CN1906501B - 用于航空器涡流安全的集成系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及用于防止可能出现不正常情况的系统，其中当航空器可能进入涡流发生器尾涡流危险区时。本发明的系统包括信息子系统，用于记录和存储有关预期航空器相对位置的信息和根据用户规定危险准则的尾涡流区，它涉及影响航空器的危险气动力和力矩，气动力和力矩是由涡流发生器尾涡流诱发的，并用于传递所述信息到所述用户，他们可以是与航空器之间有保护距离和在预报时刻的机组成员和/或机上服务员。所述信息可以是视觉可读形式，且信息量足以形成指示信号，它可以由航空器实施飞行操作以避开危险的尾涡流区。

Description

用于航空器涡流安全的集成系统
技术领域
本发明涉及提供用于航空器安全驾驶操作的方法和装置，具体涉及观察预先警告或防止意外情况的发生，该情况是与航空器进入另一个飞行物体造成分布式空气流危险区的风险相联系，这是该物体产生的所谓“尾涡流”或作为飞行物体周围稳定空气流的结果。
背景技术
提供安全航空器飞行的问题是当前十分感兴趣的问题，并包含若干个技术和组织问题。这种问题之一是在决定性因素是高水平涡流紊乱度的气动力影响时提供安全的飞行，例如，另一个航空器在邻近飞行以及其他物体产生的尾涡流，这些物体经受高水平湍流和涡流的空气流。
众所周知，飞行航空器产生尾涡流。遭遇另一个航空器产生尾涡流的航空器对它的冲角和滑行角产生重大的变化。航空器暴露在空气力和力矩的影响下，这些力和力矩可以使航空器从其尾部跌落，而在离地面的低空下飞行时，例如，在起飞和着陆时，这种因素可以导致危险的情况，由于航空器不能借助于航空器控制补偿这种力和力矩的效应。
具有小展弦比机翼和重机翼负载的航空器外观可以使尾涡流强度增大，从而增大航空器进入尾涡流区的危险性。
有关运输和涡流衰减的大量研究工作表明，诸如风力，风向转变，分层结构，和湍流的环境因素在这些过程中起到重要的作用。
在考虑到新预报天气条件和大气条件影响的合理预报尾涡流动力学基础上，以及地面对尾涡流动力学的影响下，潜在的机会是在着陆，起飞和巡航飞行期间优化航空器之间的安全距离。
判定这种问题的一个主要趋势是研究实时工作的机载计算机系统，确定气动力对航空器影响的危险水平，并允许选取进一步修正航空器的飞行控制，其目的是有效补偿这种气动力扰动。
另一个任务可以称之为信息任务，它是给飞行员提供有关尾涡流位置和在预定时间周期内航空器相对于尾涡流位置的信息。
在考虑涡流发生器航空器和当前天气数据的数学模型的基础上，用于在显示器上观察尾涡流的方法和装置是熟知的。按照技术方案，该装置利用快速响应的显示器，其中可以观察航空器产生并位于受保护航空器邻近的模拟尾涡流(US，5845874，A)。然而，在受保护航空器邻近有许多航空器的情况下，例如，航空站邻近，显示器可以显示大量模拟尾涡流，因此，很难识别哪个尾涡流对航空器产生真正的危险，以及哪些尾涡流是可以忽略的。
一种用于提高飞行安全性的最有前景方法是给飞行员实时提供尾涡流的预报位置，航空器进入这个位置可能造成事故。
尾涡流紊乱度的警告系统是熟知的.该系统设计成机载安装.只有当该系统评价在某个时间周期之后可能发生这种进入时，它通知航空器机组成员可能进入另一个航空器的尾涡流(US，6177888，A).该系统提供两个航空器的相互坐标，交换警告信号和有关当前离地面高度，距离和定向，以及跟踪相对于本地风速的尾涡流路径的信息.该系统在航空器进入另一个航空器的尾涡流之前确定距离或时间，并在该距离或时间小于预设阈值时指出航空器接近尾涡流.计算尾涡流路径上点集合中每个点尾涡流体积的宽度和高度，其形式是从给定点到相邻航空器距离的函数.
然而，这种系统不能解决这样的问题，在进入尾涡流时给飞行员提供有关部危险水平的信息，而且，它也不能给航空器操作提出避免进入尾涡流的建议。
此外，各种航空器飞行条件要求减小航空器之间的距离，例如，在航空站的相继起飞和着陆期间，它对于增大航空站容量是非常重要的。
有关尾涡流位置和结构以及它们对航空器在预报时间内影响的可靠知识有利于满足增大飞行效率和安全性的矛盾要求。
尾涡流的警告系统是熟知的。该系统设计成用于机载安装和警告飞行员在航空器邻近存在另一个航空器的预计危险(US，6211808，B1)。该系统是由介质材料的球面天线构成，它有8个接收器扇区，用于检测从其他航空器反射的微波信号。然而，该系统是相当昂贵的，且不能给飞行员提供有关发生危险空气扰动的信息。
存在另一个技术方案，它提供防止航空器与另一个航空器尾涡流相交的方法(WO 00/71985)。该方案要求确定另一个航空器产生尾涡流的位置，几何形状和结构，确定尾涡流的存在是借助于从第一航空器的载系统接收的信息，从另一个航空器接收的信息，或从航空站接收的信息。该方案也要求确定另一个航空器高度，另一个航空器尾涡流相对于环境条件的预报位置，具体地说是风速和方向，空气温度，带参照表的接收数据，或通过观察相对于第一航空器的位置和路径做尾涡流模型，预报尾涡流路径与第一航空器轨道的相交点，在发生这种相交的情况下使用报警信号。一般地说，该方法用在空港区中提供两个航空器的安全飞行。实施该方法可以导致增大第一航空器在第二航空器上的飞行高度。该方法利用交通避撞系统(Traffic CollisionAvoidance System)。然而，第一航空器飞行员接收飞行区中所有涡流区的可视信息，这是由于存在第二航空器。因此，这种情况不能给飞行员提供真正的尾涡流危险图像。
众所周知，NASA，USA极大地关注提高终端区效率，具体地说，在航空器起飞和着陆期间，一种研究工作的趋势是实施AVOSS(航空器涡流定距系统)，该系统组合不同系统的输出，并精心设计安全尾涡流分离的动态准则，它取决于天气条件(37th Aerospace SciencesMeeting & Exhibit，January 11-14，1999，Reno，NY，NASA LangleyResearch Center，Hampton，VA)。这种系统代表当前和预报的条件，尾涡流传输的模型，和在这些天气条件下从地面到起飞和着陆下滑路径的尾涡流衰减，以及实时反馈尾涡流行为。比较尾涡流行为与先前确定的安全走廊尺寸和有关尾涡流衰减的计算数据。该结果是所要求的安全航空器分离。若尾涡流存在的时间比预期的长，则减小标准分离被禁止。计算从滑行路径高度到跑道阈值多个‘窗口’的尾涡流行为。
然而，这种系统有若干项限制，例如：没有考虑高度风向转变，它可能阻止尾涡流下降或原始尾涡流上升；没有考虑具体的湍流规模，这是修正尾涡流衰减模型所必需的，以及其他一些可能导致不正常情况的发生，这是由于提供给飞行控制器的计算尾涡流参数与实际尾涡流参数的不一致性。
此外，AVOSS实施方案可以导致增大飞行控制器的负荷，使它遭受严重的感情负担，这是由于强化它们的劳动并可以产生采取不正确判定的多余风险.
