一种飞机尾涡快速识别方法及装置

1.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：

2.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。
3.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。


技术实现要素：

4.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。
5.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。
6.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。
7.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，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：
[0008][0009][0010][0011]
其中，（xi,yj）为尾涡识别算子的中心点坐标，x
max
、y
max
分别为激光雷达扫描区域内的横向最大取值和纵向最大取值，a为长度d的最大取值，b为算子矩形的长度和宽度的最大取值。
[0012]
进一步地，构建的评价函数为：f=f
1-f2f1=[(v
1-v4)2+(v
2-v3)2]f2=[(v
1-v2)2+(v
1-v3)2+(v
4-v2)2+(v
4-v3)2]/λ其中，f为评价函数，f1为对角评价函数，f2为相邻评价函数；λ为调节系数，根据实地测量尾涡数据确定大小；v1、v2、v3、v4分别为左上、右上、左下、右下四个直角区域内的径向速度平均值。
[0013]
进一步地，所述根据各位置的评价函数值，筛选出所有存在尾涡的区域，包括：判断各位置的评价函数值是否在预先确定的阈值区间内，若是，则判断该位置存在尾涡，根据各位置的评价函数值在所述阈值区间内，筛选出所有存在尾涡的区域。
[0014]
进一步地，所述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，包括：假设飞机尾涡为标准圆的形状，则根据所述尾涡识别算子计算出的四个速度区域应分别位于单个尾涡标准圆的正上方和正下方，涡心应分别位于上、下速度区域的对称中心，根据该特征，设计出尾涡涡心定位算子：
[0015]
其中，xa、xb分别为飞机尾涡的两个涡心的横坐标；最终得到两个涡心的位置分别为（xa，yj）和（xb，yj）。
[0016]
第二方面，本发明提供一种飞机尾涡快速识别装置，包括：二维速度场获取模块，用于利用激光雷达对飞机尾涡进行探测，获取二维径向速度场；尾涡识别算子构建模块，用于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；评价函数计算模块，用于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；尾涡判断模块，用于根据各位置的评价函数值，筛选出所有存在尾涡的区域；
尾涡位置确定模块，用于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。
[0017]
第三方面，本发明提供一种存储一个或多个程序的计算机可读存储介质，所述一个或多个程序包括指令，所述指令当由计算设备执行时，使得所述计算设备执行第一方面的飞机尾涡快速识别方法。
[0018]
第四方面，本发明提供一种计算设备，包括：一个或多个处理器、一个或多个存储器以及一个或多个程序，其中一个或多个程序存储在所述一个或多个存储器中，并被配置为由所述一个或多个处理器执行，所述一个或多个程序包括用于执行第一方面的飞机尾涡快速识别方法。
[0019]
与现有技术相比，本发明的有益技术效果为：本发明不需要由激光雷达扫描径向速度反演二维风速，也不需要计算实地风场和飞机尾涡模拟模型的相关系数，大大减少了计算量和对计算资源的占用，能够在激光雷达扫描过程中实现同步快速计算，达到及时预警的目的。同时，根据尾涡的物理结构，采用可调形状的算子，结合统计的思想，可以根据前期激光雷达数据训练结果因地制宜调整算子参数，提高识别准确度。
附图说明
[0020]
图1为本发明实施例的一种飞机尾涡快速识别方法流程图；图2为飞机尾涡示意图；图3为尾涡识别算子ψ1的示意图；图4为尾涡识别算子ψ1叠加飞机尾涡的示意图；图5为尾涡涡心定位算子ψ2的示意图；图6为本发明实验例中激光雷达某一个探测样本的径向风速探测结果及定位出的尾涡中心位置示意图；图7为本发明实施例的一种飞机尾涡快速识别装置结构示意图。
实施方式
[0021]
下面结合具体实施例对本发明作进一步描述。以下实施例仅用于更加清楚地说明本发明的技术方案，而不能以此来限制本发明的保护范围。
[0022]
如图1所示，本发明实施例提供了一种飞机尾涡快速识别方法，包括以下步骤：步骤s1，利用激光雷达对飞机尾涡进行探测，获取二维径向速度场；在激光雷达端进行rhi（range-height-indicator，距离高度显示器）扫描，获得垂直剖面的多普勒速度分布，并进行归一化处理，获得（x，y，v）二维径向速度场，其中，x，y为二维平面的位置，v为该位置上的速度。
[0023]
步骤s2，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；图2为飞机尾涡示意图。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ψ1，构建方法如下：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。其中，直角区域的大小，d，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，并使中心点坐标、d，θ参数满足设定的条件。
[0024]
更具体的，如图3所示，为尾涡识别算子ψ1的图形化描述。其中（xi,yj）为算子的中心点坐标，s为任意一个计算区域（直角区域）的面积，v1、v2、v3或v4分别为四个计算区域面积内的径向速度平均值，d为算子内部任意一个计算区域s内的径向速度平均值所对应的位置到算子中心的距离，θ为算子内部任意一个计算区域s内的径向速度平均值所对应的位置到算子中心的连线与算子中心横坐标的夹角。s，d，θ均可调节，s可以选择一个点，也可以选择一个区域。
[0025]
同时，对xi的限制为：
[0026]
对yj的限制为：
[0027]
对d和θ的限制为：
[0028][0029]
其中，x
max
、y
max
分别为激光雷达扫描区域内的横向最大取值和纵向最大取值，a为长度d的最大取值，b为算子矩形的长度和宽度的最大取值。一般飞机翼展在60m左右，尾涡宽度为两个翼展，也就是120m左右，d取最大100m时，算子的整个矩形长度最短有140m，能够满足探测需求，因此，在本发明实施例中，a可取值100m，b可取值140m。
