作业能力，提升怠速除冰作业整体的流畅度和作业速度；结合除冰危险区辨识结果生成怠速除冰作业路径，并考虑了作业过程中噪声危险区对作业人员的影响，能够进一步提升怠速除冰作业的安全性和高效性，提升了怠速除冰作业精度。
第二、构建飞机怠速除冰危险区边和作业路径生成系统能够自主获取当前风力和风速下飞机的怠速除冰作业危险区及作业路径，提升了飞机除冰整体的作业效率，能够为机场自主除冰作业提供安全保障。
第三、本发明通过计算风力影响下的飞机发动机进、排气气流路径等技术手段，划定风力影响下的飞机怠速除冰危险区并为飞机除冰作业提供一条安全作业路径。
第四、本发明对风力影响下的气流粒子运动进行了分析并以此得到了风力影响下的飞机怠速除冰危险区辨识方法生成了相应的作业路径，相比于现有技术，本发明结合风力条件的危险区辨识方法对于飞机怠速除冰更具现实意义；引入风力波动范围生成的飞机怠速除冰作业路线安全系数更高，避免因风力波动而改变的危险区区域对除冰作业人员和仪器造成伤害。
第五、本发明的技术方案转化后的预期收益和商业价值为：能够最大程度提升飞机怠速除冰作业效率，实现危险区外的精准作业，减少怠速除冰过程造成的浪费，节约冬春航季航空公司的运营成本；
第六、目前国内外尚无成熟的考虑外部风力、风速及气流粒子运动的飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法相关研究，本发明填补了因怠速除冰危险区识别不到位引发安全事故的短板；
第七、本发明首次引入风力、风向对怠速除冰危险区辨识的影响，其辨识精度能够满足怠速除冰作业需求，能够为飞机除冰绝对安全作业提供有效支撑；
第八、怠速除冰作业路径生成过程考虑了风力影响下的气流粒子运动尚属首次，能够进一步提升机场除冰自主作业能力和作业效率。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。
图1是本发明实施例提供的全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法流程图；
图2是本发明实施例提供的全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法原理图；
图3是本发明实施例提供的全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成系统示意图；
图4是本发明实施例提供的无风条件发动机双前推力下的危险区示意图；
图5是本发明实施例提供的无风条件发动机双反推力下的危险区示意图；
图6是本发明实施例提供的无风条件发动机左反推力右前推力下的危险区示意图；
图7是本发明实施例提供的通过计算机模拟运行得到的y轴风力下排气道危险区变化示意图；
图8是本发明实施例提供的y轴风力条件双前推力飞机怠速除冰危险区变化及作业路线示意图；
图9是本发明实施例提供的x轴风力条件双反推力飞机怠速除冰危险区变化及作业路线示意图；
图中：1、发动机左右推力方向数据采集模块；2、飞机怠速除冰危险区划定模块；3、机场风力信息采集模块；4、进气道危险区和排气道危险区调整模块；5、噪声危险区调整模块；6、发动机内外安全通道确定模块；7、除冰作业路径确定模块。
具体实施方式
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施方式做详细的说明。在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明。但是本发明能够以很多不同于在此描述的其他方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似改进，因此本发明不受下面公开的具体实施的限制。
全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法包括：
将采集的航班机型及飞机怠速时发动机左右推力方向数据进行无风条件下飞机怠速除冰危险区划定；
根据划定的无风条件下飞机怠速除冰危险区建立当前航班在无风条件下的怠速除冰危险区的边界曲线函数；
将采集的机场当前风向、风速数据输入怠速除冰危险区的边界曲线函数，建立发动机进气、排气气流的运动路径，并通过发动机进气、排气气流的运动路径计算进气道危险区边界曲线函数和排气道危险区边界曲线函数；
根据计算结果，划定风力影响下的飞机怠速除冰危险区；
根据划定的风力影响下的飞机怠速除冰危险区，确立发动机内、外部安全通道，并结合风速波动范围与机身轮廓生成安全除冰作业路径。
实施例1
本发明实施例提供的全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法将采集的航班机型及飞机怠速时发动机左右推力方向数据进行无风条件下飞机怠速除冰危险区划定；
根据划定的无风条件下飞机怠速除冰危险区建立当前航班在无风条件下的怠速除冰危险区的边界曲线函数；
将采集的机场当前风向、风速数据输入怠速除冰危险区的边界曲线函数建立发动机进、排气气流的运动路径并以所述发动机进、排气气流的运动路径计算进气道危险区边界曲线函数和排气道危险区边界曲线函数；
根据计算结果划定风力影响下的飞机怠速除冰危险区；
根据划定的风力影响下的飞机怠速除冰危险区确立发动机内、外部安全通道并结合风速波动范围与机身轮廓生成安全除冰作业路径。
具体地，如图1所示，本发明实施例提供的全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法包括以下步骤：
S101，进行航班机型及飞机怠速时发动机左右推力方向数据采集输入；
S102，划定无风条件下飞机怠速除冰危险区，包括进气道危险区、排气道危险区、噪声危险区并建立各危险区的边界曲线函数；
S103，进行机场风力相关信息包括风向、平均风速、风速波动范围数据采集输入；
S104，计算风力影响下飞机发动机进气气流与排气气流的运动轨迹，根据运动轨迹计算风力影响下进气道危险区和排气道危险区的边界曲线函数，通过边界曲线函数调整进气道危险区和排气道危险区范围；
S105，计算风力影响下噪声危险区的边界曲线函数，通过噪声危险区边界曲线函数调整噪声危险区范围；
S106，根据怠速除冰危险区的边界曲线函数确定发动机内外安全通道；
S107，根据机型、发动机内外安全通道和风速波动范围确定除冰作业路径。
本发明通过计算风力影响下的飞机发动机进、排气气流路径等技术手段，划定风力影响下的飞机怠速除冰危险区并为飞机除冰作业提供一条安全作业路径。
实施例2
基于实施例1，步骤S101所述的航班机型及飞机怠速时发动机左右推力方向数据采集输入具体包括将与划定无风条件下飞机怠速除冰危险区相关数据采集以供后续计算使用，所述用于划定无风条件下飞机怠速除冰危险区相关数据包括飞机机型信息、发动机型号、左发动机推力方向、右发动机推力方向。
实施例3