我们应当牢记在心，当航空器飞行是在飞行控制器所作的命令基础上被执行并在指挥员或自动模式下实现时，外来的安全系统主要是利用所谓的‘仪表飞行规则’。
然而，飞行控制器活动中最关键的是在紧急情况下做出正确的判定。在该过程中存在两个阶段：识别情况和确定旨在消除紧急情况的活动。在每项活动的开始，飞行控制器应当设想其他的步骤。感受来自长期存储器，显示媒体或听觉的口头形式视觉和声音信号在时间不足的情况下需要一定的时间。感受图形符号的时间要小得多，而识别有分开图像区表示的情况可以提高判定的正确性。
此外，诸如加速度的物理因素效应可以转移飞行员的大脑循环，而且，在感情和神经紧张的情况下甚至可以短暂丢失知觉。所以，解决该问题的合理方法是预先给飞行员或飞行控制器提供做出判定所需的图形符号信息。
发明内容
本发明的目的是开发一种用于航空器飞行的安全系统，它是在进入到其他航空器，地面物体，以及位于飞行航空器邻近的海上移动或非移动物体产生尾涡流的风险条件下，其中包括起飞和着陆状态。
本发明的指定任务是开发集成涡流安全系统，该系统通知用户在航空器邻近存在不同物体产生的尾涡流，按照用户选取的危险准则，它可以给航空器造成危险。该系统还应当通知用户有关尾涡流危险区的几何参数，进入这些危险区可能造成事故。该系统的另一个特征是提示飞行员或可能影响航空器飞行的其他用户产生控制信号，用于确保航空器安全规避动作。
通过开发用于航空器涡流安全的集成系统，可以完成这个指定任务，集成系统包含以下的子系统：
航空器信息子系统，它能够确定，保存，并给用户提供有关航空器位置的信息；
尾涡流信息子系统，它能够确定，保存，并给用户提供有关航空器邻近尾涡流发生器的信息；
环境信息子系统，它能够确定，保存，并给用户提供有关当前和预报时间内航空器邻近区域中环境条件的信息；
警告子系统，它警告用户航空器在用户选取预报时间内可能遭遇涡流发生器产生的尾涡流危险区；
用户子系统，它至少能够确定，保存，并给用户指出从其他子系统接收的信息，和形成这样的信号，它建议航空器在用户选取时间周期内的规避动作，该时间是在用户接收到在预报时间内可能进入涡流发生器尾涡流危险区的警告之后；
通信子系统，它在单个复合体中形成子系统的集成。
此外，按照本发明的所述集成系统包括：
航空器信息子系统，它提供接收，处理，保存和传输信息到警告子系统，该信息至少有关航空器配置，惯性坐标系中的坐标和飞行姿态，航空器坐标系中的航空器速度和角速度分量；
涡流发生器子系统，它提供处理，保存和传输信息到用户，该信息至少有关涡流发生器类型，惯性坐标系中的坐标和飞行姿态，飞行速度和角速度分量；
环境信息子系统，它提供处理，保存和传输信息到用户，该信息至少有关存在尾涡流区域中不同高度的惯性坐标系中风速分量，以及环境湍流；
警告子系统，它通知用户航空器可能遭遇涡流发生器危险区，至少计算涡流发生器尾涡流危险区的位置和强度，在预报时间内航空器预报位置区，并给用户子系统发送这样的信息，该信息有关在预报时间内航空器可能遭遇涡流发生器尾涡流危险区；
用户子系统，它接收，处理，保存和指出来自警告子系统的信息，该信息至少有关从航空器预报位置区到涡流发生器尾涡流危险区的距离在预报时间内变零，并形成这样的信号，该信号指出航空器位置的变化以增大上述距离。
此外，按照本发明，集成系统应当按照以下的方式实现：
所述航空器信息子系统是在航空器标准机载设备和/或地面，海上和/或航空航天导航复合体设备的基础上实现的；
所述涡流发生器信息子系统是在航空器标准机载设备和/或涡流发生器标准设备，和/或用于地面，海上，或航空航天复合体的空中交通管制设备的基础上实现的；
所述环境信息子系统是在航空器标准机载设备和/或用于空中交通管制系统的标准气象设备或地面，海上和/或航空航天导航复合体设备的基础上实现的；
所述警告子系统是在用户计算机软件和/或机载统一指示系统和/或空中交通管制勤务的指示系统或在海上的地面设备和/或在飞行控制器现场的航空航天导航复合体的基础上实现的，该系统通知用户航空器可能遭遇涡流发生器尾涡流危险区；
所述用户子系统是在用户计算机软件和/或航空器机载标准设备软件和/或在飞行控制器现场的地面或海上导航复合体软件基础上实现的；
所述通信子系统是在数据传输通信系统和/或信息交换的机载多路通道的基础上实现的。
按照本发明，集成系统用户可以是航空器，而建议信号的实现可以由航空器机组成员或航空器自动飞行系统完成。
此外，按照本发明，集成系统用户可以是空中交通管制勤务；当建议信号传输到航空器机组成员时，该机组成员或航空器自动控制系统可以实现建议信号。
按照本发明，集成系统应当包括以下的子系统作为警告子系统，它通知在预报时间内航空器可能遭遇涡流发生器尾涡流危险区，该系统包括：
航空器跟踪器，它能够接收有关航空器配置，在当前时间惯性坐标系中位置，坐标，和飞行姿态的信息；
涡流发生器跟踪器，它能够接收有关涡流发生器位置，几何和重量特征，以及在当前时间惯性坐标系中运动参数的信息；
存储器单元，它能够保存有关惯性坐标系中涡流发生器位置和运动参数的信息；
环境参数检测器，它能够接收有关航空器和涡流发生器在当前时间组合空间中环境参数的信息；
尾涡流跟踪器，它能够确定惯性坐标系中涡流中心路径集合形式的涡流发生器尾涡流；
用于选取延迟时间的装置，它能够计算时间周期，航空器在此时间周期内至少有可能采取飞行规避动作，从而使航空器在接收到可能遭遇尾涡流的警告信号之后规避涡流发生器尾涡流危险区；
用于模拟控制平面的装置，它能够计算延迟距离，该距离等于航空器在延迟时间内覆盖的距离，对位于航空器之前的控制平面做模型，该平面垂直于它在延迟距离上的飞行方向，并确定在惯性坐标系中航空器获得控制平面所需的预报时间；
用于确定危险区参数的装置，它能够确定涡流发生器尾涡流危险区的几何特征，其形式是在预报时间内涡流发生器涡流区中的危险区集合；
预报装置，它能够确定涡流发生器尾涡流路径，其形式是惯性坐标系中发生器涡流区中心和在预报时间内发生器尾涡流强度的集合；
用于计算相交点的装置，它能够确定发生器尾涡流轨迹与航空器在预报时间内飞行通过控制平面的相交点坐标；
区域形成装置，它能够形成尾涡流路径与尾涡流危险区控制平面的相交点，其形式是发生器尾涡流危险区集合，其中进入的航空器可能有超过容许限制的飞行参数；在航空器预报时间内航空器预报位置区控制平面中形成与相对于飞行规定控制平面的相交点；形成航空器预报位置的警告区；给用户提供有关尾涡流危险区进入警告区的信息；
变换单元，它能够计算航空器预报位置区，航空器坐标系中警告区和尾涡流危险区的坐标；
第一相交条件测试单元，它能够计算从警告区到尾涡流危险区的距离并标记它变零的距离；
第二相交条件测试单元，它能够计算从航空器预报位置区到尾涡流危险区的距离并标记它变零的距离；
第一指示单元，它能够形成和传输从航空器预报位置区到涡流发生器尾涡流危险区距离变零的信号；
第二指示单元，它能够指出从警告区到涡流发生器尾涡流危险区变零的距离。
按照本发明的系统有以下的特征：
所述航空器参数跟踪器至少能够接收有关航空器配置，坐标，飞行速度，倾斜，偏航和滚转角的信息；
所述涡流发生器跟踪器至少能够接收有关涡流发生器类型，飞行速度，角速度和发生器路径点坐标的信息；
所述环境参数检测器至少能够接收有关本地风速幅度和方向，高空风模式，环境湍流强度，和下部地形类型的信息；
所述尾涡流跟踪器能够在保存信息的基础上确定涡流发生器尾涡流路径，其形式是发生器涡流区中心和尾涡流强度的集合，该信息有关涡流发生器类型，速度，角速度，和发生器路径上各点的坐标；
所述模拟控制平面的装置能够在有关航空器位置，飞行姿态，速度，和延迟时间信息的基础上对控制平面做模型；
所述确定危险区参数的装置能够在保存的轨道点坐标和发生器尾涡流强度信息以及惯性坐标系中航空器配置，位置，速度和角速度信息的基础上确定发生器尾涡流危险区的几何特征；
所述预报装置能够在有关尾涡流路径信息的基础上确定涡流发生器尾涡流路径和强度，其形式是惯性坐标系中发生器涡流区中心的轨迹和尾涡流强度的集合；
所述计算相交点的装置能够在有关在预报时间内惯性坐标系中控制平面坐标和尾涡流轨迹信息的基础上确定发生器尾涡流轨迹与控制平面相交点的坐标；
所述区域形成装置能够在有关在预报时间内发生器尾涡流路径与控制平面相交点坐标信息，危险区几何特征的信息，其形式是发生器涡流危险区的集合，以及惯性坐标系中相对于飞行规则的航空器位置，飞行姿态，速度和角速度信息的基础上形成尾涡流危险区，航空器预报位置区和警告区；
所述变换单元能够在有关航空器预报位置区坐标，警告区坐标和尾涡流危险区坐标的信息以及有关航空器坐标和飞行姿态信息的基础上，最好是当前时间惯性坐标系中的倾斜，偏航和滚转角，计算航空器预报位置区，警告区和航空器坐标系中尾涡流危险区的坐标。
