一種連續下降運行程序的分析和設計方法與流程

本發明屬于民航技術領域，特別涉及了一種連續下降運行程序的分析和設計方法。

背景技術：

近年來，隨著能源危機的加劇，環境保護意識的加強，燃油消耗、機場噪聲、廢氣排放等問題日益凸顯。如何在安全運行的前提下，盡可能地降低燃油消耗、緩解機場噪聲、減少廢氣排放等已成為民航業關注的焦點。連續下降運行程序(Continuous Descent Operation,CDO)正是基于上述背景，率先在航空發達國家提出并應用。目前，美國、荷蘭、新加坡等國家的CDO技術已經相對成熟，并且已經在大部分機場運行，帶來了巨大的經濟與環境效益。

我國在《國務院關于促進民航業發展的若干意見》(國發〔2012〕24號)中明確指出——“到2020年，我國初步形成安全、便捷、高效、綠色的現代化民用航空體系”、“要切實打造綠色低碳航空”。同時，中國民航局在近期發布的多個規劃性文件中，也著重強調要加速行業節能減排工作。這些訴求必將有力地推進我國民航CDO程序的研究與應用工作。

我國在CDO程序方面的研究剛剛起步，與上述航空發達國家的差距較大。同時，CDO程序的設計與應用，均離不開CDO程序高度/速度設計的分析以及管制移交間隔的分析，四維航跡生成與預測方面的研究能夠為此類分析提供基礎。目前四維航跡預測的方法，主要有全能量方程法和質點模型法，均采用是正向計算生成四維航跡。然而，CDO程序的關鍵問題是如何確定TOD點的位置，并在TOD點之后生成連續下降剖面。上述采用正向計算的航跡預測方法都不能解決該問題。同時，目前對于飛行程序的分析主要從安全性、節能減排、經濟性等方面入手，鮮考慮飛行過程中不確定性因素與管制移交習慣等方面，從而不能夠模擬出更適合終端空域實際運行情況的飛行程序。

技術實現要素：

為了解決上述背景技術提出的技術問題，本發明旨在提供一種連續下降運行程序的分析和設計方法，克服現有CDO程序存在的缺點，設計在節能、減排、降噪方面具備一定優勢的CDO程序。

為了實現上述技術目的，本發明的技術方案為：

一種連續下降運行程序的分析和設計方法，包括以下步驟：

(1)根據初始設計的連續下降運行程序，聯合導航點坐標與數據庫編碼表，考慮水平航跡與垂直剖面，建立航空器意圖模型；

(2)選擇典型機型，考慮航空器質量和運行環境的不確定性，結合步驟(1)建立的航空器意圖模型，建立航空器質點模型，生成航空器四維航跡；

(3)基于生成的航空器四維航跡，分析不確定條件下各類航空器過航路點高度與速度分布，以及不同機型配比時前后機的間隔分布，從而判斷連續下降運行程序設計是否合理，以及現行管制移交間隔是否合理；

(4)根據步驟(3)的判斷結論，修改連續下降運行程序，更新連續下降運行程序的水平航跡、高度/速度限制以及管制移交間隔，并將修改后的連續下降運行程序返回步驟(1)，重新分析，直至連續下降運行程序安全合理。