基于实施例1，步骤S102所述的划定无风条件下飞机怠速除冰危险区，包括进气道危险区、排气道危险区、噪声危险区并建立各危险区的边界曲线函数，具体计算流程如下：
（1）根据机型信息、发动机型号和左右发动机推力方向确定进气道危险区半径和延伸长度、排气道危险区半径和延伸长度、噪声危险区半径；
（2）计算危险区边界曲线函数。
实施例4
基于实施例1，步骤S103所述的机场风力相关信息包括风向、平均风速、风速波动 范围数据采集输入具体包括将与划定有风条件下飞机怠速除冰危险区相关数据采集以供 后续计算使用，所述用于划定有风条件下飞机怠速除冰危险区相关数据包括风向、风速并 将风速分解为
Figure 870149DEST_PATH_IMAGE029
、
Figure 342719DEST_PATH_IMAGE030
轴2个方向的分速度，
Figure 269218DEST_PATH_IMAGE029
轴表示飞机轴线方向，方向为由机头指向机尾。
实施例5
基于实施例1，步骤S104所述的计算风力影响下飞机发动机进气气流与排气气流的运动轨迹具体计算流程为：
（1）确定飞机发动机进气气流为从静止开始的匀加速运动，排气气流为带有初速度的匀减速运动直至速度为零；
（2）对飞机发动机进气气流和排气气流叠加风力带来的运动，在
Figure 725607DEST_PATH_IMAGE029
轴方向上叠加 一个速度恒定为
Figure 28543DEST_PATH_IMAGE029
轴方向上分速度的匀速运动，在
Figure 886778DEST_PATH_IMAGE030
轴方向上叠加一个速度恒定为
Figure 436708DEST_PATH_IMAGE030
轴方 向上分速度的匀速运动，将气流本身运动和风力带来的
Figure 662284DEST_PATH_IMAGE029
、
Figure 955862DEST_PATH_IMAGE030
轴方向上新增运动叠加求得风 力影响下的气流运动轨迹。
实施例6
基于实施例1，步骤S104所述的根据运动轨迹计算风力影响下进气道危险区和排气道危险区的边界曲线函数，通过边界曲线函数调整进气道危险区和排气道危险区范围具体计算流程为：
（1）按距离均分的方式将气流模拟成若干个初始速度不同的粒子运动；
（2）将所有的粒子运动叠加风速影响后的粒子运动得到粒子运动的终点；
（3）将这些粒子的终点连在一起得到危险区边界曲线，并以此确定风速影响下的进气道危险区和排气道危险区区域范围。
实施例7
基于上述实施例1，该实施例优选地，步骤S105所述的计算风力影响下噪声危险区的边界曲线函数，通过噪声危险区边界曲线函数调整噪声危险区范围具体计算流程为将圆形噪声危险区按与风速呈正相关的距离向风向方向偏移，得到风力影响下的噪声危险区边界曲线函数和噪声危险区区域范围。
实施例8
基于实施例1，步骤S106所述的根据飞机怠速除冰危险区确定发动机内外安全通道具体流程如下：
（1）当发动机使用反推力时将不存在发动机安全通道；
（2）当发动机使用前推力时发动机内部安全通道为进气道危险区边界与机身间形成的通道，外部安全通道为进气道危险区边界与机翼间形成的通道。发动机安全通道允许进行除冰作业。
实施例9
基于实施例1，步骤S107所述的根据机型、发动机内外安全通道和风速波动范围生成除冰作业路径具体流程为：
（1）按照避开进气道危险区、排气道危险区、尽可能远离噪声危险区中心、尽可能贴合飞机轮廓的原则生成一条除冰作业路线；
（2）由于风速不恒定，所以风力影响下的除冰危险区在一定范围内随风速变化而发生变化，因此根据风速波动范围生成一条以除冰作业路线为基础的外扩除冰路线以保证除冰作业的安全，外扩距离与风速波动范围呈正相关。
实施例10
如图2所示，本发明该实施例提供一种全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法，包括以下步骤：
（1）进行航班机型及飞机怠速时发动机左右推力方向数据采集输入，具体包括航班机型和4种发动机推力方向组合：双前推力、双反推力、左前推右反推、左反推右前推；
（2）划定无风条件下飞机怠速除冰危险区，包括进气道危险区、排气道危险区、噪声危险区并建立各危险区的边界曲线函数。具体计算方式为根据机型信息、发动机型号和左右发动机推力方向确定进气道危险区半径和延伸长度、排气道危险区半径和延伸长度、噪声危险区中心和半径，然后计算危险区边界曲线函数，如下：
2.1）左右发动机均为前推力：
进气道危险区为2个互不重叠延伸半圆形区域，以右发动机进气口为坐标原点，x轴表示飞机轴线方向，方向为由机头指向机尾。根据延伸长度与半径计算右发动机进气道危险区边界曲线函数为（左发动机进气道危险区边界曲线函数与右侧关于飞机轴线对称）：
Figure 465341DEST_PATH_IMAGE002
式中，
Figure 936905DEST_PATH_IMAGE003
是进气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 164624DEST_PATH_IMAGE004
是进气道危险区半径，
Figure 996314DEST_PATH_IMAGE005
是进气道危险区延伸长度；
排气道危险区为一个延伸半圆形区域，以左右发动机排气口连线中点为坐标原点根据延伸长度与半径计算排气道危险区边界曲线函数：
Figure 111031DEST_PATH_IMAGE053
式中，
Figure 2764DEST_PATH_IMAGE007
是排气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 655462DEST_PATH_IMAGE008
是排气道危险区半径，
Figure 103892DEST_PATH_IMAGE009
是排气道危险区延伸长度；
噪声危险区是以发动机进气口为中心的两个圆形区域，以右发动机进气口为坐标原点根据半径计算右发动机噪声危险区边界曲线函数（左发动机噪声危险区边界曲线函数与右侧关于飞机轴线对称）：
Figure 525646DEST_PATH_IMAGE010
式中，
Figure 401329DEST_PATH_IMAGE011
是噪声危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 275744DEST_PATH_IMAGE012
是噪声危险区半径；
2.2）左右发动机均为反推力：
进气道危险区为部分重叠半圆形，以右发动机进气口为坐标原点根据延伸长度与半径计算右发动机进气道危险区边界曲线函数（左发动机进气道危险区边界曲线函数与左侧关于飞机轴线对称）：
Figure 714816DEST_PATH_IMAGE054
式中，
Figure 804126DEST_PATH_IMAGE014
是右发动机进气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 37661DEST_PATH_IMAGE004
