一个鲁棒性冲突解脱轨迹规划模型

针对固定航路飞行条件下高密度运行空域多航空器实时冲突解脱轨迹规划问题,为了获取高空风场数值及增强航空器冲突解脱轨迹的鲁棒性,根据航空器的运行状态构建了高空风场线性和非线性滤波模型.采用模型预测控制理论,通过将预测模型的校正过程转化为高空风场数值的滤波过程,在给各航空器设定解脱优先权重及考虑两类解脱变量物理约束条件的前提下,从航空器的动态协同特性出发,构造能够反映控制输入量优劣的指标函数,提出一种能够适应空域环境变化的冲突解脱航迹在线滚动规划方案.算例分析表明,所提出的在线解脱轨迹规划方案可行有效.     

低空空域飞行冲突风险研究

为了确定低空空域内航空器飞行的安全间隔和风险概率,基于国际民航组织标准和我国民航局规定,根据航空器动力学原理,采用看见避让(see and avoid)原则,在飞行规则、能见度要求、反应时间、航空器速度以及盘旋坡度角或航空器爬升角度等约束条件下,建立了同高度对头飞行冲突和交叉飞行冲突的冲突避让轨迹数学模型,并根据HCR(human cognitive reliability)理论建立了飞行员反应失效概率模型.数值分析结果表明,低空空域航空器同高度对头相遇存在一定的违反安全间隔的风险概率,而同高度交叉相遇飞行的航空器能安全解脱冲突.     

低空空域飞行冲突避让算法

为了预防航空器在低空空域飞行中发生相撞，根据空中交通管理规则的飞行间隔规定，采用速度矢量三角分析法，分析了避免冲突的基本条件，确定了航空器B与航空器A的速度矢量关系，提出了调整速度和改变航向两种解决方法，推导出速度和航向改变量的计算公式。通过系统演算和DRS-98型雷达管制模拟机的验证表明，在任何情况下都能够使用改航法避让飞行冲突，航空器之间的距离和航向差越大，航向的改变量就越小；当航空器之间的距离大于6倍的飞行间隔时，应当使用调速法避让飞行冲突，这样航空器可以继续保持原定的飞行航线。     

相关航空器的冲突探测与调度研究

为了及时探测潜在冲突,保证调度的实施,在先到先服务(FCFS)及固定航路航迹预测条件下,对相关航空器进行冲突的探测,通过合理调度解脱冲突.文中提出最长公共子序列(LCS)思想的初步探测及基于4D航迹的再次探测方法,提高探测效率,以数据统计方法挖掘解脱路径用以冲突的解脱,以浦东机场进场航班实现仿真,验证冲突探测及调度的有效性.     

管型航路中航空器自主运行模式

为了提升管型航路内航空器运行效率,降低飞行延误和冲突,首先选取了定速、超越和自由3种典型自主运行模式,并分析了其特点;其后,建立了管型航路中航空器自主运行仿真模型,并采用蒙特卡洛仿真与机器学习相结合的方法,分析了自主运行模式中关键变量的相关性;最后,以北京首都机场—广州白云机场高空航路为实例,建立了各衡量指标回归模型,并对3种模式典型指标进行了敏感性分析.研究结果表明:自由模式中的吞吐量和总延误时间指标相对较好,但冲突率相对较高,冲突率最小值为0.036 1;超越模式中各项指标相对折衷,其航路资源的利用率不如自由模式,吞吐量约为自由模式的61.89%;定速模式中的航空器缺乏调整速度和间隔的调整能力,受航空器的初始间隔影响较为明显.     

基于SMILO-VTAC模型的复杂低空多机冲突解脱方法

针对传统SMILO-VTAC模型的2种不受控情形, 提出了面向不受控情形的复杂低空多机冲突解脱模型; 在传统SMILO-VTAC模型的基础上, 考虑复杂低空空域物障限制条件, 提出了面向物障情景的低空多机冲突探测与解脱模型; 结合通用航空活动任务优先等级, 建立了基于任务优先性质的多机冲突探测与解脱规则和流程; 建立了多航空器对头汇聚场景, 基于提出的方法进行仿真验证。分析结果表明: 相比传统SMILO-VTAC模型, 提出的方法能够满足不受控情形的多机冲突探测与解脱实际需要, 并能根据任务优先等级计算方案, 解脱成本分配合理, 符合复杂低空空域航空器的特点; 提出的方法在航空器数量不大于4架次时, 求解时间略长, 但基本控制在1 s以内; 当航空器数量大于4架次时, 求解时间小于传统SMILO-VTAC模型; 当航空器数量不小于7架次时, 求解时间远低于传统SMILO-VTAC模型; 在将优先级因素加入考量后, 方法的平均解脱成本较传统SMILO-VTAC模型增加了10%~20%, 以少量增加平均解脱成本为代价, 实现了解脱成本依照优先级顺序的分配, 将高优先级航空器解脱成本向低优先级航空器传递。可见, 在多航空器运行和多优先级情景下, 改进方法具有更高的解脱效率, 在相同计算时间内具有更高的解脱架次极限。      