進一步地，步驟(1)的具體步驟如下：

(A)根據初始設計的連續下降運行程序，確定連續下降運行程序中包含的航路點；

(B)根據導航點坐標和數據庫編碼表，確定航空器所要經過的航路點的經緯度、航向以及是否為轉彎點，建立連續下降運行程序的水平航跡；

(C)根據導航點坐標和數據庫編碼表，確定航空器所要經過的航路點的速度限制和高度限制信息，建立連續下降運行程序的垂直剖面；

(D)根據連續下降運行程序的水平航跡與垂直剖面，以及連續下降運行程序的運行特點，建立航空器意圖模型。

進一步地，步驟(2)的具體步驟如下：

(a)基于航空器基本性能數據庫，確定航空器的性能參數；

(b)確定運行期間的環境模型，包括確定隨高度變化的溫度、壓力與空氣密度參數，以及確定隨高度與位置變化的風場數據；

(c)確定航空器的質量參數，以及質量參數的不確定性；

(d)基于步驟(1)建立的航空器意圖模型，建立航空器運動的質點模型；

(e)基于航空器運動質點模型，生成航空器四維航跡。

進一步地，在步驟(b)中，確定隨高度變化的溫度、壓力與空氣密度參數的步驟如下：

(a1)根據氣壓高度，確定溫度T：

T＝T₀+ΔT+β_T·H_p

上式中，T₀＝288.15K，表示國際標準大氣條件下在平均海平面處的溫度；ΔT表示溫度偏差；H_p表示氣壓高度；β_T＝-0.0065K/m，表示溫度垂直遞減率；

(b1)根據溫度T，確定壓力p：

上式中，p₀＝101325Pa，表示國際標準大氣條件下的空氣壓力；g₀＝9.80665m/s²，表示重力加速度；R＝287.05287m²/(K·s²)，表示空氣常數。

(c1)根據溫度T與壓力p，確定空氣密度r：

進一步地，在步驟(b)中，確定隨高度與位置變化的風場數據的步驟如下：

(a2)在天氣預報中心上選取所需的各氣壓層上的風場數據，包含日期、時刻、風分量和高度層；

(b2)根據連續下降運行程序的水平航跡的范圍，裁剪區域，由緯度范圍確定南北區域、經度范圍確定東西區域；

(c2)根據精度要求確定單位網格跨度；

(d2)根據設定下載風場數據；

(e2)針對高度層的u風分量與v風分量，計算出風速和風向：

上式中，V_wind為風速，為風向。

進一步地，在步驟(d)中，建立航空器運動的質點模型的步驟如下：

(a3)根據航空器意圖模型中連續下降運行程序的水平航跡，分為直線航段與轉彎航段，進而構建水平方向上的質點運動模型，其中直線航段：

式中，s為飛行距離；V_GS為地速；V_TAS為真空速；為風角，MC為航線角；為偏流，

其中轉彎航段：

上式中，ROT為轉彎率；φ為轉彎坡度；

(b3)根據航空器意圖模型中連續下降運行程序的垂直剖面，建立高度與速度變化的質點方程：

上式中，h為高度；γ為航徑角；D為航空器阻力；Thr為航空器推力；m為航空器質量；g為重力加速度；

(c3)考慮航空器在飛行過程中的燃油消耗，建立航空器質量變化方程。

進一步地，在步驟(c)中，確定航空器質量參數以及質量參數不確定性的步驟如下：

(a4)根據性能參數，以對應機型的參考質量作為該航空器的質量參數；

(b4)設執行連續下降運行程序的航空器質量符合正態分布，選擇合適的均值與方差構建航空器質量參數的不確定性模型。

進一步地，在步驟(e)中，生成航空器四維航跡的步驟如下：

(a5)采用4階龍格庫塔法對航空器運動的質點模型進行反向積分，生成航空器的垂直剖面；

(b5)對航空器所要經過的航路點采用等距離散的方式，生成航空器的水平航跡；

(c5)將垂直剖面與水平航跡融合，得到航空器四維航跡。

進一步地，步驟(3)的具體過程如下：

確定執飛連續下降運行程序的主力機型，基于各機型執飛連續下降運行程序的四維航跡，以高度/速度剖面以及在各航路點高度/速度分布圖的形式展示，分析下降頂點，分析是否滿足國際民航組織提出的垂直剖面邊界要求，從而判斷連續下降運行程序設計是否合理；

確定執飛連續下降運行程序的前后機型配比情況，基于各機型配比執飛連續下降運行程序的四維航跡，依據現行的移交間隔，推算連續下降運行程序結束處的前后機間隔，分析不同機型配比時，現行的移交間隔是否滿足安全間隔要求。

進一步地，在步驟(4)中，修改連續下降運行程序的過程如下：

如果航空器的過點高度、速度不滿足國際民航組織提出的垂直剖面邊界要求，則修改航路點的高度、速度限制；

如果連續下降運行程序結束處的前后機間隔不滿足雷達管制的間隔要求，則增大管制移交間隔；如果滿足要求，則適量減小管制移交間隔。

采用上述技術方案帶來的有益效果：

(1)綜合考慮影響因素，使得本發明具有準確性特點：

本發明考慮了航空器質量以及風速風向的不確定性，基于航空器質點模型，結合航空器意圖模型，采用航空器基本性能數據庫(BADA)，生成航空器四維航跡，因此確保了生成航跡的準確性與全面性。