是进气道危险 区半径。
排气道危险区为前段三角形后端矩形的组合区域，以右发动机排气口为坐标原点根据延伸长度计算排气道危险区边界曲线函数（左发动机排气道危险区边界曲线函数与右侧关于飞机轴线对称）：
Figure 461689DEST_PATH_IMAGE055
式中，
Figure 189605DEST_PATH_IMAGE016
是排气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 648268DEST_PATH_IMAGE017
、
Figure 318284DEST_PATH_IMAGE019
是根据飞机发动 机排气角度确定的参数，
Figure 652444DEST_PATH_IMAGE018
、
Figure 495636DEST_PATH_IMAGE020
同上，
Figure 746488DEST_PATH_IMAGE021
是飞机宽度，
Figure 134875DEST_PATH_IMAGE009
是延伸长度；
噪声危险区同上；
2.3）左发动机反推力、右发动机前推力：
进气道危险区为与飞机轴线存在一定角度的半圆形区域，以左发动机进气口为坐标原点根据半径计算进气道危险区边界曲线函数：
Figure 205600DEST_PATH_IMAGE056
式中，
Figure 337635DEST_PATH_IMAGE023
是进气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 708573DEST_PATH_IMAGE004
是进气道危险区半径，
Figure 251550DEST_PATH_IMAGE057
、
Figure 91461DEST_PATH_IMAGE025
是根据角度确定的参数；
排气道危险区与左右均为前推力时相同；
噪声危险区同上；
2.4）左发动机前推力、右发动机反推力：
与左发动机反推力、右发动机前推力时的危险区域关于飞机轴线对称，以右发动机进气口为坐标原点根据半径计算进气道危险区边界曲线函数：
Figure 948559DEST_PATH_IMAGE058
式中，
Figure 236321DEST_PATH_IMAGE027
是进气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 904194DEST_PATH_IMAGE004
是进气道危险区半径，
Figure 11827DEST_PATH_IMAGE024
、
Figure 220085DEST_PATH_IMAGE028
是根据角度确定的参数。
（3）进行机场风力相关信息包括风向、平均风速、风速波动范围数据采集输入，具 体为将与划定有风条件下飞机怠速除冰危险区相关数据采集以供后续计算使用，所述用于 划定有风条件下飞机怠速除冰危险区相关数据包括风向、平均风速和风速波动范围并将风 速分解为
Figure 565616DEST_PATH_IMAGE001
、
Figure 450395DEST_PATH_IMAGE030
轴2个方向的分速度，
Figure 733740DEST_PATH_IMAGE029
轴表示飞机轴线方向，方向为由机头指向机尾，
Figure 260537DEST_PATH_IMAGE030
轴表 示与飞机轴线垂直的方向，由飞机左机翼指向右机翼。
（4）计算风力影响下飞机发动机进气气流与排气气流的运动轨迹，根据运动轨迹 计算风力影响下进气道危险区和排气道危险区的边界曲线函数，通过边界曲线函数调整进 气道危险区和排气道危险区范围。飞机怠速除冰危险区内气流的初始速度不同造成了危险 区的边界并不是平直的直线而是半月形，因此具体计算过程为首先按距离均分的方式将气 流模拟成若干个初始速度不同的粒子运动。然后将所有的粒子运动叠加风速影响，
Figure 194995DEST_PATH_IMAGE001
、
Figure 266987DEST_PATH_IMAGE030
轴 方向的风会使粒子在各自的方向做匀速运动，得到粒子运动的终点。最后将这些粒子的终 点连在一起得到危险区边界曲线，并以此确定风速影响下的进气道危险区和排气道危险区 区域范围。风速下粒子运动叠加公式如下：
Figure 286896DEST_PATH_IMAGE059
式中，
Figure 820645DEST_PATH_IMAGE033
为无风条件下气流粒子运动，
Figure 422659DEST_PATH_IMAGE034
为
Figure 118082DEST_PATH_IMAGE029
轴风力下气流粒子运动，
Figure 625287DEST_PATH_IMAGE035
为
Figure 244618DEST_PATH_IMAGE030
轴风力下气流粒子运动。
各分解运动具体公式如下：
Figure 153669DEST_PATH_IMAGE060
式中，
Figure 567464DEST_PATH_IMAGE037
为粒子初始运动速度，
Figure 296385DEST_PATH_IMAGE038
为时间，
Figure 968675DEST_PATH_IMAGE039
为粒子受到空气阻力的加速度；
Figure 217385DEST_PATH_IMAGE040
式中，
Figure 316928DEST_PATH_IMAGE041
为
Figure 533145DEST_PATH_IMAGE029
轴方向上的风速，
Figure 494279DEST_PATH_IMAGE038
为时间；
Figure 112343DEST_PATH_IMAGE042
式中，
Figure 133519DEST_PATH_IMAGE043
为
Figure 102612DEST_PATH_IMAGE030
轴方向上的风速，
Figure 851125DEST_PATH_IMAGE038
为时间。
（5）计算风力影响下噪声危险区的边界曲线函数，通过噪声危险区边界曲线函数调整噪声危险区范围。具体计算流程为将圆形噪声危险区按与风速呈正相关的距离向风向方向偏移，得到风力影响下的噪声危险区边界曲线函数和噪声危险区区域范围，噪声危险区中心偏移公式如下：
Figure 340007DEST_PATH_IMAGE061
式中，
Figure 719036DEST_PATH_IMAGE045
为噪声危险区中心在
Figure 972162DEST_PATH_IMAGE029
轴上的偏移距离，
Figure 236219DEST_PATH_IMAGE046
为噪声危险区中心在
Figure 891192DEST_PATH_IMAGE030
轴 上的偏移距离，
Figure 441122DEST_PATH_IMAGE039
为偏移系数，
Figure 869960DEST_PATH_IMAGE041