基于航空器自主运行的空中交通复杂性建模

针对航空器自主运行模式的空中交通运行态势评估问题，本文重构了基于分布式空中交通管理系统的空中交通复杂性评价方法，并仿真验证了该方法在航空器冲突探测和自主航迹规划中的应用。首先，基于自由航路空域和航空器自主运行模式定义了空中交通复杂性，在通过三维空域栅格模型量化航空器时空位置的基础上，构建复杂度计算模型以反映航空器位置、航向、 航速对空域各栅格的实时复杂性影响；其次，基于实际管制扇区(ZSSSAR01)及高度层，分别模拟自由航路与固定航路运行模式，对比两者空中交通复杂度时空分布差异；并结合自由航路运行模式，在空中交通复杂性与航空器冲突指标(冲突率、冲突比例)相关性分析的基础上，研究空域复杂度阈值确定方法；最后，初步探究基于空域复杂度阈值进行航空器自主航迹调整的方法，评估其运行效果。仿真实验结果表明：自由航路运行模式相对固定航路运行模式可显著降低空域最大复杂度值(平均降幅119%)；模型计算得到，空中交通复杂度与空域中航空器冲突指标有强相关性 (相关系数大于0.90)；基于复杂度和复杂度阈值的航迹调整策略具备一定可行性。     

基于时间富余度控制的滑行道调度优化模型

针对机场场面运行中部分航空器剩余滑行时间较短、准时性低的现状,研究滑行道调度优化问题。在构建基于时间富余度控制的滑行道调度优化模型中,优先考虑以剩余滑行时间为主的航空器动态优先级;以我国某大型机场的场面运行数据为基础,采用生物地理学算法进行仿真验证。结果显示：与经典的先到先服务策略相比,航空器到达滑行终点的误差由1499 s降至553 s,降低了63.1%,冲突航空器到达误差从371 s降至147 s,降低了60.3%;在冲突解脱方面,由剩余滑行时间较多的航空器承担更多的冲突等待,有效减少航空器滑行冲突次数,保障后续停机位指派与跑道调度的有效性,大大提高了滑行道的滑行效率。     

飞行冲突解脱与恢复几何模型及管制策略

已知两航空器的三维位置、速度及本机预计到达目标点时间,得出了满足几何最优和机动次数最少、解决飞行冲突并同时保证预计到达目标时间不变条件的多种冲突解脱与恢复模型.仿真计算验证了所得模型的有效性.该模型适用于机载设备及空中交通管制自动化系统.在此模型上经大量仿真,综合出了切保护区边界这极限情况并适合空中交通管制员调配的冲突解脱与恢复管制策略表.空中交通管制员只需考虑一定的安全裕量,这些策略即可应用于在实际管制中.     

复杂低空混合飞行态势安全特性研究

为揭示复杂低空混合飞行态势中蕴含的安全特性,本文从复杂低空环境特点、航空器个体异质行为特征出发,构建了低空飞行行为模型;运用Agent技术,NetLogo平台构建了复杂低空混合飞行态势仿真环境,仿真分析了飞行量、平均速度、飞行冲突等特性参数之间的相互关系及其影响规律.研究结果表明：飞行冲突随飞行量增加呈先缓慢增加,后急剧增加的趋势,随平均速度急速递增趋势,当飞行量达到80架次、平均速度约300km/h时,低空飞行态势安全性和效率均较高;通航活动的混合比例和冲突探测距离对复杂低空飞行态势安全性具有明显影响,当混合比为3:2:4:1,冲突探测距离为4km时,可显著提高飞行态势的安全性和稳定性.     