此外，按照本发明，集成系统中的所述警告子系统包括：涡流发生器跟踪器，存储器单元，尾涡流跟踪器，用于评价危险区参数的单元，用于评价危险区参数的装置，预报装置，用于计算相交点的装置，区域形成单元，变换单元，第一和第二相交条件测试单元，和信号单元，它能够同时对航空器邻近的每个涡流发生器发出信号。
此外，理想的是，按照本发明，在集成系统中用于选取延迟时间的所述装置可以利用当前修正延迟时间实现。
此外，理想的是，按照本发明，所述区域形成单元可以利用当前修正航空器可能位置区实现。
此外，理想的是，按照本发明，所述区域形成单元可以利用当前修正警告区实现。
此外，理想的是，按照本发明，当前修正延迟时间，当前修正航空器可能位置区，和当前修正警告区可以按照人工方式实现。
此外，理想的是，按照本发明，上述修正可以按照半自动或全自动方式实现。
此外，理想的是，按照本发明，所述集成安全系统包括：用户观察信息的单元，该信息有关航空器位置和涡流发生器尾涡流危险区。
此外，理想的是，所述用户子系统包括：指示单元和警告指示单元，它们选自包含视觉，听觉和触觉单元的组。
理想的是，按照本发明，所述集成系统包括用于确定危险区参数的装置，包括：
用于航空器规划的单元，它能够在航空器配置，坐标，飞行速度，倾斜角，偏航和滚转的基础上计算航空器几何特征的集合，这是评价发生器尾涡流诱发并作用到航空器上附加气动力和力矩所必需的；
用于评价作用到给定点航空器上并由发生器尾涡流诱发的附加气动力和力矩的单元，在有关尾涡流点路径的保存信息基础上，其形式是惯性坐标系中涡流区中心轨迹和发生器尾涡流强度的集合，以及在有关航空器配置，惯性坐标系中位置，飞行速度，角速度，和航空器几何结构的基础上，它能够进行计算这些气动力和力矩；
用于估算给定点空气动力扰动危险水平的单元，它能够在用户选取准则的基础上估算危险水平；
用于确定发生器尾涡流诱发的航空器气动力和力矩是危险点的单元，它能够在用户选取危险准则的基础上确定危险区上各点的坐标；
用于评价尾涡流危险区几何特征的单元，它能够在危险区各点坐标信息的基础上计算这些几何特征。
按照本发明，在所述警告子系统中，用于评价尾涡流危险区几何特征的所述单元能够近似确定危险区边界。
按照本发明，最好是，在集成系统中选取涡流发生器尾涡流诱发的容许航空器滚转力矩。
此外，按照本发明，在所述集成系统中可以选取涡流发生器尾涡流诱发的航空器滚转力矩作为危险准则。
按照本发明，最好是，集成系统中所述尾涡流跟踪器和预报单元包括：可编程元件；和用于评价尾涡流危险区几何特征的所述单元是在可编程元件的软件中实现的。
按照本发明，集成系统的的装置和所述单元可以有不同的定位。
此外，按照本发明，所述集成系统可以包括用于保存信息的系统，该信息至少有关延迟时间，控制平面坐标，航空器预报位置区，和涡流发生器危险区，它至少是在从航空器预报位置区到涡流发生器尾涡流危险区距离变零的紧急指示时间周期内。
附图说明
本发明的描述是借助于实施例和以下包含的附图，其中：
图1是按照本发明集成涡流安全系统的信息流程图；
图2是按照本发明用于实现警告子系统并结合部分的用户子系统，它通知用户航空器可能遭遇涡流发生器尾涡流危险区；
图3是按照本发明用于实现评价几何特征的单元；
图4是按照本发明用户子系统中可以观察的信息；
图5是按照本发明用户子系统中可以观察的信息形式。
具体实施方式
本发明可以利用不限制其应用的实施方案说明。图1代表的方案是，用户是在机场邻近飞行的航空器(以下用A/C表示)，而另一个邻近航空器的飞行产生尾涡流(以下称之为涡流发生器或VG)。该航空器配备导航系统，它可以测量自身和其他航空器的导航和飞行参数。
航空站导航设备包括以下的装置：例如，包含附近导航VOR/DME的国际无线电系统复合体(VOR雷达测量距离)，它是在国外航空线上运行的标准设备，用于自动连续地确定航空器位置(范围高达370km和覆盖0-40°)，自动定向器，用于指出航空器方位，例如，ARP-7S型的方位，和APR-8型导航台，给配备自动方向定向器的航空器提供飞行操作。
图1表示按照本发明的成航空器涡流安全系统的信息流程图，其中航空器子系统1保存有关航空器的信息，涡流发生器子系统2(以下表示为VG)和环境子系统3是在上述飞行和导航复合体中实现的，而部分是在航空站设备的基础上.按照本发明，这些系统确定，保存和传输这样的信息到集成涡流安全系统的其他子系统，该信息有关航空器攻击和侧滑角，角速度，航空器控制偏转，机器模式，航空器坐标系中过载，指出的空速，加速度，飞行姿态角度，和惯性坐标系中的速度矢量，位置坐标，雷达气象数据，以下地面类型，涡流发生器位置，以及有关其他尾涡流发生器位置，它们的形状，尺寸，速度和高度，高空风模式，尾涡流发生器类型，它们的路径点坐标，和它们的几何和重量数据的信息.
警告子系统(4)通知用户航空器最终进入涡流发生器危险区，它是在航空器飞行导航系统和航空器计算机系统基础上实现的。用户子系统(5)是在航空器计算机系统和指示和视觉系统基础上实现的，例如，头戴式显示系统。通信子系统(6)是在多路机载信息通道基础上实现的。
按照本发明，警告子系统(4)和包含视觉系统的部分用户子系统(5)是按照图2所示方案实现的。在从子系统(1)，(2)和(3)中接收信息基础上，警告子系统(4)计算在航空器邻近的尾涡流路径作为涡度尾涡流中心路径点的集合，确定VG尾涡流区的几何数据，满足用户指定的危险准则要求，当A/C相交位于A/C之前的一些模拟控制平面时，该平面垂直于与A/C有预定距离的飞行轨迹，例如，在预报时间内预报尾涡流效应下的A/C滚转角；形成有关航空器的可能预报位置和控制平面上尾涡流危险区的信息，评价航空器的危险水平，并实时跟踪危险区与A/C之间的距离。
借助于声音，触觉或视觉指示，用户子系统(5)通知飞行员关于预报事件进入危险区，并给用户提供视觉信息，形成诸如声音信号的所需信号。若子系统(5)也是在飞行控制器现场，则可以复制该信息，从而允许飞行控制器集中注意力到做出正确的决定。
按照图2所示的方案，在警告子系统(4)中，A/C参数跟踪器(7)从子系统(1)通过通信子系统(6)接收有关航空器的信息，具体地说，按照本发明，该信息涉及A/C配置，惯性坐标系中当前时间内的坐标，飞行速度，角速度，倾斜角，偏航和滚转角。
尾涡流发生器跟踪器(8)从子系统(2)通过通信子系统(6)接收有关尾涡流发生器的信息，并在存储器装置(9)中保存有关VG类型，惯性坐标系中飞行速度，角速度和轨迹点的信息。
环境参数检测器(10)从子系统(3)通过通信子系统(6)接收环境信息，例如，从航空器空中数据系统或从飞行官员接收这样的信息，该信息有关本地风速和方向，高空风模式，湍流度，在当前时间t惯性坐标系的A/C和VG组合区中的以下地面类型。
在从存储器单元9接收信息的基础上，尾涡流跟踪器11计算VG尾涡流路径和强度作为惯性坐标系中涡流中心的几何，例如，借助于作者的‘know-how’的算法，或借助于计算尾涡流路径和强度的熟知算法(Northwest Research Association，Inc.，the Aircraft Vortex SpacingSystem(AVOSS)，Algorithm Version 3.1.1)，它可以在集成描述空间和时间演化涡流的微分方程基础上计算涡流区路径的中心，或利用提供所述计算的其他算法.存储器单元12保存这些数据.还可以通过仪器测量确定涡流区坐标，例如，借助于激光雷达，借助于测量和估算空气流切向速度，进一步计算尾涡流路径和强度.装置13选取A/C规避动作所需的延迟时间.按照本发明，借助于人工，半自动或全自动控制方式，在当前模式下可以修正延迟时间，其中考虑飞行员技术或飞行任务的特征.在从装置7接收信息的基础上，该信息有关A/C坐标，飞行速度，倾斜，偏航和滚转角，以及在从装置13接收选取延迟时间Δt信息的基础上，控制平面(以下表示为CP)模拟单元14模拟位于A/C之前的CP，它垂直于离A/C延迟距离上的轨迹，例如，其形式是IF中CP的系数并确定A/C飞行通过CP时的预报时间t+Δt.任何能够完成这种计算的计算装置，例如，A/C机载计算机，可以用作单元14.在有关装置12中保存VG尾涡流路径和强度和来自模拟装置14预报时间信息的基础上，预报装置15计算VG尾涡流路径坐标和强度，其形式是IF中预报时间内涡流中心路径的集合.在从装置7接收信息的基础上，该信息有关A/C坐标，飞行速度，和角速度以及来自存储器单元12的信息，该信息有关VG尾涡流路径坐标和强度，其形式是VG涡流区中心路径，按照选取的危险准则，危险区参数评价装置16确定VG尾涡流危险区几何数据，其形式是在预报时间t+Δt内VG涡流危险区的集合.按照本发明，A/C容许的滚转或由VG尾涡流诱发的A/C滚转力矩容许值可以选取为危险准则.