(2)能夠生成CDO運行下的航空器的四維航跡，使得本發明具有國內領先與國外新技術接軌特點：

本發明提出了一種利用4階龍格庫塔法(ODE45)可以反向計算的特點，結合特殊的航空器意圖，反向生成連續下降的航空器高度剖面并確定TOD點位置的方法，使得本發明與正向生成航空器四維航跡的方法不同。

(3)利用生成的航空器四維航跡進行多角度的全面分析，然后根據分析結果進行程序設計，使得本發明具有可靠性特點：

本發明提出了分析各類航空器過航路點高度與速度分布、不同機型配比時前后機間隔分布，然后根據分析結果修改CDO程序的方法，使得本發明具有可靠性高的特點，同時對于管制移交間隔的分析，使得本發明更能貼近終端空域實際的運行情況。

(4)技術解決方案簡單可靠，使得本發明便于應用：

本發明在設計各個模塊時，通過深入研究歐美的四維航跡預測和飛行程序設計與分析的結構、功能，為滿足實時性、可靠性的需求，采用了簡單可靠的技術解決方案。

附圖說明

圖1為本發明的流程示意圖；

圖2為本發明中建立航空器意圖模型流程示意圖；

圖3為本發明中生成航空器四維航跡流程示意圖；

圖4為本發明環境模型中確定隨高度變化的溫度、壓力與空氣密度參數流程示意圖；

圖5為本發明環境模型中確定隨高度與位置變化的風場數據流程示意圖；

圖6為本發明建立航空器運動質點模型的流程示意圖；

圖7為本發明中航空器四維航跡生成算法流程示意圖；

圖8為典型的CDO程序下的航空器進場垂直飛行航跡示意圖；

圖9為本發明分析各類航空器過航路點高度與速度分布流程示意圖；

圖10為本發明分析不同機型配比時前后機間隔分布流程示意圖；

圖11為本發明修改CDO程序流程示意圖。

具體實施方式

以下將結合附圖，對本發明的技術方案進行詳細說明。

本發明提出的一種連續下降運行程序的分析和設計方法，流程圖如圖1所示，包括以下步驟：

步驟11，根據初始設計的CDO程序，聯合導航點坐標與數據庫編碼表，考慮水平航跡與垂直剖面，建立航空器意圖模型；

步驟12，選擇典型機型，考慮航空器質量以及風速風向的不確定性，基于航空器質點模型，結合上述航空器意圖模型，采用航空器基本性能數據庫(BADA)，生成航空器四維航跡；

步驟13，基于上述生成的一系列航空器四維航跡，分析不確定條件下，各類航空器過航路點高度與速度分布，以及不同機型配比時，前后機的間隔分布，獲得：CDO程序初始設計是否恰當，現行管制移交間隔是否合理的結論。

步驟14，根據上述結論，指導CDO程序的設計與修改，更新CDO程序的水平航跡、高度/速度限制以及管制移交間隔，并重新分析，直至CDO程序安全合理。

圖2為建立航空器意圖模型流程示意圖，具體包括以下步驟：

步驟21，根據初始設計的CDO程序，確定CDO程序中包含的航路點；

步驟22，根據導航點坐標和數據庫編碼表，確定航空器所要經過的航路點的經緯度、航向、是否轉彎點等信息，建立CDO程序的水平航跡；

步驟23，根據導航點坐標和數據庫編碼表，確定航空器所要經過的航路點的速度限制、高度限制等信息，建立CDO程序的垂直剖面；

步驟24，根據上述CDO程序的水平航跡與垂直剖面，以及CDO程序的運行特點，建立航空器意圖模型，包括：直線飛行、轉彎飛行、等馬赫數(Mach)下降、等校正空速(CAS,Calibrated Air Speed)下降、等下降率(ROD,Rate of Descent)減速下降等方式。本發明中CDO程序運行時的航空器意圖與使用階段對應關系在表1中記錄。