为
Figure 225855DEST_PATH_IMAGE029
轴风速，
Figure 673017DEST_PATH_IMAGE043
为
Figure 206898DEST_PATH_IMAGE047
轴风速。
（6）根据飞机怠速除冰危险区确定发动机内外安全通道，具体流程如下：
6.1）当发动机使用反推力时将不存在发动机安全通道；
6.2）当发动机使用前推力时发动机内部安全通道为进气道危险区边界与机身间形成的通道，外部安全通道为进气道危险区边界与机翼间形成的通道。
发动机安全通道允许进行除冰作业。
（7）根据机型、发动机内外安全通道和风速波动范围生成除冰作业路径，具体流程为：
7.1）按照避开进气道危险区、排气道危险区、尽可能远离噪声危险区中心、尽可能贴合飞机轮廓的原则生成一条除冰作业路线；
7.2）由于风速不恒定，所以风力影响下的除冰危险区在一定范围内随风速变化而发生变化，因此在除冰作业路线的基础上根据风速波动范围进行外扩生成一条外扩除冰路线以保证除冰作业的安全，外扩距离与风速波动范围呈正相关，具体公式如下：
Figure 106721DEST_PATH_IMAGE048
式中，
Figure 751460DEST_PATH_IMAGE049
为外扩距离，
Figure 318707DEST_PATH_IMAGE050
为外扩系数，
Figure 272757DEST_PATH_IMAGE051
为最大风速，
Figure 410608DEST_PATH_IMAGE052
为平均风速。
实施例11
如图3所示，本发明实施例提供一种全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成系统，包括：
发动机左右推力方向数据采集模块1，用于进行航班机型及飞机怠速时发动机左右推力方向数据采集输入；
飞机怠速除冰危险区划定模块2，用于划定无风条件下飞机怠速除冰危险区，包括进气道危险区、排气道危险区、噪声危险区并建立各危险区的边界曲线函数；
机场风力信息采集模块3，用于机场风力相关信息包括风向、平均风速、风速波动范围数据采集输入；
进气道危险区和排气道危险区调整模块4，用于计算风力影响下飞机发动机进气气流与排气气流的运动轨迹，根据运动轨迹计算风力影响下进气道危险区和排气道危险区的边界曲线函数，通过边界曲线函数调整进气道危险区和排气道危险区范围；
噪声危险区调整模块5，用于计算风力影响下噪声危险区的边界曲线函数，通过噪声危险区边界曲线函数调整噪声危险区范围；
发动机内外安全通道确定模块6，用于根据飞机怠速除冰危险区确定发动机内外安全通道；
除冰作业路径确定模块7，用于根据机型、发动机内外安全通道和风速波动范围确定除冰作业路径。
应用实施例1
飞机机型为B737-300/400，发动机型号为CFM56-3C，发动机推力方向为双发动机均为前推力，风力状况为平均风速10m/s、风向为y轴负方向至y轴正方向、风力波动范围为8m/s-12m/s。
在应用实施例1中，本发明的全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法具体包括：
（1）航班机型及飞机怠速时发动机左右推力方向数据采集输入，具体为机型为B737-300/400，发动机型号为CFM56-3C，发动机推力方向为双发动机均为前推力；
（2）划定无风条件下飞机怠速除冰危险区，包括进气道危险区、排气道危险区、噪声危险区并建立各危险区的边界曲线函数，根据实施例提供的各数据得到危险区数据如下：
Figure 108306DEST_PATH_IMAGE062
以此划定危险区，如图4所示；
（3）进行机场风力相关信息包括风向、平均风速、风速波动范围数据采集输入，具 体为平均风速10m/s、风向为
Figure 530060DEST_PATH_IMAGE030
轴负方向至
Figure 405743DEST_PATH_IMAGE030
轴正方向、风力波动范围为8m/s-12m/s；
（4）计算风力影响下飞机发动机进气气流与排气气流的运动轨迹，根据运动轨迹 计算风力影响下进气道危险区和排气道危险区的边界曲线函数，通过边界曲线函数调整进 气道危险区和排气道危险区范围。将飞机发动机排气气流按距离均分为5000个粒子，施加
Figure 280158DEST_PATH_IMAGE030
轴方向风力后运动轨迹公式如下：
Figure 1121DEST_PATH_IMAGE063
设定
Figure 339698DEST_PATH_IMAGE064
，
Figure 573233DEST_PATH_IMAGE065
，根据风力数据可计算得出粒子运动轨迹，所有粒 子运动轨迹的终点连成排气道危险区边界如图7所示，根据进气道边界曲线函数和排气边 界曲线函数确定进气道危险区和排气道危险区位置如图8所示；
（5）计算风力影响下噪声危险区的边界曲线函数，通过噪声危险区边界曲线函数 调整噪声危险区范围，具体计算过程为设定偏移系数
Figure 747994DEST_PATH_IMAGE066
，则根据如下公式计算可得
Figure 725177DEST_PATH_IMAGE067
，
Figure 668993DEST_PATH_IMAGE068
。确定噪声危险区位置，如图8所示；
Figure 73430DEST_PATH_IMAGE069
（6）根据飞机怠速除冰危险区确定发动机内外安全通道，见图8；
（7）根据机型、发动机内外安全通道和风速波动范围确定除冰作业路径，具体生成 方法为先以按照避开进气道危险区、排气道危险区、尽可能远离噪声危险区中心、尽可能贴 合飞机轮廓的原则生成一条除冰作业路线；然后在此作业路线的基础上根据风速波动范围 按如下公式取
Figure 188016DEST_PATH_IMAGE070
计算可得
Figure 781940DEST_PATH_IMAGE071
进行外扩生成一条外扩除冰路线，即
Figure 767214DEST_PATH_IMAGE072
，得到最终作业路线见图8。
应用实施例2
飞机机型为B737-300/400，发动机型号为CFM56-3C，发动机推力方向为双发动机 均为反推力，风力状况为平均风速10m/s、风向为
Figure 404868DEST_PATH_IMAGE001
轴负方向至
Figure 757483DEST_PATH_IMAGE001
轴正方向、风力波动范围为 8m/s-12m/s。
在应用实施例2中，本发明的全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法具体包括：
（1）航班机型及飞机怠速时发动机左右推力方向数据采集输入，具体为机型为B737-300/400，发动机型号为CFM56-3C，发动机推力方向为双发动机均为反推力；