按照本发明，尾涡流跟踪器11和预报装置15可以包含可编程元件，例如，它能够计算VG尾涡流路径和强度，而装置16可以在这种元件的软件中实现，即，在用于计算不同类型VG的尾涡流危险区的计算几何特征数据库中，它取决于不同的环境条件和VG运动，不同强度尾涡流在A/C上诱发的气动力和力矩，例如，A/C滚转力矩。
在有关CP坐标信息的基础上，例如，在A/C飞行仪器系统中实现的装置17(图2)计算VG尾涡流路径与CP在预报时间t+Δt的相交点，它是基于从装置14接收的CP坐标信息和来自装置15的尾涡流路径信息，例如，通过选取位于CP两侧上的两个尾涡流路径点，其中内插它们之间的距离。
区域形成装置18，例如，作为A/C惯性导航系统中的部分计算机，它在围绕VG尾涡流路径与CP的相交点形成尾涡流危险区；相对于预报时间t+Δt的飞行规则，航空器预报位置区(以下表示为AAFP)和警告区(以下表示为AA)作为控制平面上点的集合。按照本发明，装置12可以当前修正AAFP和AA的坐标，这对于飞行员在飞行情况下协调规避动作是很重要的。
变换单元19计算A/C坐标系中AAFP，VG尾涡流危险区和AA的坐标。
然后，测试相交条件的第一单元20计算从AA到尾涡流危险区的距离，从而可以跟踪它变零的事件，而测试相交条件的第二单元21计算从AAFP到尾涡流危险区的距离，从而可以跟踪它变零的事件。
有关这两个事件在预报时间内变零的信息提供给用户子系统5，并被引导到装置22和23，例如，在AA与尾涡流危险区之间距离变零的情况下被引导到装置22(听觉指示)，而在AAFP与尾涡流危险区之间距离变零的情况下被引导到飞行员报警触觉指示的装置23。触觉指示应当驱使飞行员采取用于A/C规避动作的紧急措施。相对于A/C速度和延迟距离，飞行员有可以处置的时间，着手由CP模拟装置14计算的飞行规避动作。取决于在从装置22接收到第一指示信号之后的当前情况，飞行员可以修正延迟时间，例如，借助于人工控制设定离散值，半自动控制转换到另一个数值，或在准则设置的情况下自动调整，即，增大或减小延迟时间值的条件。这种指示随着距离的增大而终止。
按照本发明，用户可以在视觉装置24中预报时间内观看有关CP中AAFP和危险区相互位置的信息，例如，在显示器，挡风玻璃指示器，或A/C导航图表上，以及与飞行员无关的信息量限制；和仅仅在它们与AA相交之后观看危险区。
按照本发明，用于评价危险区参数的装置16可以按照图3所示的方案实施，并可以包括：A/C规划单元25，它可以从警告子系统4中装置7接收信息，这是借助于任何已知方法实现的，并计算相对于A/C配置的A/C几何参数集合；从单元25接收信息和从警告子系统4中装置接收信息的单元26，并在合适点评价由VG尾涡流诱发的附加气动力和力矩.然后，在给定危险准则的基础上，单元27确定给定点气动力扰动的危险水平；单元28确定属于尾涡流危险区中的各点；和单元29确定危险区的几何特征作为点集合，并近似描绘危险区边界，用于简化显示器中危险区的观察.然后，发送有关VG尾涡流危险区的信息到警告系统的装置18，并在AC进入危险区存在风险时可以观看.
图4展示在用户警告子系统4中模拟的控制平面和VG尾涡流位置，例如，子系统4位于A/C机舱。然而，子系统4也可以位于飞行控制器现场，例如，在航空站或船舱，且借助于机载可视装置，仅仅给飞行员提供可视信息。
图5展示在导航图表显示器上的可视信息，它通常用在A/C头戴式指示的A/C机舱上，并显示机载导航系统产生的符号，例如，利用机载惯性导航系统(AINS)，它在预报时间内显示A/C预报位置(AAFP)和VG尾涡流危险区31和32。AAFP的区域30有矩形的形状，其尺寸与A/C机体的可能位置区尺寸成正比。按照本发明，在显示器上没有展示警告区36的边界，只有在危险区31和32与AA 33同时相交时，例如，事件的声音指示，在显示器上投影尾涡流危险区是合适的。尾涡流危险区31和32可以有圆形或方便视觉观看几何图形的任何形状。此外，图片还可以伴随视觉指示，例如，利用光或在区域上扩展的彩色，或分别在AAFP区域30和尾涡流危险区31和32上的边界33，34和35。
按照本发明，保存当前的信息是合适的，该信息有关选取的延迟时间，控制平面的坐标，航空器预报位置区，在紧急周期内的涡流发生器尾涡流危险区，它指出从航空器预报位置区到尾涡流危险区的涡流发生器的距离变零事件。这种表示可以借助于航空器机舱内放置的单独信息存储装置(附图中没有画出)，例如，在飞行记录仪(所谓的“黑匣子”)系统中，以及地面，海上或空中控制设备。获得这种信息可以实施这样一些措施，当进入危险区可能造成航空器配置或其路径发生变化时，它可以消除空中事故的原因，估计在航空器邻近区发生尾涡流情况下的飞行员技术。
当然，给定的例子仅包含一个尾涡流发生器且仅指出一个VG尾涡流危险区，但这些计算和跟踪VG尾涡流是相对于航空器邻近所有VG实施的，且在显示器上仅仅观察危险VG尾涡流的区域。基于飞行员在显示器上所做潜在危险区位置的评价，可以对航空器的合适规避动作做出正确的判定。
按照本发明，用于警告A/C可能遭遇VG尾涡流危险区的子系统4可以借助于标准空中和地面设备实现，例如，A/C空中内导航系统(AINS)，空中数据计算机系统(ADC)，多普勒系统(DS)，前视雷达(FVR)，并利用来自空中交通管制(ATC)系统，联合指示系统(UIS)，信息交换多路通道(IEMC)，和来自与上述系统兼容信息系统的信息，它们用在其他国家的机载航空器上，例如，美国交通警告的防撞系统(TCAS)。
此外，按照本发明，集成系统中装置可以分散地定位在空中交通管制系统的不同目标或不同A/C或给用户提供信息的VG上，该信息有关借助于指示和视觉的运行计算结果。这种信息的用户可以是A/C机组成员，以及航空站的空中交通管制勤务和在飞行期间咨询A/C机组成员的船只，它涉及建议的路径或操作以避免危险的飞行情况，这在低可见度和恶劣天气条件下是极端重要的。
航空科学界和航空电子技术专家应当清楚地看到，按照本发明的集成尾涡流安全系统对航空器飞行安全问题采用综合的方法，该系统可应用于巡航飞行以及在起飞和着陆期间。
在A/C机舱上以及在飞行控制器现场放置的用户子系统在飞行控制器支配下可以提供当前的信息修正，并可以当前修正有关着陆或起飞区域中涡流情况的信息，它能够提供安全的起飞和着陆操作，并减小航空器在起飞和着陆期间的时间间隔。
此外，利用按照本发明的集成安全系统可以减轻飞行控制器的负担，它给飞行员提供指令，因为有关避免操作的判定职责是在接收附加信息的飞行员上，从而简化做出判定。无论如何，我们应当牢记在心，不利用按照本发明的集成涡流安全系统，没有关于尾涡流危险区位置的信息，飞行员有可能做出错误判定的风险。
航空科学界和航空电子技术专家应当清楚地看到，按照本发明的集成尾涡流安全系统在本发明权利要求书的范围内可以包含改进和完善，并与不同的系统运行条件以及导航和信息系统的改进相联系。例如，我们可以利用不同计算的算法，该算法最接近于系统的运行，应用不同的方法以指出和观察用户信息，它可以改进用户感觉的合适性，包括使用不同的信息流。
空中交通管制的专家应当明白，按照本发明的集成涡流控制系统也可用于执行空中交通管制的功能，因为在地面和飞行VG邻近的一些涡流情况可以借助于航空器，船舱和航空站上单独放置的警告系统解决，它们组合成联合的信息系统，可以防止发生与A/C遭遇不同VG尾涡流危险区有关的危险情况。可能的VG种类包括不同类型的航空器，例如，飞机，直升飞机，无人驾驶飞行器，包括航空母舰的海上船只，以及地面结构和其他物体。
工业应用
按照本发明可以实现用于航空器涡流安全的集成系统，其形式是适合于某些类型A/C，A/C工作条件，和设备类型的程序，它与空中交通管制的信息系统兼容。
借助于熟知的装置可以容易地实现按照本发明的集成涡流安全系统，该系统可以安装在不同的航空器上，以及用于训练飞行员的各种模拟器和在尾涡流危险下各种活动的飞行控制器。

Claims (30)

1.一种用于航空器涡流安全的集成系统，该系统包括：
航空器参数信息子系统，能够接收、保存并给用户提供有关航空器配置、位置、飞行速度、和飞行姿态的信息；
涡流发生器信息子系统，能够为位于航空器邻近的所有涡流发生器，接收、保存并给用户提供从不同可用源来的涡流发生器配置、位置、飞行速度、和飞行姿态的信息；
环境参数信息子系统，能够接收、保存并给用户提供航空器邻近中有关当前和预报时间瞬间的环境条件的信息；
警告子系统，它警告用户，在预报时间航空器遭遇涡流发生器尾涡流的风险；
用户子系统，能够接收、保存并给用户提供来自其他子系统的信息，并形成用于航空器规避动作的指令信号，确保用户在预报时间接收到航空器遭遇涡流发生器尾涡流风险的警告信号之后，在用户选取危险准则的延迟时间内，航空器规避涡流发生器危险区；
