[发明专利]一种飞机尾涡快速识别方法及装置

说明书

本发明公开了一种飞机尾涡快速识别方法及装置，属于航空技术领域。利用激光雷达对飞机尾涡进行探测，获取二维径向速度场；根据飞机尾涡在径向速度剖面上呈现出对角速度相近、相邻速度相反的特征，构建尾涡识别算子；根据尾涡识别算子构建评价函数，采用尾涡识别算子对二维径向速度场进行遍历，计算所有位置的评价函数值；根据各位置的评价函数值，筛选出所有存在尾涡的区域；在筛选出的尾涡区域内，根据尾涡识别算子构建尾涡涡心定位算子，获得飞机尾涡的涡心位置。本发明能够大大减少计算量和对计算资源的占用，提高识别准确度。

技术领域

本发明涉及航空技术领域，具体涉及一种飞机尾涡快速识别方法及装置。

背景技术

飞机尾流（尾涡）是飞机飞行时机翼上下表面压力差而在其后方形成的一对反向旋转的湍流涡旋，具有空间尺度大、持续时间长、旋转强烈等特点。作为伴随飞机出现的大气湍流中的一个新类别，飞机尾流对航空安全有重大威胁，当后机进入前机的尾流时，可能发生颠簸、横滚，乃至失去控制。在机场和航空母舰的进港/离港航线上，由于飞机起降密集，飞机尾涡的影响更大，是制约机场吞吐容量、航母舰载机安全起降的主要因素之一，空中加油时，加油机的尾部涡旋也会影响到作业过程。准确的识别飞机尾涡的位置对于提升机场运行效率和保障航空安全有着重要意义。

飞机尾涡切向速度模型应用比较广泛的主要有Lamb-Oseen尾涡切向速度模型、Hallock-Burnham尾涡切向速度模型、Adapted Vortex尾涡切向速度模型等。激光雷达是最有效的尾涡探测手段已成为共识，目前，已有的算法大多基于尾涡速度模型进行尾涡识别，在此基础上再进行反演，获得尾涡参量，这些模型较为复杂且计算量大，鲁棒性低，不利于快速识别飞机尾涡。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞机尾涡快速识别方法及装置，以克服现有尾涡识别方法需要根据径向速度反演二维速度、模型复杂、计算量大、鲁棒性低等缺点。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

第一方面，本发明提供一种飞机尾涡快速识别方法，包括：

利用激光雷达对飞机尾涡进行探测，获取二维径向速度场；

根据飞机尾涡在径向速度剖面上呈现出对角速度相近、相邻速度相反的特征，构建尾涡识别算子；

根据所述尾涡识别算子构建评价函数，采用所述尾涡识别算子对所述二维径向速度场进行遍历，计算所有位置的评价函数值；

根据各位置的评价函数值，筛选出所有存在尾涡的区域；

在筛选出的尾涡区域内，根据所述尾涡识别算子构建尾涡涡心定位算子，获得飞机尾涡的涡心位置。

进一步地，所述利用激光雷达对飞机尾涡进行探测，获取二维径向速度场，包括：

利用激光雷达对飞机尾涡进行探测，获得垂直剖面的多普勒速度分布，对所述多普勒速度分布进行归一化处理，获得二维径向速度场。

进一步地，所述尾涡识别算子的构建方法为：

构建一矩形，以矩形的重心为尾涡识别算子的中心点，计算矩形固定区域内四个直角区域内的径向速度平均值，四个直角区域的长度和宽度均相同，矩形的位置由中心点坐标决定，矩形的大小由其重心到任意一个直角区域内的径向速度平均值所对应的位置的连线长度 d以及该连线与矩形上边或下边的夹角 θ决定，直角区域的大小、 d和 θ均可调节，直角区域可以选择一个点，也可以选择一个区域，中心点坐标、 d和 θ还满足以下条件：