（2）划定无风条件下飞机怠速除冰危险区，包括进气道危险区、排气道危险区、噪声危险区并建立各危险区的边界曲线函数，根据实施例提供的各数据得到危险区数据如下：
Figure 76469DEST_PATH_IMAGE073
以此划定危险区，如图5所示；图6是本发明实施例提供的无风条件发动机左反推力右前推力下的危险区示意图。
（3）进行机场风力相关信息包括风向、平均风速、风速波动范围数据采集输入，具 体为平均风速10m/s、风向为
Figure 244145DEST_PATH_IMAGE001
轴负方向至
Figure 6696DEST_PATH_IMAGE001
轴正方向、风力波动范围为8m/s-12m/s；
（4）计算风力影响下飞机发动机进气气流与排气气流的运动轨迹，根据运动轨迹计算风力影响下进气道危险区和排气道危险区的边界曲线函数，通过边界曲线函数调整进气道危险区和排气道危险区范围。将飞机发动机排气气流按距离均分为5000个粒子，施加y轴方向风力后运动轨迹公式如下：
Figure 830296DEST_PATH_IMAGE074
设定
Figure 749710DEST_PATH_IMAGE064
，
Figure 460308DEST_PATH_IMAGE075
，根据风力数据可计算得出粒子运动轨迹，所有粒 子运动轨迹的终点连成排气道危险区边界，根据进气道边界曲线函数和排气边界曲线函数 确定进气道危险区和排气道危险区位置如图9所示；
（5）计算风力影响下噪声危险区的边界曲线函数，通过噪声危险区边界曲线函数 调整噪声危险区范围，具体计算过程为设定偏移系数
Figure 705345DEST_PATH_IMAGE066
，则根据如下公式计算可得
Figure 16240DEST_PATH_IMAGE067
，
Figure 427761DEST_PATH_IMAGE068
。确定噪声危险区位置，如图9所示；
Figure 570030DEST_PATH_IMAGE076
（6）根据飞机怠速除冰危险区确定发动机内外安全通道，见图9；
（7）根据机型、发动机内外安全通道和风速波动范围确定除冰作业路径，具体生成 方法为先以按照避开进气道危险区、排气道危险区、尽可能远离噪声危险区中心、尽可能贴 合飞机轮廓的原则生成一条除冰作业路线；然后在此作业路线的基础上根据风速波动范围 按如下公式取
Figure 658071DEST_PATH_IMAGE070
计算可得
Figure 3733DEST_PATH_IMAGE071
进行外扩生成一条外扩除冰路线，即
Figure 733792DEST_PATH_IMAGE072
，得到最终作业路线见图9。
需要说明的是，上述装置/单元之间的信息交互、执行过程等内容，由于与本发明方法实施例基于同一构思，其具体功能及带来的技术效果，具体可参见方法实施例部分，此处不再赘述。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，仅以上述各功能单元、模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能单元、模块完成，即将所述装置的内部结构划分成不同的功能单元或模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。实施例中的各功能单元、模块可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中，上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。另外，各功能单元、模块的具体名称也只是为了便于相互区分，并不用于限制本发明的保护范围。上述系统中单元、模块的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
应用实施例3
本发明实施例还提供了一种计算机设备，该计算机设备包括：至少一个处理器、存储器以及存储在所述存储器中并可在所述至少一个处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述任意各个方法实施例中的步骤。
应用实施例4
本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时可实现上述各个方法实施例中的步骤。
应用实施例5
本发明实施例还提供了一种信息数据处理终端，所述信息数据处理终端用于实现于电子装置上执行时，提供用户输入接口以实施如上述各方法实施例中的步骤，所述信息数据处理终端不限于手机、电脑、交换机。
应用实施例6
本发明实施例还提供了一种服务器，所述服务器用于实现于电子装置上执行时，提供用户输入接口以实施如上述各方法实施例中的步骤。
本发明实施例提供了一种计算机程序产品，当计算机程序产品在电子设备上运行时，使得电子设备执行时可实现上述各个方法实施例中的步骤。
所述集成的单元如果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，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，本发明实现上述实施例方法中的全部或部分流程，可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一计算机可读存储介质中，该计算机程序在被处理器执行时，可实现上述各个方法实施例的步骤。其中，所述计算机程序包括计算机程序代码，所述计算机程序代码可以为源代码形式、对象代码形式、可执行文件或某些中间形式等。所述计算机可读介质至少可以包括：能够将计算机程序代码携带到拍照装置/终端设备的任何实体或装置、记录介质、计算机存储器、只读存储器（Read-Only Memory，ROM）、随机存取存储器（Random AccessMemory，RAM）、电载波信号、电信信号以及软件分发介质。例如U盘、移动硬盘、磁碟或者光盘等。
在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述或记载的部分，可以参见其它实施例的相关描述。
下面结合实施例相关效果的证据对本发明技术效果作进一步描述。
本发明所提出的飞机怠速除冰危险区辨识方法能够结合风力情况对结果的影响，同时参照发动机安全通道得出对应的危险区并生成对应的作业路径，为验证本发明提出的危险区辨识及作业路径生成方法，开展了5组仿真实验，并以传统发动机安全通道危险区划定及路线生成方法对位对比实验组，得到的辨识精确度仿真结果如下表所示：
Figure 668250DEST_PATH_IMAGE077
通过实验结果可知，提出飞机怠速除冰危险区辨识精确度能够达到0.8789，比传统的发动机安全通道危险区划定方法提升0.4125。