通信子系统，用于确保这些子系统集成到联合复合体，且
所述航空器参数信息子系统确保接收、处理、保存、和传输这样的信息到警告子系统，这些信息至少是有关航空器配置、惯性坐标系中的坐标和飞行姿态、有关航空器坐标系中航空器的速度和角速度分量的信息；
所述涡流发生器信息子系统，确保接收、处理、保存、和传输如下的信息到用户，这些信息至少是有关涡流发生器类型、惯性坐标系中的坐标和飞行姿态、速度和角速度分量的信息；
所述环境参数信息子系统确保接收、处理、保存、和传输如下的信息到用户，这些信息至少是有关在存在尾涡流区域的不同高度的惯性坐标系中的风速分量，以及有关环境湍流的信息；
通知用户航空器遭遇涡流发生器危险区的可能性的所述警告子系统，至少执行涡流发生器尾涡流位置、强度、和危险区、预报时间航空器预报位置区的计算，并把航空器在预报时间遭遇涡流发生器尾涡流危险区可能性的信息传输到用户子系统；以及
所述用户子系统接收、处理、保存和指示从警告子系统来的信息，这些信息至少是有关从航空器预报位置区到涡流发生器尾涡流危险区的距离在预报时间变零的信息，并形成指示航空器增大上述距离的位置变化的信号，
其中在预报时间通知用户航空器遭遇涡流发生器尾涡流危险区可能性的所述警告子系统，包含一种系统，该系统包括：
航空器参数跟踪器，能够接收当前时间有关航空器配置、惯性坐标系中的位置、坐标、和飞行姿态的信息；
涡流发生器跟踪器，能够接收有关当前时间惯性坐标系中涡流发生器位置、几何和重量特征、以及运动参数的信息；
存储器单元，能够保存有关惯性坐标系中涡流发生器位置和运动参数的信息；
环境参数检测器，能够接收有关当前时间航空器和涡流发生器的组合空间中的环境参数的信息；
尾涡流跟踪器，能够以惯性坐标系中涡流中心路径的集合的形式，确定涡流发生器尾涡流；
存储器装置，能够以惯性坐标系中涡流区中心和尾涡流强度的集合的形式，存储有关涡流发生器尾涡流路径点坐标的信息；
用于选取延迟时间的装置，能够计算时间周期，航空器在接收到遭遇尾涡流可能性的警告信号之后，在该时间周期内至少有避开涡流发生器尾涡流危险区的飞行规避动作的可能性；
用于模拟控制平面的装置，能够计算延迟距离，该延迟距离等于航空器在该延迟时间内覆盖的距离，对位于航空器之前的控制平面做模型，该控制平面垂直于航空器在该延迟距离上的飞行方向，并确定惯性坐标系中航空器到达该控制平面所必需的预报时间；
用于确定危险区参数的装置，能够以在预报时间发生器涡流区中危险区的集合的形式，确定涡流发生器尾涡流危险区的几何特征；
预报装置，能够以相对于惯性坐标系的发生器涡流区中心和在预报时间发生器尾涡流强度的集合的形式，确定涡流发生器尾涡流的路径；
用于计算相交点的装置，能够确定发生器尾涡流轨迹与在预报时间航空器飞行通过的控制平面的相交点坐标；
区域形成装置，能够以发生器尾涡流危险区的集合的形式，围绕尾涡流路径与尾涡流危险区控制平面的相交点形成这些区域，在发生器尾涡流危险区，进入的航空器可能有超过容许限制的飞行参数；能够在航空器预报位置区的控制平面中形成这些区域，该航空器预报位置是在适当考虑飞行规则下，航空器在预报时间与控制平面相交的位置；能够围绕报警区的航空器预报位置区域形成这些区域；给用户提供有关尾涡流危险区进入警告区的信息；
变换单元，能够计算航空器坐标系中航空器预报位置区、警告区和尾涡流危险区的坐标；
第一相交条件测试单元，能够计算从警告区到尾涡流危险区的距离并标记该距离的变零；
第二相交条件测试单元，能够计算从航空器预报位置区到尾涡流危险区的距离并标记该距离的变零；
第一指示单元，能够形成和传输从航空器预报位置区到涡流发生器尾涡流危险区的距离变零的信号；
第二指示单元，能够指示从警告区到涡流发生器尾涡流危险区的距离的变零。
2.按照权利要求1的系统，其中：
所述航空器信息子系统，是在航空器标准机载设备和/或地面、海上和/或航空航天导航复合体设备的基础上实现的；
所述涡流发生器信息子系统，是在航空器标准机载设备和/或涡流发生器标准设备、和/或用于地面、海上、或航空航天复合体的空中交通管制设备的基础上实现的；
所述环境信息子系统，是在航空器标准机载设备和/或用于空中交通管制系统的标准气象设备或地面、海上和/或航空航天导航复合体设备的基础上实现的；
通知用户航空器遭遇涡流发生器尾涡流危险区可能性的所述警告子系统，是在用户计算机软件和/或机载统一指示系统和/或空中交通管制勤务的指示系统或在海上的地面设备和/或在飞行控制器现场的航空航天导航复合体的基础上实现的；
所述用户子系统，是在用户计算机和导航系统的基础上实现的，该导航系统属于航空器机载标准设备和/或在飞行控制器现场的地面或海上的导航复合体；
所述通信子系统，是在数据传输通信系统和/或信息交换的机载多路通道的基础上实现的，和
该用户是航空器和/或空中交通管制勤务，而指令信号是在航空器飞行控制系统中实现的。
3.按照权利要求1的系统，其中：
所述航空器参数跟踪器，至少能够接收有关航空器配置、坐标、飞行速度、倾斜、偏航和滚转角的信息；
所述涡流发生器跟踪器，至少能够接收有关涡流发生器类型、飞行速度、角速度和发生器路径点坐标的信息；
所述环境参数检测器，至少能够接收有关本地风速幅度和方向、高空风模式、环境湍流强度、和下部地形类型的信息；
所述尾涡流跟踪器，能够以发生器涡流区中心和尾涡流强度的集合的形式，在保存的信息的基础上，确定涡流发生器尾涡流路径，该保存的信息是有关涡流发生器类型、速度、角速度、和发生器路径上各点的坐标的信息；
所述模拟控制平面的装置，能够在有关航空器位置、飞行姿态、速度、和延迟时间的信息的基础上，对控制平面做模型；
所述确定危险区参数的装置，能够在如下信息的基础上，确定发生器尾涡流危险区的几何特征，这些信息是，保存的轨道点坐标和发生器尾涡流强度的集合的信息，以及航空器配置、惯性坐标系中位置、速度和角速度的信息；
所述预报装置，能够在有关尾涡流路径信息的基础上，以惯性坐标系中发生器涡流区中心轨迹和尾涡流强度的集合的形式，确定涡流发生器尾涡流路径和强度；
所述计算相交点的装置，能够在有关惯性坐标系中控制平面的坐标和尾涡流轨迹的信息的基础上，确定在预报时间发生器尾涡流轨迹与航空器飞行通过的控制平面的相交点的坐标；
所述区域形成装置，能够在如下信息的基础上，形成尾涡流危险区、航空器预报位置区、和警报区，这些信息是有关发生器尾涡流路径与控制平面在预报时间的相交点的坐标的信息、有关以发生器涡流危险区的集合的形式表示的危险区几何特征的信息，有关惯性坐标系中在适当考虑飞行规则下航空器位置、飞行姿态、速度和角速度的信息；
所述变换单元，能够在如下信息的基础上，计算航空器预报位置区、警告区和航空器坐标系中尾涡流危险区的坐标，这些信息是有关航空器预报位置区坐标、警告区坐标和尾涡流危险区坐标的信息，以及有关航空器坐标和飞行姿态信息，或是当前时间惯性坐标系中倾斜、偏航和滚转角的信息。
4.按照权利要求1的系统，其中所述警告子系统包括：
涡流发生器跟踪器；
存储器单元；
尾涡流跟踪器；
用于确定危险区参数的装置；
预报装置；
用于计算相交点的装置；
区域形成装置；
测试相交条件的第一和第二单元；及
能够同时对位于航空器邻近处的每个涡流发生器起作用的信号装置。
5.按照权利要求1的系统，其中在警告子系统中用于选取延迟时间的所述装置，是利用延迟时间的当前修正的可能性实现的，所述区域形成装置，是利用航空器预报位置区域坐标的当前修正的可能性和警告区坐标的当前修正的可能性实现的，而所述这些修正是按照人工方式、半自动方式或自动方式进行的。
6.照权利要求1的系统，其中所述用户子系统，包括向用户提供可视信息的装置，这些信息是有关航空器预报位置区定位和控制平面中涡流发生器尾涡流危险区的信息。
7.按照权利要求1的系统，其中所述用户子系统，包括选自由视觉、听觉和触觉指示装置构成的组的指示装置和报警指示装置。
8.照权利要求1的系统，其中选取航空器容许的滚转作为涡流发生器尾涡流的危险准则。
9.照权利要求1的系统，其中选取涡流发生器尾涡流诱发的航空器滚转力矩作为涡流发生器尾涡流的危险准则。
10.照权利要求1的系统，其中所述警告子系统中的所述尾涡流跟踪器和所述预报装置，包括可编程元件，而用于确定危险区参数的所述装置，是在可编程元件的软件中实现的。
11.照权利要求1的系统，其中所述警告子系统和所述用户子系统的各装置和各单元有不同的定位。
12.按照权利要求1的系统，其中所述用户子系统，包括一个系统，用于存储有关延迟时间、控制平面的坐标、航空器预报位置区域、和涡流发生器危险区的信息，这些信息至少是在航空器预报位置区到涡流发生器尾涡流危险区距离变零事件的报警指示时间内。
