(19)国家知识产权局 (12)发明 专利 (10)授权公告 号 (45)授权公告日 (21)申请 号 202210791093.9 (22)申请日 2022.07.07 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 114880784 A (43)申请公布日 2022.08.09 (73)专利权人 中国民航大 学 地址 300300 天津市东 丽区津北公路2898 号 (72)发明人 魏志强　鹿彤　 (74)专利代理 机构 天津展誉 专利代理有限公司 12221 专利代理师 任海波 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/20(2020.01) G01S 17/88(2006.01) G06F 113/08(2020.01)(56)对比文件 CN 111736166 A,2020.10.02 US 2017267371 A1,2017.09.21 US 2019041874 A1,2019.02.07 魏佐君等.“涡轮转子叶尖泄漏涡 涡核稳定 性及控制 ”. 《航空动力学报》 .2018, 魏志强等. “飞机高空尾涡安全评估 模型”. 《中国安全科 学学报》 .2021, 庄南剑等. “激光雷达 选址对飞机 尾涡特征 参数反演的影响 ”. 《交通运输工程学报》 .202 2, 赵丽雅等.基于激光雷达回波的动态尾涡特 征参数计算. 《武汉科技大 学学报》 .2018,(第0 5 期), 徐世龙等.基 于激光雷达回波的飞机 尾涡参 量提取. 《光子学报》 .2013,(第01期), 田玉基等.物理模拟龙 卷风的风速和气压降 分布特征. 《工程力学》 .2020,(第0 3期), 审查员 李紫君 (54)发明名称 一种基于飞机尾涡扫描特性的涡核位置估 算方法 (57)摘要 本发明涉及民航空中交通管 理， 尤其涉及一 种基于飞机尾涡扫描特性的涡核位置估算方法。 一种基于飞机尾涡扫描特性的涡核位置估算方 法， 包括以下步骤： 步骤10， 建立尾涡流场仿真模 型； 步骤2 0， 计算各距离门上径向速度的标准差， 及峰值与较大的次大值的比值； 步骤30， 计算涡 核相对雷达的径向距离； 步骤40， 计算涡核相对 雷达的仰角； 步骤50： 估算涡核位置。 本发明的有 益效果是： 本方法通过建立尾涡流场演变模型仿 真双尾涡速度场， 之后通过对不同强度和高度的 尾涡组合速度场探测结果进行仿真分析； 最后提 出了涡核位置估算的 “峰值‑次大值”法， 在计算 量可接受的基础上， 提高了对涡核位置识别的准 确度。 权利要求书2页 说明书6页 附图2页 CN 114880784 B 2022.09.23 CN 114880784 B 1.一种基于飞机尾涡扫描特性的涡核位置估算方法， 其特 征在于， 包括以下步骤： 步骤10， 建立尾涡流场仿真模型， 得到尾涡流场中任一 点的径向速度； 步骤20， 计算雷达的各距离门上径向速度的标准差， 标准差具有两个峰值， 两个峰值分 别对应左、 右尾涡流， 峰值记为S(a)， 峰值两侧的次大值记为S(a ‑1)和S(a+1)， 判断S(a ‑1) 和S(a+1)的大小， 若S(a ‑1)大于S(a+1)， 计算峰值S(a)与 S(a‑1)的比值， 若S(a ‑1)小于S(a+ 1)， 计算峰值S(a)与S(a+1)的比值； 步骤21， 判断涡核与雷达距离门的接近程度： 当比值大于2.8时， 左、 右涡核相对雷达的 径向距离R左涡、 R右涡取标准差达到峰值对应的距离门相对雷达的径向距离Ra， 并跳过步骤30， 否则， 执行步骤30； 步骤30， 计算涡核相对雷达的径向距离， 根据标准差两个峰值及其次大值对应的距离 门相对雷达的径向距离Ra、 Ra‑1和对应的比值， 计算得到左、 右涡核相对雷达的径向距离 R左 涡、 R右 涡； 步骤40， 计算涡核相对雷达的仰角： 计算每个距离门上径向速度的梯度绝对值， 确定梯 度绝对值达 到峰值处对应角度， 得到左右 涡对应仰角分别为 步骤50： 估算涡核位置： 基于径向距离和仰角可以得到左右涡核的坐标分别为 和 2.根据权利要求1所述的一种基于飞机尾涡扫描特性的涡核位置估算方法， 其特征在 于， 步骤10， 建立尾涡流场仿真模型， 具体建立模型的步骤如下： 步骤11， 基于尾涡流场的可能影响区域和激光雷达可探测范围假设涡核位置， 把飞机 视为一个质点， 以假设激光雷达所在位置为基准建立坐标系： 定义 飞行速度的方向为X轴正 向， 翼展向右方向为Y轴正 向， 竖直方向为Z轴， 规定向上为正， 激光雷达扫描面垂直于X轴， 选定尾涡 流场形成初始时刻的Y OZ切面为研究对象， 将仿 真空域划分为边长为 1米的正方形 网格； 步骤12， 基于尾涡流场仿真模型对可探测空域内每个方格处的径向速度进行计算仿 真， 提取出雷达的各距离门上的径向速度； 尾涡流场仿真模型如下： 假设涡核在YOZ截 面上的位置坐标(y1,z1)和(y2,z2)， 左右环量 分别为Γ1和Γ2， 涡核半径分别为rc1和rc2， 则尾涡流场中任一点(y,z)在Y和Z 方向上的速度 Vy、 Vz的计算公式为： 则这一点的径向速度Vr为：权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 114880784 B 23.根据权利要求2所述的一种基于飞机尾涡扫描特性的涡核位置估算方法， 其特征在 于， 步骤20中峰值记为S(a)， 峰值两侧的次大值为S(a ‑1)和S(a+1)， 峰值与次大值的比值为 p， 计算公式为： 4.根据权利要求3所述的一种基于飞机尾涡扫描特性的涡核位置估算方法， 其特征在 于， 步骤30， 估算涡核相对雷达的径向距离包括： 将标准差两个峰值及其次大值对应的距离 门相对雷达的径向距离Ra、 Ra‑1和对应的p值代入公式： 计算得到左、 右 涡核相对雷达的径向距离R左 涡、 R右 涡。 5.根据权利要求4所述的一种基于飞机尾涡扫描特性的涡核位置估算方法， 其特征在 于， 步骤40中计算每 个距离门上径向速度的梯度绝对值的计算公式为： 其中， D(n,i)表示第n个距离门上从下向上扫描第i个点处的速度梯度， 表 示在与雷达相距Rn的距离门n上仰角为 处对应的径向速度大小。权　利　要　求　书 2/2 页 3 CN 114880784 B 3