以上所述，仅为本发明较优的具体的实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，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，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法，其特征在于，所述全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法包括：
步骤一，进行航班机型及飞机怠速时发动机左右推力方向数据采集输入；
步骤二，划定无风条件下飞机怠速除冰危险区，包括进气道危险区、排气道危险区、噪声危险区，并建立各怠速除冰危险区的边界曲线函数；
步骤三，进行机场风力的风向、平均风速、风速波动范围数据采集输入；
步骤四，计算风力影响下飞机发动机进气气流与排气气流的运动轨迹，根据运动轨迹计算风力影响下的进气道危险区边界曲线函数和排气道危险区边界曲线函数，通过边界曲线函数调整进气道危险区和排气道危险区范围；
步骤五，计算风力影响下噪声危险区边界曲线函数，通过噪声危险区边界曲线函数调整噪声危险区范围；
步骤六，根据怠速除冰危险区的边界曲线函数确定发动机内外安全通道；
步骤七，根据机型、发动机内外安全通道和风速波动范围确定除冰作业路径。
2.根据权利要求1所述的全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法，其特征在于，在步骤一中，所述航班机型及飞机怠速时发动机左右推力方向数据包括：飞机机型信息、发动机型号信息、左发动机推力方向信息、右发动机推力方向信息。
3.根据权利要求1所述的全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法，其特征在于，在步骤二中，所述划定无风条件下飞机怠速除冰危险区为：根据飞机机型信息、发动机型号信息、左发动机推力方向信息、右发动机推力方向信息，确定进气道危险区半径和延伸长度、排气道危险区半径和延伸长度、噪声危险区半径，然后计算各怠速除冰危险区的边界曲线函数，具体包括以下内容：
1）左右发动机均为前推力：
进气道危险区为2个互不重叠延伸半圆形区域，以右发动机进气口为坐标原点，轴表示飞机轴线方向，方向为由机头指向机尾；根据延伸长度与半径计算右发动机进气道危险区边界曲线函数为：
Figure 148586DEST_PATH_IMAGE001
式中，
Figure 82039DEST_PATH_IMAGE002
是进气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 189672DEST_PATH_IMAGE003
是进气道危险区半径，
Figure 397930DEST_PATH_IMAGE004
是进 气道危险区延伸长度；
排气道危险区为一个延伸半圆形区域，以左右发动机排气口连线中点为坐标原点，根据延伸长度与半径计算排气道危险区边界曲线函数：
Figure 477882DEST_PATH_IMAGE005
式中，
Figure 628240DEST_PATH_IMAGE006
是排气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 177165DEST_PATH_IMAGE007
是排气道危险区半径，
Figure 641644DEST_PATH_IMAGE008
是排 气道危险区延伸长度；
噪声危险区是以发动机进气口为中心的两个圆形区域，以右发动机进气口为坐标原点根据半径计算右发动机噪声危险区边界曲线函数：
Figure 372840DEST_PATH_IMAGE009
式中，
Figure 444832DEST_PATH_IMAGE010
是噪声危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 730320DEST_PATH_IMAGE011
是噪声危险区半径；
2）左右发动机均为反推力：
进气道危险区为部分重叠半圆形，以右发动机进气口为坐标原点根据延伸长度与半径计算右发动机进气道危险区边界曲线函数：
Figure 280381DEST_PATH_IMAGE012
式中，
Figure 334925DEST_PATH_IMAGE013
是右发动机进气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 30348DEST_PATH_IMAGE003
是进气道危险区半 径；
排气道危险区为前段三角形后端矩形的组合区域，以右发动机排气口为坐标原点根据延伸长度计算排气道危险区边界曲线函数：
Figure 350602DEST_PATH_IMAGE014
式中，
Figure 688043DEST_PATH_IMAGE015
是排气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 597093DEST_PATH_IMAGE016
、
Figure 10888DEST_PATH_IMAGE017
、
Figure 5389DEST_PATH_IMAGE018
、
Figure 162832DEST_PATH_IMAGE019
是根据飞机发 动机排气角度确定的参数，
Figure 926388DEST_PATH_IMAGE020
是飞机宽度，
Figure 229194DEST_PATH_IMAGE008
是延伸长度；
3）左发动机反推力、右发动机前推力：
进气道危险区为与飞机轴线存在一定角度的半圆形区域，以左发动机进气口为坐标原点根据半径计算进气道危险区边界曲线函数：
Figure 992881DEST_PATH_IMAGE021
式中，
Figure 406545DEST_PATH_IMAGE022
是进气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 86925DEST_PATH_IMAGE003
是进气道危险区半径，
Figure 45785DEST_PATH_IMAGE023
、
Figure 811616DEST_PATH_IMAGE024
是根据角度确定的参数；
4）左发动机前推力、右发动机反推力：
与左发动机反推力、右发动机前推力时的危险区域关于飞机轴线对称，以右发动机进气口为坐标原点根据半径计算进气道危险区边界曲线函数：
Figure 763391DEST_PATH_IMAGE025
式中，
Figure 252273DEST_PATH_IMAGE026
是进气道危险区的边界曲线各点坐标值，
Figure 428039DEST_PATH_IMAGE003
是进气道危险区半径，
Figure 431898DEST_PATH_IMAGE023
、
Figure 921785DEST_PATH_IMAGE027
是根据角度确定的参数。