13.按照权利要求5的系统，其中所述警告子系统，包括用于确定涡流发生器危险区参数的装置，该装置包括：
用于航空器规划的单元，能够在有关航空器配置、坐标、飞行速度、倾斜角、偏航和滚转的信息的基础上，计算航空器几何特征的集合，该几何特征是评价发生器尾涡流诱发并作用到航空器上的附加气动力和力矩所必需的；
用于评价作用到航空器给定点上并由发生器尾涡流诱发的附加气动力和力矩的单元，该单元能够在如下信息的基础上计算这些气动力和力矩，这些信息是：以惯性坐标系中涡流区中心轨迹和发生器尾涡流强度的集合的形式表示的尾涡流点路径的保存的信息，有关航空器配置、惯性坐标系中位置、飞行速度、角速度的信息，和有关航空器几何结构的信息；
用于估算给定点空气动力扰动危险水平的单元，能够在用户选取的准则的基础上，估算该危险水平；
用于确定发生器尾涡流诱发的航空器气动力和力矩的点是危险点的单元，能够在按用户选定的危险准则选择各点的基础上，确定危险区上各点的坐标；
用于评价尾涡流危险区几何特征的单元，能够在有关危险区各点坐标的信息的基础上，计算这些几何特征.
14.按照权利要求13的系统，其中在所述警告子系统中的用于确定危险区参数的装置内的用于确定尾涡流危险区几何特征的所述单元，能够近似确定危险区边界。
15.按照权利要求6的系统，其中所述警告子系统，包括用于确定涡流发生器危险区参数的装置，该装置包括：
用于航空器规划的单元，能够在有关航空器配置、坐标、飞行速度、倾斜角、偏航和滚转的信息的基础上计算航空器几何特征的集合，该几何特征是评价发生器尾涡流诱发并作用到航空器上的附加气动力和力矩所必需的；
用于评价作用到给定点航空器上并由发生器尾涡流诱发的附加气动力和力矩的单元，该单元能够在如下信息的基础上计算这些气动力和力矩，这些信息是：以惯性坐标系中涡流区中心轨迹和发生器尾涡流强度的集合的形式表示的尾涡流点路径的保存的信息，有关航空器配置，惯性坐标系中位置、飞行速度、角速度的信息，和有关航空器几何结构的信息；
用于估算给定点空气动力扰动危险水平的单元，能够在用户选取准则的基础上，估算该危险水平；
用于确定发生器尾涡流诱发的航空器气动力和力矩的点是危险点的单元，能够在按用户选定的危险准则选择各点的基础上，确定危险区上各点的坐标；
用于评价尾涡流危险区几何特征的单元，能够在有关危险区各点坐标的信息的基础上，计算这些几何特征。
16.按照权利要求15的系统，其中在所述警告子系统中的用于确定危险区参数的所述装置内的用于确定尾涡流危险区几何特征的所述单元，能够近似确定危险区边界。
17.按照权利要求7的系统，其中所述警告子系统，包括用于确定涡流发生器危险区参数的装置，该装置包括：
用于航空器规划的单元，能够在有关航空器配置、坐标、飞行速度、倾斜角、偏航和滚转的信息的基础上计算航空器几何特征的集合，该几何特征是评价发生器尾涡流诱发并作用到航空器上的附加气动力和力矩所必需的；
用于评价作用到给定点航空器上并由发生器尾涡流诱发的附加气动力和力矩的单元，该单元能够在如下信息的基础上计算这些气动力和力矩，这些信息是：以惯性坐标系中涡流区中心轨迹和发生器尾涡流强度的集合的形式表示的尾涡流点路径的保存的信息，有关航空器配置，惯性坐标系中位置、飞行速度、角速度的信息，和有关航空器几何结构的信息；
用于估算给定点空气动力扰动危险水平的单元，能够在用户选取准则的基础上，估算该危险水平；
用于确定发生器尾涡流诱发的航空器气动力和力矩的点是危险点的单元，能够在按用户选定的危险准则选择各点的基础上，确定危险区上各点的坐标；
用于评价尾涡流危险区几何特征的单元，能够在有关危险区各点坐标的信息的基础上，计算这些几何特征。
18.按照权利要求17的系统，其中在所述警告子系统中的用于确定危险区参数的装置内的用于确定尾涡流危险区几何特征的所述单元，能够近似确定危险区边界。
19.按照权利要求8的系统，其中所述警告子系统，包括用于确定涡流发生器危险区参数的装置，该装置包括：
用于航空器规划的单元，能够在有关航空器配置、坐标、飞行速度、倾斜角、偏航和滚转的信息的基础上计算航空器几何特征的集合，该几何特征是评价发生器尾涡流诱发并作用到航空器上的附加气动力和力矩所必需的；
用于评价作用到给定点航空器上并由发生器尾涡流诱发的附加气动力和力矩的单元，该单元能够在如下信息的基础上计算这些气动力和力矩，这些信息是：以惯性坐标系中涡流区中心轨迹和发生器尾涡流强度的集合的形式表示的尾涡流点路径的保存的信息，有关航空器配置、惯性坐标系中位置、飞行速度、角速度的信息，和有关航空器几何结构的信息；
用于估算给定点空气动力扰动危险水平的单元，能够在用户选取的准则的基础上，估算该危险水平；
用于确定发生器尾涡流诱发的航空器气动力和力矩的点是危险点的单元，能够在按用户选定的危险准则选择各点的基础上，确定危险区上各点的坐标；
用于评价尾涡流危险区几何特征的单元，能够在有关危险区各点坐标的信息的基础上，计算这些几何特征。
20.按照权利要求19的系统，其中在所述警告子系统中的用于确定危险区参数的装置内的用于确定尾涡流危险区几何特征的所述单元，能够近似确定危险区边界。
21.按照权利要求9的系统，其中所述警告子系统，包括用于确定涡流发生器危险区参数的装置，该装置包括：
用于航空器规划的单元，能够在有关航空器配置、坐标、飞行速度、倾斜角、偏航和滚转的信息的基础上计算航空器几何特征的集合，该几何特征是评价发生器尾涡流诱发并作用到航空器上的附加气动力和力矩所必需的；
用于评价作用到给定点航空器上并由发生器尾涡流诱发的附加气动力和力矩的单元，该单元能够在如下信息的基础上计算这些气动力和力矩，这些信息是：以惯性坐标系中涡流区中心轨迹和发生器尾涡流强度的集合的形式表示的尾涡流点路径的保存的信息，有关航空器配置、惯性坐标系中位置、飞行速度、角速度的信息，和有关航空器几何结构的信息；
用于估算给定点空气动力扰动危险水平的单元，能够在用户选取的准则的基础上，估算该危险水平；
用于确定发生器尾涡流诱发的航空器气动力和力矩的点是危险点的单元，能够在按用户选定的危险准则选择各点的基础上，确定危险区上各点的坐标；
用于评价尾涡流危险区几何特征的单元，能够在有关危险区各点坐标的信息的基础上，计算这些几何特征。
22.按照权利要求21的系统，其中在所述警告子系统中的用于确定危险区参数的装置内的用于确定尾涡流危险区几何特征的所述单元，能够近似确定危险区边界。
23.按照权利要求10的系统，其中所述警告子系统，包括用于确定涡流发生器危险区参数的装置，该装置包括：
用于航空器规划的单元，能够在有关航空器配置、坐标、飞行速度、倾斜角、偏航和滚转的信息的基础上计算航空器几何特征的集合，该几何特征是评价发生器尾涡流诱发并作用到航空器上的附加气动力和力矩所必需的；
用于评价作用到给定点航空器上并由发生器尾涡流诱发的附加气动力和力矩的单元，该单元能够在如下信息的基础上计算这些气动力和力矩，这些信息是：以惯性坐标系中涡流区中心轨迹和发生器尾涡流强度的集合的形式表示的尾涡流点路径的保存的信息，有关航空器配置、惯性坐标系中位置、飞行速度、角速度的信息，和有关航空器几何结构的信息；
用于估算给定点空气动力扰动危险水平的单元，能够在用户选取的准则的基础上，估算该危险水平；
用于确定发生器尾涡流诱发的航空器气动力和力矩的点是危险点的单元，能够在按用户选定的危险准则选择各点的基础上，确定危险区上各点的坐标；
用于评价尾涡流危险区几何特征的单元，能够在有关危险区各点坐标的信息的基础上，计算这些几何特征。
24.按照权利要求23的系统，其中在所述警告子系统中的用于确定危险区参数的装置内的用于确定尾涡流危险区几何特征的所述单元，能够近似确定危险区边界。
25.按照权利要求11的系统，其中所述警告子系统，包括用于确定涡流发生器危险区参数的装置，该装置包括：
用于航空器规划的单元，能够在有关航空器配置、坐标、飞行速度、倾斜角、偏航和滚转的信息的基础上计算航空器几何特征的集合，该几何特征是评价发生器尾涡流诱发并作用到航空器上的附加气动力和力矩所必需的；
用于评价作用到给定点航空器上并由发生器尾涡流诱发的附加气动力和力矩的单元，该单元能够在如下信息的基础上计算这些气动力和力矩，这些信息是：以惯性坐标系中涡流区中心轨迹和发生器尾涡流强度的集合的形式表示的尾涡流点路径的保存的信息，有关航空器配置、惯性坐标系中位置、飞行速度、角速度的信息，和有关航空器几何结构的信息；
用于估算给定点空气动力扰动危险水平的单元，能够在用户选取的准则的基础上，估算该危险水平；
用于确定发生器尾涡流诱发的航空器气动力和力矩的点是危险点的单元，能够在按用户选定的危险准则选择各点的基础上，确定危险区上各点的坐标；
