[发明专利]一种飞机纵向间隔计算方法、系统及可读存储介质

权利要求书

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：S_x＝λ_f+λ_l+D_w；横向尺寸为：垂直方向尺寸为：

其中，λ_l为前机的半机身长，λ_f为后机的半机身长，B_l为前机翼展，B_f为后机翼展，H_l为前机的机身高度，H_f为后机的机身高度，D_w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-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：

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；C_mu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-频率N^*计算公式为：

式中，t′代表时间尺度；g为重力加速度；Θ₀为位温；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

初始消散阶段的表达式为：

式中，μ为动力粘度；Te为当地的开式温度；为空气的运动粘度；ρ为空气密度；t^*为无量纲时间；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为：

快速耗散阶段的表达式为：

式中，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Γ_5-15(t^*)通过：

计算得到；

Γ₀为初始尾涡强度，计算公式为：其中M为前机的最大起飞重量；B_l为前机翼展；V_l为前机进近速度；ρ为空气密度。