[0030]
图4为尾涡识别算子ψ1叠加飞机尾涡的示意图。
[0031]
步骤s3，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；根据尾涡识别算子ψ1构建评价函数f，评价函数f用于衡量四个计算区域内速度的差异情况。
[0032]
评价函数可以包括标准均方根误差等，为了减小计算量，本发明实施例选择构造以下函数：构造对角评价函数f1和相邻评价函数f2：f1=[(v
1-v4)2+(v
2-v3)2]f2=[(v
1-v2)2+(v
1-v3)2+(v
4-v2)2+(v
4-v3)2]/λ其中，λ为调节系数，根据实地测量尾涡数据确定大小。
[0033]
对角评价函数f1，用于衡量对角区域的速度相近情况，相邻评价函数f2，用于衡量相邻区域的速度相反情况。由飞机尾涡的结构可知，算子对角区域的速度接近，算子相邻区域的速度相反。
[0034]
对于评价函数f，需要筛选出对角速度差最小，且相邻速度差最大的区域，所以构
建评价函数f如下：f=f
1-f2其中，f越小越好。
[0035]
采用尾涡识别算子ψ1对步骤s1获得的二维径向速度场进行遍历，根据构建的评价函数f，计算所有位置的评价函数值，即f值。
[0036]
步骤s4，根据各位置的评价函数值，筛选出所有存在尾涡的区域；首先，确定评价函数f的阈值区间。评价函数f的阈值区间根据历史数据设定。具体的，使用历史观测飞机尾涡数据，进行评价函数f的计算，根据统计学获得评价函数的阈值门限，作为区分是否存在尾涡的标准。
[0037]
判断步骤s3获得的各位置的评价函数f值是否在阈值区间内，若是，则判断该位置存在尾涡，据此筛选出所有存在尾涡的区域。
[0038]
步骤s5，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；如图4、图5所示，飞机尾涡的涡心有两个，假设飞机尾涡为标准圆的形状，则根据尾涡识别算子ψ1计算出的四个速度区域应该分别位于单个尾涡标准圆的正上方和正下方，涡心应分别位于上、下速度区域的对称中心，据此，设计出尾涡涡心定位算子ψ2：
[0039]
其中，xa、xb分别为飞机尾涡的两个涡心的横坐标；最终得到两个涡心的位置分别为（xa，yj）和（xb，yj），由此得到尾涡的具体位置。
[0040]
为了验证本发明方法的有效性，现运用一个实验例对本发明进行验证说明，具体如下：将2020年6月到8月的机场实地数据作为数据集。手动框选飞机尾涡，经过本发明的算子计算，在本例中，最优θ为40.1
°
，最优d为39.2m，λ取值为100，评价函数f的阈值范围取-2.4~-0.07。使用2020年9月的观测数据进行验证，并将其与现有的模型相关系数法（例如，潘卫军等“多普勒激光雷达的飞机尾涡识别方法”，《激光技术》2019年第02期，第235页）进行比较，具体结果见表1：表1识别准确率平均计算时间算子法91.67%0.03s模型相关系数法91.52%0.16s由表1可知，与现有的模型相关系数法相比，本发明的飞机尾涡识别方法不仅在计算时间上提升了一个数量级别，而且识别准确率也略优于模型相关系数法。
[0041]
图6为本发明实验例中激光雷达某一个探测样本的径向风速探测结果及定位出的尾涡中心位置示意图，中间黑框部分为算子判断存在尾流的区域。
[0042]
其中，激光雷达在机场实地探测径向速度，接近激光雷达的速度为正，远离激光雷达的速度为负，背景风场速度不超过0.3m/s。算子遍历速度场，计算出的评价函数f为-0.87，在阈值范围-2.4~-0.07内，v1、v2、v3、v4分别为-1.5 m/s、3m/s、3.3m/s、-1.2m/s，定位出尾涡中心在（0.29, 0.37）、（0.34,0.37）处。
[0043]
本发明不需要由激光雷达扫描径向速度反演二维风速，也不需要计算实地风场和飞机尾涡模拟模型的相关系数，大大减少了计算量和对计算资源的占用，能够在激光雷达扫描过程中实现同步快速计算，达到及时预警的目的。同时，根据尾涡的物理结构，采用可调形状的算子，结合统计的思想，可以根据前期激光雷达数据训练结果因地制宜调整算子参数，提高识别准确度。
[0044]
如图7所示，本发明提供一种飞机尾涡快速识别装置，包括：二维速度场获取模块，用于利用激光雷达对飞机尾涡进行探测，获取二维径向速度场；尾涡识别算子构建模块，用于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；评价函数计算模块，用于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；尾涡判断模块，用于根据各位置的评价函数值，筛选出所有存在尾涡的区域；尾涡位置确定模块，用于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。
[0045]
本发明还提供一种存储一个或多个程序的计算机可读存储介质，所述一个或多个程序包括指令，所述指令当由计算设备执行时，使得所述计算设备执行前述的飞机尾涡快速识别方法。
[0046]
本发明还提供一种计算设备，包括：一个或多个处理器、一个或多个存储器以及一个或多个程序，其中一个或多个程序存储在所述一个或多个存储器中，并被配置为由所述一个或多个处理器执行，所述一个或多个程序包括用于执行前述的飞机尾涡快速识别方法。
[0047]
本领域内的技术人员应明白，本技术的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本技术可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本技术可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质（包括但不限于磁盘存储器、cd-rom、光学存储器等）上实施的计算机程序产品的形式。
[0048]
本技术是参照根据本技术实施例的方法、设备（系统）、和计算机程序产品的流程图和／或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和／或方框图中的每一流程和／或方框、以及流程图和／或方框图中的流程和／或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
[0049]
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
[0050]
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或
其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
[0051]
以上已以较佳实施例公布了本发明，然其并非用以限制本发明，凡采取等同替换或等效变换的方案所获得的技术方案，均落在本发明的保护范围内。