采用内点约束的最优冲突解脱方法

在自由飞行中,为了保证任何两架飞机之间的距离不能小于给定的安全间隔,采用内点约束条件和最优控制中的庞特里亚金极小值原理,研究了自由飞行中飞机的控制向量受约束时的平面冲突解脱问题,考虑了只改变速度大小和只改变速度方向的解脱策略。不同的策略具有不同的控制变量,各变量有不同的约束范围。采用极小值原理解得最优控制变量,并由内点约束条件获得解脱开始时间、约束时间及控制变量转换时间。计算结果表明改变速度大小策略的协作解脱耗费是单机解脱的1／10,而改变速度方向的策略在两机夹角过小时单机解脱耗费为协作解脱的1／3。     

城市快速路速度引导预测控制模型

在城市快速路控制系统中,将速度引导作为控制变量,建立了宏观动态交通流模型。以车辆总行程时间与速度引导为目标函数,计算了城市快速路入口区域流量和匝道入口区域流量,建立了快速路速度引导预测控制模型,对速度引导进行优化设计,利用MATLAB软件对下游交通流突变进行仿真分析。分析结果表明:通过速度引导控制,交通流平均速度由72.704 6km.h-1上升到74.167 6km.h-1,交通流平均密度由23.011 2veh.km-1下降到21.156 7veh.km-1,波动均小于8%;速度方差下降,且最大值仅为420(km.h-1)2;速度引导控制前后的速度方差与密度方差之比分别为3.57、1.91;在交通流突变时段内,速度引导控制前后的速度方差与密度方差之比分别为4.56、2.34。可见,速度引导控制模型有效。     

机场跑道全波段不平整测试方法

结合车载式激光断面仪与全球导航卫星移动定位系统，提出了一种机场跑道全波段不平整测试方法；在济南遥墙国际机场进行了现场测试，采用重复试验与水准仪对该测试方法进行了可靠性验证；利用ADAMS/Aircraft软件建立了B737-800虚拟样机模型，进行了实测跑道不平整数据下的飞机滑跑仿真，探究了不同检测方法、滑跑速度、飞机位置下实测道面数据特征对飞机振动响应的影响。研究结果表明:所提出的测试方法可获得道面全波段不平整数据，弥补了激光断面仪难以捕获14 m以上波长的缺陷；当速度为80 km·h-1时，全波段不平整道面下飞机振动响应波动幅值分别为长波不平整和短波不平整下的1.25~2.39倍和1.19~1.85倍，说明仅考虑道面长波或短波不平整将低估飞机在实际不平整条件下的振动响应；随着飞机滑跑速度的增大，全波段不平整与短波不平整条件下的飞机振动加速度差别逐渐增大，而动载系数差值则呈现先增大后减小的趋势，在速度为160 km·h-1时达到最大，说明飞机在高速滑行中道面长波不平整的影响更为明显；全波段不平整相比短波不平整条件下驾驶舱加速度增幅平均比重心处大0.062 m·s-2，前起落架动载系数增幅比主起落架平均大0.039，表明长波不平整对飞机前部振动的影响比重心处大，且随着滑行速度增大，这一差值先增大后减小，加速度的差值在80~120 km·h-1时最明显，峰值约为0.078 m·s-2，而动载系数的差值在160 km·h-1达到0.062的峰值。      

基于雷达的多机冲突检测与调配

为防止空中飞机危险接近,保障飞行安全,提高管制员对飞行冲突的预见性和调配飞行冲突的能力,建立了基于雷达的坐标系,提出了预测多机飞行冲突的水平检测和预测冲突时间段的方法.研究表明：在水平投影面上,如果飞机Ai的保护区与飞机Aj的阴影交叉,将发生水平冲突;如果同时发生垂直冲突,那么飞机Ai和Aj将发生飞行冲突,需要在雷达监控下,通过改变航向、速度和飞行高度以避免飞行冲突.但若水平冲突和垂直冲突的时间段不交叉,则飞机Ai和Aj没有冲突,可以保持现有（平飞、下降或上升）状态飞行.仿真分析结果表明了检测和调配方法的正确性.     

磁浮列车单铁悬浮车桥耦合振动分析

为研究单铁悬浮车桥耦合振动,将悬浮控制系统、车辆结构、弹性轨道梁及桥梁安装系统作为整体系统,建立整体系统的磁浮列车的悬浮控制-弹性桥梁-机械结构垂向耦合振动模型,以不同频率的外力激扰模拟磁浮列车不同的速度下对桥梁的作用,分析了不同梁型在整体系统耦合条件下的跨中挠度与振动加速度的变化。研究结果表明:单铁悬浮稳定后,简支梁跨中挠度约为两跨连续梁悬浮处挠度的2.5倍;以200km.h-1车速通过桥梁时其挠度略小于400km.h-1车速通过工况,但前者再次达到稳定状态所需时间约为后者的1/3;车辆以相同速度通过桥梁时,连续梁悬浮处跨中挠度约为简支梁的40%,且前者振动加速度小于后者;仿真过程中桥梁安装临界刚度范围为(5.5～6.5)×107 N.m-1;两跨连续梁动力学性能较简支梁更为优秀。     