表1

圖3為生成航空器四維航跡流程示意圖，具體包括以下步驟：

步驟31，基于歐控實驗中心發布航空器基礎資料(BADA)，確定航空器的性能參數，包括：航空器機型參數(含發動機數目、發動機類型、尾流等級)；質量參數(含最大/最小/參考質量，以及最大配載質量)；飛行包絡參數(含最大飛行速度、最大運行高度等)；空氣動力學參數(含機翼參考面積、航空器各類構型的失速速度、航空器各類構型的附加/誘導阻力系數)、發動機推力參數(含最大爬升/下降/進近/著陸推力系數)、燃油流量參數(含推力相關、下降與巡航的燃油流量系數)；

步驟32，確定運行期間的環境模型，包括：一方面確定隨高度變化的溫度、壓力與空氣密度參數；另一方面利用歐洲中期天氣預報中心(ECMWF)給出的數據，確定隨高度與位置變化的風場數據；

步驟33，確定航空器的質量參數，以及質量參數的不確定性；

步驟34，基于航空器的意圖模型，建立航空器運動的質點模型；

步驟35，基于航空器運動的質點模型，確定航空器四維航跡生成的求解算法。

圖4為環境模型中確定隨高度變化的溫度、壓力與空氣密度參數流程示圖，具體包括以下步驟：

步驟41，根據氣壓高度(對流層頂以下)確定溫度T：

T＝T₀+ΔT+β_T·H_p

上式中，T₀＝288.15K，表示國際標準大氣條件下在平均海平面處的溫度；ΔT表示溫度偏差；H_p表示氣壓高度；β_T＝-0.0065K/m，表示溫度垂直遞減率；

步驟42，根據溫度T確定壓力p：

上式中，p₀＝101325Pa，表示國際標準大氣條件下的空氣壓力；g₀＝9.80665m/s²，表示重力加速度；R＝287.05287m²/(K·s²)，表示空氣常數；

步驟43，根據溫度T與壓力p確定空氣密度：

圖5為環境模型中確定隨高度與位置變化的風場數據流程示意圖，具體包括以下步驟：

步驟51，從歐洲中期天氣預報中心(ECMWF)網站上選取所需的各氣壓層上風的數據，包含日期、時刻(0h 6h 12h 18h，UTC時間)、風分量、高度層等；

步驟52，根據初始設計CDO程序的水平航跡的范圍，裁剪區域，分別由緯度范圍確定南北區域，經度范圍確定東西區域；

步驟53，確定單位網格跨度，數據可以定義在0.75°×0.75°經緯度跨度的網格上，也可根據所需精度自定義網格跨度；

步驟54，各選項確定后，下載文件，文件下載格式為GRIB格式；

步驟55，將所獲取的以GRIB格式存儲的風場信息，進行解碼：首先，利用工具grib2ctl.exe生成整個文件的描述文件.ctl；然后，利用工具gribmap.exe生成映射文件.idx；最后，通過其描述文件，提取該文件存儲記錄的形式與結構信息，處理并保存數據(各高度層的u風分量與v風分量)；