技术特征：
1.一种飞机尾涡快速识别方法，其特征在于，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。2.根据权利要求1所述的飞机尾涡快速识别方法，其特征在于，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。3.根据权利要求1所述的飞机尾涡快速识别方法，其特征在于，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，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：，，，，其中，（x
i
,y
j
）为尾涡识别算子的中心点坐标，x
max
、y
max
分别为激光雷达扫描区域内的横向最大取值和纵向最大取值，a为长度d的最大取值，b为算子矩形的长度和宽度的最大取值。4.根据权利要求3所述的飞机尾涡快速识别方法，其特征在于，构建的评价函数为：f=f
1-f2f1=[(v
1-v4)2+(v
2-v3)2]f2=[(v
1-v2)2+(v
1-v3)2+(v
4-v2)2+(v
4-v3)2]/λ其中，f为评价函数，f1为对角评价函数，f2为相邻评价函数；λ为调节系数，根据实地测量尾涡数据确定大小；v1、v2、v3、v4分别为左上、右上、左下、右下四个直角区域内的径向速度平均值。5.根据权利要求1所述的飞机尾涡快速识别方法，其特征在于，所述根据各位置的评价函数值，筛选出所有存在尾涡的区域，包括：判断各位置的评价函数值是否在预先确定的阈值区间内，若是，则判断该位置存在尾
涡，根据各位置的评价函数值在所述阈值区间内，筛选出所有存在尾涡的区域。6.根据权利要求3所述的飞机尾涡快速识别方法，其特征在于，所述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，包括：假设飞机尾涡为标准圆的形状，则根据所述尾涡识别算子计算出的四个速度区域应分别位于单个尾涡标准圆的正上方和正下方，涡心应分别位于上、下速度区域的对称中心，根据该特征，设计出尾涡涡心定位算子：，其中，x
a
、x
b
分别为飞机尾涡的两个涡心的横坐标；最终得到两个涡心的位置分别为（x
a
，y
j
）和（x
b
，y
j
）。7.一种飞机尾涡快速识别装置，其特征在于，包括：二维速度场获取模块，用于利用激光雷达对飞机尾涡进行探测，获取二维径向速度场；尾涡识别算子构建模块，用于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；评价函数计算模块，用于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；尾涡判断模块，用于根据各位置的评价函数值，筛选出所有存在尾涡的区域；尾涡位置确定模块，用于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。8.一种存储一个或多个程序的计算机可读存储介质，所述一个或多个程序包括指令，所述指令当由计算设备执行时，使得所述计算设备执行权利要求1-6任一项所述的飞机尾涡快速识别方法。9.一种计算设备，包括：一个或多个处理器、一个或多个存储器以及一个或多个程序，其中一个或多个程序存储在所述一个或多个存储器中，并被配置为由所述一个或多个处理器执行，所述一个或多个程序包括用于执行权利要求1-6任一项所述的飞机尾涡快速识别方法。

技术总结
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。提高识别准确度。提高识别准确度。


技术研发人员：陈逸翔 袁金龙 夏海云 舒志峰 顾元豪 王悦
受保护的技术使用者：南京信息工程大学
技术研发日：2023.06.09
技术公布日：2023/7/21