4.根据权利要求1所述的全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方 法，其特征在于，在步骤三中，机场的平均风速分解为
Figure 514441DEST_PATH_IMAGE028
，
Figure 877420DEST_PATH_IMAGE029
轴两个方向的分速度，
Figure 555526DEST_PATH_IMAGE028
轴表示 飞机轴线方向，方向为由机头指向机尾。
5.根据权利要求1所述的全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法，其特征在于，在步骤四中，所述计算风力影响下飞机发动机进气气流与排气气流的运动轨迹包括：
（i）确定飞机发动机进气气流为从静止开始的匀加速运动，排气道气流为带有初速度的匀减速运动直至速度为零；
（ii）对飞机发动机进气气流和排气道气流叠加风力带来的运动，在
Figure 911421DEST_PATH_IMAGE028
轴方向上叠加一 个速度恒定为
Figure 109315DEST_PATH_IMAGE028
轴方向上分速度的匀速运动，在
Figure 626884DEST_PATH_IMAGE029
轴方向上叠加一个速度恒定为
Figure 792286DEST_PATH_IMAGE029
轴方向 上分速度的匀速运动，将气流本身运动和风力带来的
Figure 437026DEST_PATH_IMAGE028
、
Figure 269852DEST_PATH_IMAGE029
轴方向上新增运动叠加求得风力 影响下的气流运动轨迹。
6.根据权利要求1所述的全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法，其特征在于，在步骤四中，根据运动轨迹计算风力影响下的进气道危险区边界曲线函数和排气道危险区边界曲线函数，通过边界曲线函数调整进气道危险区和排气道危险区范围具体包括：
首先按距离均分的方式将气流模拟成若干个初始速度不同的粒子运动；然后将所有的 粒子运动叠加风速影响，
Figure 896006DEST_PATH_IMAGE028
、
Figure 361753DEST_PATH_IMAGE029
轴方向的风会使粒子在各自的方向做匀速运动，得到粒子运 动的终点；最后将粒子运动的终点连在一起得到危险区边界曲线，并以此确定风速影响下 的进气道危险区和排气道危险区区域范围；风速下粒子运动叠加公式
Figure 997134DEST_PATH_IMAGE030
如下：
Figure 677341DEST_PATH_IMAGE031
式中，
Figure 5555DEST_PATH_IMAGE032
为无风条件下气流粒子运动，
Figure 942287DEST_PATH_IMAGE033
为
Figure 397670DEST_PATH_IMAGE028
轴风力下气流粒子运动，
Figure 673930DEST_PATH_IMAGE034
为
Figure 969782DEST_PATH_IMAGE029
轴风力下气流粒子运动；
各分解运动具体公式如下：
Figure 878964DEST_PATH_IMAGE035
式中，
Figure 652885DEST_PATH_IMAGE036
为粒子初始运动速度，
Figure 534384DEST_PATH_IMAGE037
为时间，
Figure 204400DEST_PATH_IMAGE038
为粒子受到空气阻力的加速度；
Figure 850145DEST_PATH_IMAGE039
式中，
Figure 381752DEST_PATH_IMAGE040
为
Figure 694921DEST_PATH_IMAGE028
轴方向上的风速，
Figure 270259DEST_PATH_IMAGE037
为时间；
Figure 419612DEST_PATH_IMAGE041
式中，
Figure 738598DEST_PATH_IMAGE042
为
Figure 657006DEST_PATH_IMAGE029
轴方向上的风速，
Figure 403245DEST_PATH_IMAGE037
为时间。
7.如权利要求1所述的全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法，其特征在于，在步骤五中，所述计算风力影响下噪声危险区边界曲线函数，通过噪声危险区边界曲线函数调整噪声危险区范围包括：将圆形噪声危险区按与风速呈正相关的距离向风向方向偏移，得到风力影响下的噪声危险区边界曲线函数和噪声危险区区域范围；
噪声危险区中心偏移公式如下：
Figure 758003DEST_PATH_IMAGE043
式中，
Figure 896992DEST_PATH_IMAGE044
为噪声危险区中心在
Figure 919174DEST_PATH_IMAGE028
轴上的偏移距离，
Figure 118206DEST_PATH_IMAGE045
为噪声危险区中心在
Figure 491418DEST_PATH_IMAGE029
轴上的 偏移距离，
Figure 152207DEST_PATH_IMAGE038
为偏移系数，
Figure 982891DEST_PATH_IMAGE040
为
Figure 398828DEST_PATH_IMAGE028
轴风速，
Figure 931441DEST_PATH_IMAGE042
为
Figure 412232DEST_PATH_IMAGE046
轴风速。
8.如权利要求1所述的全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法，其特征在于，在步骤六中，所述根据怠速除冰危险区的边界曲线函数确定发动机内外安全通道包括：
当发动机使用反推力时将不存在发动机安全通道；
当发动机使用前推力时发动机内部安全通道为进气道危险区边界与机身间形成的通道，外部安全通道为进气道危险区边界与机翼间形成的通道，发动机安全通道允许进行除冰作业。
9.如权利要求1所述的全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法，其特征在于，在步骤七中，所述根据机型、发动机内外安全通道和风速波动范围确定除冰作业路径包括：按照避开进气道危险区、排气道危险区、远离噪声危险区中心、贴合飞机轮廓的原则生成一条除冰作业路线；根据风速波动范围生成以除冰作业路线为基础的外扩除冰路线，外扩距离与风速波动范围呈正相关，具体公式为：
Figure 143428DEST_PATH_IMAGE047
式中，
Figure 215420DEST_PATH_IMAGE048
为外扩距离，
Figure 500908DEST_PATH_IMAGE049
为外扩系数，