用于评价尾涡流危险区几何特征的单元，能够在有关危险区各点坐标的信息的基础上，计算这些几何特征。
26.按照权利要求25的系统，其中在所述警告子系统中的用于确定危险区参数的装置内的用于确定尾涡流危险区几何特征的所述单元，能够近似确定危险区边界。
27.按照权利要求12的系统，其中所述警告子系统，包括用于确定涡流发生器危险区参数的装置，该装置包括：
用于航空器规划的单元，能够在有关航空器配置、坐标、飞行速度、倾斜角、偏航和滚转的信息的基础上，计算航空器几何特征的集合，该几何特征是评价发生器尾涡流诱发并作用到航空器上的附加气动力和力矩所必需的；
用于评价作用到航空器给定点上并由发生器尾涡流诱发的附加气动力和力矩的单元，该单元能够在如下信息的基础上计算这些气动力和力矩，这些信息是：以惯性坐标系中涡流区中心轨迹和发生器尾涡流强度的集合的形式表示的尾涡流点路径的保存的信息，有关航空器配置、惯性坐标系中位置、飞行速度、角速度的信息，和有关航空器几何结构的信息；
用于估算给定点空气动力扰动危险水平的单元，能够在用户选取的准则的基础上，估算该危险水平；
用于确定发生器尾涡流诱发的航空器气动力和力矩的点是危险点的单元，能够在按用户选定的危险准则选择各点的基础上，确定危险区上各点的坐标；
用于评价尾涡流危险区几何特征的单元，能够在有关危险区各点坐标的信息的基础上，计算这些几何特征。
28.按照权利要求27的系统，其中在所述警告子系统中的用于确定危险区参数的装置内的用于确定尾涡流危险区几何特征的所述单元，能够近似确定危险区边界。
29.按照权利要求1的系统，其中所述警告子系统，包括用于确定涡流发生器危险区参数的装置，该装置包括：
用于航空器规划的单元，能够在有关航空器配置、坐标、飞行速度、倾斜角、偏航和滚转的信息的基础上，计算航空器几何特征的集合，该几何特征是评价发生器尾涡流诱发并作用到航空器上的附加气动力和力矩所必需的；
用于评价作用到航空器给定点上并由发生器尾涡流诱发的附加气动力和力矩的单元，该单元能够在如下信息的基础上计算这些气动力和力矩，这些信息是：以惯性坐标系中涡流区中心轨迹和发生器尾涡流强度的集合的形式表示的保存的信息，有关航空器配置、惯性坐标系中位置、飞行速度、角速度的信息，和有关航空器几何结构的信息；
用于估算给定点空气动力扰动危险水平的单元，能够在用户选取的准则的基础上，估算该危险水平；
用于确定发生器尾涡流诱发的航空器气动力和力矩的点是危险点的单元，能够在按用户选定的危险准则选择各点的基础上，确定危险区上各点的坐标；
用于评价尾涡流危险区几何特征的单元，能够在有关危险区各点坐标的信息的基础上，计算这些几何特征。
30.按照权利要求29的系统，其中在所述警告子系统中的用于确定危险区参数的装置内的用于确定尾涡流危险区几何特征的所述单元，能够近似确定危险区边界。
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Families Citing this family (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8506300B2 (en) * 2003-07-25 2013-08-13 Spetstekhnika Flight simulator
US8016244B2 (en) * 2004-02-20 2011-09-13 The Boeing Company Active systems and methods for controlling an airfoil vortex
US7686253B2 (en) * 2006-08-10 2010-03-30 The Boeing Company Systems and methods for tracing aircraft vortices
US7606658B2 (en) * 2007-09-12 2009-10-20 Honeywell International Inc. Financial decision aid for 4-D navigation
US8733707B2 (en) * 2008-04-17 2014-05-27 The Boeing Company Line transfer system for airplane
US8005563B2 (en) 2007-10-26 2011-08-23 The Boeing Company System for assembling aircraft
US8326587B2 (en) * 2007-12-13 2012-12-04 The Boeing Company System, method, and computer program product for predicting cruise orientation of an as-built airplane
US8321069B2 (en) * 2009-03-26 2012-11-27 Honeywell International Inc. Methods and systems for reviewing datalink clearances
FR2953954B1 (fr) * 2009-12-11 2012-10-12 Thales Sa Dispositif d'elaboration des alertes d'un systeme d'aeronef
US8830131B1 (en) * 2010-02-17 2014-09-09 Rockwell Collins, Inc. Dual polarization antenna with high port isolation
FR2958032B1 (fr) * 2010-03-26 2012-03-30 Thales Sa Systeme et procede de detection de turbulences de sillage d'un aeronef
CN102103803A (zh) * 2011-01-19 2011-06-22 南京莱斯信息技术股份有限公司 一种机场终端区航空器的监控方法
US9324236B2 (en) * 2011-11-23 2016-04-26 The Boeing Company System and methods for situation awareness, advisory, tracking, and aircraft control information
CA2883345C (en) * 2012-08-30 2017-06-27 Sergey Viktorovich Alekseev A method and an on-board system for ensuring the minimum longitudinal separation distance under wake turbulence conditions
US8949090B2 (en) * 2013-01-28 2015-02-03 The Boeing Company Formation flight control
US9996445B2 (en) * 2014-01-17 2018-06-12 International Business Machines Corporation Computer flight recorder with active error detection
US9821903B2 (en) 2014-07-14 2017-11-21 The Boeing Company Closed loop control of aircraft control surfaces
US9818305B2 (en) * 2015-09-18 2017-11-14 The Boeing Company Method and apparatus for monitoring compliance with a non-transgression zone between aircraft approach corridors
FR3050304B1 (fr) * 2016-04-19 2019-06-28 Airbus Operations Procede et systeme d'evitement de collision pour un aeronef suiveur d'une formation d'aeronefs par rapport a un aeronef intrus.