基于小滚轮高频激励的高速列车齿轮箱箱体振动试验

为探究高速列车齿轮箱箱体振动特性和疲劳损伤, 应用小滚轮高频激励台架试验, 将滚轮表面加工成径跳量幅值为0.05 mm的13阶多边形, 可等效成20阶车轮多边形, 研究了某型齿轮箱箱体在不同垂向载荷与速度工况下的振动特性; 通过雨流计数法及Miner线性损伤法则, 分析了齿轮箱箱体单位时间应力累计损伤。研究结果表明: 受齿轮箱箱体共振影响, 不同垂向载荷与速度工况下, 高速列车运行速度为200 km·h-1时, 齿轮箱箱体各测点的垂、横向加速度均方根值均为最小; 当垂向载荷为23 t时, 大部分测点的垂、横向加速度均方根值均为最大; 齿轮箱箱体存在573 Hz的局部固有频率被激发共振, 其原因是试验速度为100 km·h-1时试验台发生共振, 以及试验速度为300 km·h-1时, 受到20阶多边形车轮转频约580 Hz的主频激扰; 车轮初始速度从0加速到200 km·h-1及从300 km·h-1减速至0的速度等级之间时, 齿轮箱箱体各测点的单位时间应力累计损伤波动较大, 其余速度等级段各测点的单位时间应力累计损伤波动很小; 单位时间应力损伤最大值出现在大齿轮箱齿面观察孔, 为3.72×10-10, 损伤最小值位于小齿轮箱轴承正上方, 仅为8.29×10-18。可见, 箱体共振、试验台减速运行、速度等级对齿轮箱箱体振动加速度影响较大; 非共振、试验台不减速运行、相同速度等级下, 垂向载荷对单位时间应力累计损伤影响甚微。      

车辆系统空气弹簧失气安全性分析

建立了具有刚度衰变特性的空气弹簧失气模型和非线性粘滑接触模型,结合车辆系统动力学,模拟空气弹簧失气动态过程与失气后的应急状态,分析了空气弹簧失气后车辆系统的稳定性与空气弹簧突然失气对车辆动力学性能的影响,研究了不同失气过程时长、运行速度与曲线通过工况下空气弹簧失气车辆的安全性。计算结果表明:空气弹簧失气后车辆临界速度由623km.h-1大幅降低为351km.h-1。空气弹簧突然失气导致轮轨垂向力减小,轮重减载率增大,且失气过程越短,轮重减载率越大,失气过程为0.2s时轮重减载率达到0.651。车辆运行速度低于300km.h-1时,车速对轮重减载率和轮轨力影响不明显,当大于300km.h-1时,减载率随车速增大迅速增大。车辆通过曲线时,在圆曲线上失气最危险,轮重减载率最大为0.652。     

编队飞行中基于危险区域的后机最优位置研究

编队飞行是实现民航绿色发展的重要措施之一。在前机尾涡危险区域分析的基础上，科学确定后机最优位置是编队飞行的关键。首先，以随机两阶段尾涡消散模型为基础，利用Hallock-Burnham涡模型和诱导滚转力矩系数模型分析后机诱导滚转力矩系数的演变规律。然后，基于设定的安全阈值，给出前机尾涡危险区域，并考虑飞行高度、速度和风对危险区域的影响。最后，基于后机不同位置处的燃油流量减少率，得出编队飞行中后机最优位置。研究结果表明：后机诱导滚转力矩系数随着前、后机之间横向距离的增加，呈先增后减再增的趋势；随纵向距离的增加，呈先缓慢减小后快速减小的趋势；高度越高、速度越小，诱导滚转力矩系数的峰值越高。飞行高度越高、速度越小，前机初始尾涡的危险区域越大；随着纵向距离的增加，危险区域不断减小，并随涡核的下沉不断下降。侧风使危险区域发生偏离，侧风越大，偏离程度越大。顺风会增加危险区域的纵向距离，顶风则与之相反。两架B737-800飞机在12000 m高度以0.78马赫数进行编队飞行时，前、后机纵向距离3000m处，无风情况下后机最优位置为横向距离30 m 或-30 m、垂直距离29 m，此时燃油流量减少率为7.01%。相较于无风，左侧风20 m·s -1 下，燃油流量减少率和垂直距离不变，横向距离增加；顺风20 m·s -1 下，燃油流量减少率增加，横向距离不变，垂直距离减少；顶风20 m·s -1 下，燃油流量减少率减小，横向距离不变，垂直距离增加。