步驟56，針對高度層的u風分量與v風分量，根據下述公式計算出風速和風向：

上式中，V_wind為風速，為風向，南北方向，南風為正；東西方向，西風為正。

步驟57，將所得的風速、風向進行概率統計，分析其分布函數與系數，從而完成風場數據的估算。

確定航空器質量參數以及不確定性，具體包括以下步驟：

步驟61，根據航空器基礎資料(BADA)提供的性能參數，確定以對應機型的參考質量作為該航空器的質量參數；

步驟62，假設執行CDO程序的航空器質量符合正態分布，選擇合適的均值與方差構建航空器質量參數的不確定性模型。

圖6為航空器運動的質點模型的建立流程示意圖，具體包括以下步驟：

步驟71，根據建立的航空器意圖模型中CDO程序的水平航跡，將其分為直線航段與轉彎航段，進而構建水平方向上的質點運動模型，其中直線航段為：

上式中，s為飛行距離；V_GS為地速；V_TAS為真空速；為風角，MC為航線角；為偏流，

其中轉彎航段為：

上式中，ROT為轉彎率；φ為轉彎坡度；

步驟72，根據建立的航空器意圖模型中的CDO程序的垂直剖面，建立高度與速度變化的質點方程：

上式中，γ為航徑角；D為航空器阻力；Thr為航空器推力；m為航空器質量；g為重力加速度；

步驟73，計算航空器阻力，如下式：

上式中，C_D為阻力系數，C_D＝C_D0+C_D2·(C_L)²，其中C_L為升力系數；S為機翼參考面積；各系數參見航空器基礎資料(BADA)；

步驟74，計算航空器推力，其最大起飛推力如下式：

Thr_{max climb}＝C_Tc,1·(1-h/C_Tc,2+C_Tc,3·h²)·(1-C_Tc,5·ΔT)

上式中，C_Tc,1、C_Tc,2、C_Tc,3和C_Tc,5均為推力系數，參見航空器基礎資料(BADA)，且下降/進近/著陸的推力可視作最大爬升推力的函數，但與所處的高度以及飛行階段相關；

步驟75，考慮航空器在飛行過程中的燃油消耗，建立航空器質量變化方程，如下式：

上式中，C_f1、C_f2、C_f3和C_f4均為燃油消耗系數，參見航空器基礎資料(BADA)。

圖7為航空器四維航跡生成中確定求解算法流程示意圖，具體包括以下步驟：

步驟81，利用4階龍格庫塔法(ODE45)對航空器運動的質點模型進行反向積分，生成航空器的垂直剖面；圖8為典型的CDO程序下的航空器進場垂直飛行航跡示意圖；

步驟82，對航空器所要經過的航路點采用等距離散的方式，生成航空器的水平航跡；

步驟83，將垂直剖面與水平航跡融合，得到執飛CDO程序的四維航跡。

圖9為分析各類航空器過航路點高度與速度分布流程示意圖，具體包括以下步驟：

步驟91，確定執飛CDO程序的主力機型；

步驟92，確定仿真次數，以及確定CDO程序區域的風場信息，確定各機型的航空器質量分布；

步驟93，建立各機型執飛CDO程序的航空器意圖；

步驟94，生成各機型執飛CDO程序的四維航跡；

步驟95，基于各機型執飛CDO程序的四維航跡，以高度/速度剖面以及其在各航路點高度/速度分布圖的形式展示，分析下降頂點(TOD)的位置，分析是否滿足國際民航組織(ICAO)提出的垂直剖面邊界要求。

圖10為分析不同機型配比時前后機間隔分布流程示意圖，具體包括以下步驟：

步驟101，確定執飛CDO程序的前后機型配比情況；

步驟102，確定仿真次數，以及確定CDO程序區域的風場信息，確定各機型的航空器質量分布；

步驟103，建立各機型配比執飛CDO程序的航空器意圖；

步驟104，生成各機型配比執飛CDO程序的四維航跡；

步驟105，基于各機型配比執飛CDO程序的四維航跡，依據現行的移交間隔，推算CDO程序結束處的前后機間隔，分析不同機型配比時，現行的移交間隔是否滿足安全間隔要求。

圖11為修改CDO程序流程示意圖，具體包括以下步驟：

步驟111，根據分析各類航空器過航路點高度與速度分布，如果航空器的過點高度、速度不滿足國際民航組織(ICAO)提出的垂直剖面邊界要求，則修改航路點的高度、速度限制。限制主要分為4類：無限制、上界限制、下界限制與窗口限制；

步驟112，分析不同機型配比時前后機間隔分布，如果航空器對之間在CDO程序結束處，不滿足雷達管制的間隔要求，則增大管制移交間隔；如果滿足要求，則可以適當減小管制移交間隔；

步驟113，針對修改結果，重新構建航空器意圖模型、生成航空器四維航跡，進行再次分析。

以上實施例僅為說明本發明的技術思想，不能以此限定本發明的保護范圍，凡是按照本發明提出的技術思想，在技術方案基礎上所做的任何改動，均落入本發明保護范圍之內。