Figure 503499DEST_PATH_IMAGE050
为最大风速，
Figure 105513DEST_PATH_IMAGE051
为平均风速。
10.一种实施权利要求1~9任意一项所述全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成方法的全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成系统，其特征在于，所述全天候条件下飞机怠速除冰危险区辨识与作业路径生成系统包括：
发动机左右推力方向数据采集模块（1），用于进行航班机型及飞机怠速时发动机左右推力方向数据采集输入；
飞机怠速除冰危险区划定模块（2），用于划定无风条件下飞机怠速除冰危险区，包括进气道危险区、排气道危险区、噪声危险区，并建立各危险区的边界曲线函数；
机场风力信息采集模块（3），用于进行机场风力的风向、平均风速、风速波动范围数据采集输入
进气道危险区和排气道危险区调整模块（4），用于计算风力影响下飞机发动机进气气流与排气气流的运动轨迹，根据运动轨迹计算风力影响下进气道危险区和排气道危险区的边界曲线函数，通过边界曲线函数调整进气道危险区和排气道危险区范围；
噪声危险区调整模块（5），用于计算风力影响下噪声危险区的边界曲线函数，通过噪声危险区边界曲线函数调整噪声危险区范围；
发动机内外安全通道确定模块（6），用于根据飞机怠速除冰危险区确定发动机内外安全通道；
除冰作业路径确定模块（7），用于根据机型、发动机内外安全通道和风速波动范围确定除冰作业路径。
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Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2466190A1 (en) * 2004-05-13 2005-11-13 Serge M. Benjamin Trucks and commercial vehicles ice and snow removal system
US20070085706A1 (en) * 2005-10-13 2007-04-19 Honeywell International Inc. Intuitive wind velocity and direction presentation
US20070102573A1 (en) * 2005-10-21 2007-05-10 Honda Motor Co., Ltd. Ice protection system for aircraft
CN101100222A (zh) * 2007-07-18 2008-01-09 中国民航大学 飞机整体集中除冰系统
CN101835686A (zh) * 2007-10-22 2010-09-15 埃尔塞乐公司 进气口的压电式除冰
WO2013140306A1 (en) * 2012-03-19 2013-09-26 Intertechnique Wing ice protection system based on a fuel cell system
US20150298826A1 (en) * 2014-04-19 2015-10-22 Valentin Luca High-Speed Airplane Deicing Installation Systems and Methods
US20160075436A1 (en) * 2014-09-11 2016-03-17 Exelis Inc. Commercial Aviation Deicing System
CN107703379A (zh) * 2016-08-08 2018-02-16 波音公司 用于监控飞机上的关键部件的系统以及方法
US11203438B1 (en) * 2018-12-13 2021-12-21 Rockwell Collins, Inc. System and method for deicing
CN114091185A (zh) * 2022-01-24 2022-02-25 中国民航大学 一种飞机表面积冰演化状态辨识方法及系统

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2466190A1 (en) * 2004-05-13 2005-11-13 Serge M. Benjamin Trucks and commercial vehicles ice and snow removal system
US20070085706A1 (en) * 2005-10-13 2007-04-19 Honeywell International Inc. Intuitive wind velocity and direction presentation
US20070102573A1 (en) * 2005-10-21 2007-05-10 Honda Motor Co., Ltd. Ice protection system for aircraft
CN101100222A (zh) * 2007-07-18 2008-01-09 中国民航大学 飞机整体集中除冰系统
CN101835686A (zh) * 2007-10-22 2010-09-15 埃尔塞乐公司 进气口的压电式除冰
WO2013140306A1 (en) * 2012-03-19 2013-09-26 Intertechnique Wing ice protection system based on a fuel cell system
US20150298826A1 (en) * 2014-04-19 2015-10-22 Valentin Luca High-Speed Airplane Deicing Installation Systems and Methods
US20160075436A1 (en) * 2014-09-11 2016-03-17 Exelis Inc. Commercial Aviation Deicing System
CN107703379A (zh) * 2016-08-08 2018-02-16 波音公司 用于监控飞机上的关键部件的系统以及方法
US11203438B1 (en) * 2018-12-13 2021-12-21 Rockwell Collins, Inc. System and method for deicing
CN114091185A (zh) * 2022-01-24 2022-02-25 中国民航大学 一种飞机表面积冰演化状态辨识方法及系统

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