FR3051586B1 (fr) 2016-05-19 2018-05-18 Airbus Operations Procede permettant d'identifier la proximite d'une turbulence de sillage et de generer un rapport relatif a cette proximite
US10809743B1 (en) * 2017-06-23 2020-10-20 Rockwell Collins, Inc. System and method for recovery from wake vortex encounters
FR3069946A1 (fr) * 2017-08-03 2019-02-08 Airbus Operations (S.A.S.) Procede d'anticipation du deplacement d'un tourbillon de sillage dans un vol en formation de deux aeronefs
FR3069948B1 (fr) 2017-08-03 2020-04-10 Airbus Operations Procede et dispositif de controle de la trajectoire d'un aeronef suiveur par rapport a un aeronef meneur lors d'un risque de collision.
US10055998B1 (en) 2017-08-25 2018-08-21 Airbus Operations (S.A.S.) Ground-based identification of wake turbulence encounters
CN108198462B (zh) * 2018-01-25 2018-12-14 中国民航大学 一种全空域飞机尾流遭遇风险告警系统实现方法
FR3079942B1 (fr) * 2018-04-04 2021-02-26 Airbus Operations Sas Procede et dispositif de determination de trajectoire vers une position optimale d'un aeronef suiveur par rapport a des vortex generes par un aeronef meneur
RU2695019C1 (ru) * 2018-04-09 2019-07-18 Акционерное общество "Центр научно-технических услуг "Динамика" (АО ЦНТУ "Динамика") Способ предупреждения попадания летательного аппарата в опасную зону вихревого следа генератора вихрей
US10867520B2 (en) * 2018-08-14 2020-12-15 The Boeing Company System and method to modify an aircraft flight trajectory
CA3117491A1 (en) * 2018-09-25 2020-04-02 Aviation Communication & Surveillance Systems, Llc Systems and methods for providing wake situational awareness displays
CN109471122B (zh) * 2018-11-01 2020-09-22 百度在线网络技术（北京）有限公司 基于激光雷达的扫描控制方法、装置、设备及激光雷达
GB2578893B (en) 2018-11-12 2021-10-06 Ge Aviat Systems Ltd Flight management system and method of updating flight calculations
US20200157966A1 (en) * 2018-11-20 2020-05-21 Ge Aviation Systems Llc Engine assembly
RU2695249C1 (ru) * 2018-11-29 2019-07-22 Акционерное общество "Центр научно-технических услуг "Динамика" (АО ЦНТУ "Динамика") Способ предупреждения попадания летательного аппарата в вихревой след самолета-генератора вихрей
US10876857B1 (en) * 2019-10-30 2020-12-29 Honeywell International Inc. Wake vortex display system
US11554855B2 (en) * 2019-12-31 2023-01-17 Textron Innovations Inc. System and method for protection against vortex ring state
FR3109003B1 (fr) * 2020-04-07 2022-10-28 Airbus Helicopters Procédé et dispositif de gestion de risques et d’alertes
US11924706B2 (en) * 2021-09-09 2024-03-05 International Business Machines Corporation Notification management in physical surroundings
US11630517B1 (en) * 2022-01-25 2023-04-18 Synchron Australia Pty Limited Systems and methods for increasing control using a neural signal

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4137764A (en) * 1977-09-15 1979-02-06 The United States Of America As Represented By The Secretary Of Transportation Vortex advisory system
US5657009A (en) * 1991-10-31 1997-08-12 Gordon; Andrew A. System for detecting and viewing aircraft-hazardous incidents that may be encountered by aircraft landing or taking-off
CN1161097A (zh) * 1995-08-07 1997-10-01 迈脱有限公司 抑制虚假分辨报警的水平避免相撞距离过滤系统
US5724040A (en) * 1995-06-23 1998-03-03 Northrop Grumman Corporation Aircraft wake vortex hazard warning apparatus
US6177888B1 (en) * 1999-09-08 2001-01-23 The Boeing Company Wake turbulence warning and caution system and method
US20020075171A1 (en) * 1999-01-21 2002-06-20 Daryal Kuntman System and method for predicting and displaying wake vortex turbulence

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4424038A (en) 1980-01-31 1984-01-03 Sanders Associates, Inc. Inflight aircraft training system
RU2088487C1 (ru) * 1993-03-17 1997-08-27 Летно-исследовательский институт им.М.М.Громова Способ измерения характеристик воздушной спутной струи за транспортным средством
US6133867A (en) 1998-01-02 2000-10-17 Eberwine; David Brent Integrated air traffic management and collision avoidance system
US6184816B1 (en) 1998-07-06 2001-02-06 Alliedsignal Inc. Apparatus and method for determining wind profiles and for predicting clear air turbulence
US6683541B2 (en) 1999-01-21 2004-01-27 Honeywell International Inc. Vertical speed indicator and traffic alert collision avoidance system
JP3570360B2 (ja) 2000-08-31 2004-09-29 三菱電機株式会社 後方乱気流検出システム
US6963291B2 (en) * 2002-05-17 2005-11-08 The Board Of Trustees Of The Leland Stanford Junior University Dynamic wake prediction and visualization with uncertainty analysis
DE50312100D1 (de) 2003-07-25 2009-12-17 Nikolai Alekseevich Baranov Verfahren und system zur verhinderung, dass ein fl eines wirbelerzeugers eindringt
US8506300B2 (en) 2003-07-25 2013-08-13 Spetstekhnika Flight simulator

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4137764A (en) * 1977-09-15 1979-02-06 The United States Of America As Represented By The Secretary Of Transportation Vortex advisory system
US5657009A (en) * 1991-10-31 1997-08-12 Gordon; Andrew A. System for detecting and viewing aircraft-hazardous incidents that may be encountered by aircraft landing or taking-off
US5724040A (en) * 1995-06-23 1998-03-03 Northrop Grumman Corporation Aircraft wake vortex hazard warning apparatus
CN1161097A (zh) * 1995-08-07 1997-10-01 迈脱有限公司 抑制虚假分辨报警的水平避免相撞距离过滤系统
US20020075171A1 (en) * 1999-01-21 2002-06-20 Daryal Kuntman System and method for predicting and displaying wake vortex turbulence
US6177888B1 (en) * 1999-09-08 2001-01-23 The Boeing Company Wake turbulence warning and caution system and method

Also Published As

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EA008093B1 (ru) 2007-02-27

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Baburov et al. Methods for Improving Flight Efficiency and Safety Based on Technologies Applicable in Collision Avoidance Systems
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