本發(fā)明屬于航空器運行信息感知與識別領(lǐng)域，涉及一種航空器連續(xù)進近階段的油耗優(yōu)化方法，具體涉及連續(xù)下降進近標(biāo)稱航跡運控建模、過渡空間/進近空間劃設(shè)和連續(xù)下降進近油耗的優(yōu)化求解方法。

背景技術(shù)：

民航業(yè)作為國際化的運輸行業(yè)，其節(jié)能環(huán)保、降低碳排放量正逐漸成為全球關(guān)注的焦點。航空器連續(xù)下降進近(continuousdescentapproach，cda)是國際民航組織積極推進的一種新型進場方式，進場航空器可以選擇最優(yōu)點以最小推力沿連續(xù)下滑角進行下降，在有效提升飛行的安全性、可預(yù)測性和空域容量的同時，也可以有效減少燃油消耗、尾氣排放及噪聲污染。

當(dāng)前對航空器連續(xù)下降進近油耗的研究主要在于評估其運行效率和影響因素。通過建立標(biāo)準(zhǔn)的連續(xù)下降進近航跡，與傳統(tǒng)的進近程序進行對比，分析連續(xù)下降進近在油耗方面的優(yōu)勢；通過提煉航空器燃油消耗的主要因素，建立燃油消耗評估模型以調(diào)整燃油的攜帶量。然而，關(guān)于如何根據(jù)航空器性能、狀態(tài)和氣象條件，動態(tài)的調(diào)整連續(xù)下降進近航跡以優(yōu)化油耗的研究成果仍非常少，存在一定的領(lǐng)域空白。因此，亟需采用一種高效的優(yōu)化方法，通過對航空器連續(xù)下降進近航跡的動態(tài)調(diào)整來優(yōu)化油耗，這對于提高航空器在終端區(qū)運行效率、實現(xiàn)節(jié)能減排具有重要意義。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的，在于提供一種基于模擬退火算法的連續(xù)下降進近油耗優(yōu)化方法，其可優(yōu)化連續(xù)下降進近的燃油消耗，可根據(jù)航空器性能、初始狀態(tài)和氣象條件，動態(tài)調(diào)整其連續(xù)下降進近的航跡，為航空器在終端區(qū)下降階段的節(jié)能減排提供相應(yīng)參考。

為了達成上述目的，本發(fā)明的解決方案是：

一種基于模擬退火算法的連續(xù)下降進近油耗優(yōu)化方法，包括如下步驟：

步驟1，分析航空器連續(xù)進近下降飛行過程，梳理航空器構(gòu)型變化對各類性能參數(shù)的影響，構(gòu)建連續(xù)下降進近標(biāo)稱航跡運控模型，通過歷史航跡數(shù)據(jù)和氣象數(shù)據(jù)對航跡運控模型進行校正；

步驟2，分析目標(biāo)機場的標(biāo)準(zhǔn)儀表進場程序和pbn進近程序，確定航空器連續(xù)下降過程中受到的約束條件，劃設(shè)連續(xù)下降進近油耗過渡空間和油耗進近空間，并通過預(yù)處理消除不可行的過渡航跡；

步驟3，梳理影響航空器進近階段油耗的各類因素，結(jié)合步驟1中的連續(xù)下降進近標(biāo)稱航跡運控模型，建立航空器連續(xù)下降進近油耗優(yōu)化模型；針對油耗優(yōu)化模型影響參數(shù)，通過模擬退火算法對油耗優(yōu)化模型進行優(yōu)化求解。

上述步驟1的具體內(nèi)容是：

步驟11，分析航空器連續(xù)下降過程中構(gòu)型變化過程，梳理受構(gòu)型變化影響最大的航空器運行參數(shù)；

步驟12，應(yīng)用系統(tǒng)動力學(xué)理論，結(jié)合歐洲航行安全組織發(fā)布的《航空器基礎(chǔ)性能數(shù)據(jù)庫》，融合航空器關(guān)鍵運行參數(shù)，建立航空器連續(xù)下降標(biāo)稱航跡運控模型，模擬航空器實時狀態(tài)；

步驟13，通過歷史航跡數(shù)據(jù)和氣象數(shù)據(jù)對航空器連續(xù)下降標(biāo)稱航跡運控模型進行校正，實現(xiàn)根據(jù)航空器質(zhì)量、飛行高度、速度、風(fēng)速、氣溫的變化，對關(guān)鍵數(shù)據(jù)進行修正。

上述步驟2的具體內(nèi)容是：

步驟21，分析目標(biāo)機場的標(biāo)準(zhǔn)儀表進場程序和pbn進近程序，確定航空器從進場點到最后進近點約束條件；

步驟22，以進場點為基準(zhǔn)，設(shè)置相應(yīng)定位點構(gòu)成動態(tài)的油耗過渡空間，在油耗過渡空間內(nèi)隨機產(chǎn)生過渡點，以及過渡點約束速度；

步驟23，以油耗過渡空間的過渡面為起始，根據(jù)pbn進近過程中的航向和高度約束條件，劃設(shè)連續(xù)進近高度切面以建立油耗進近空間，并通過預(yù)處理消除不可行的過渡航跡。

上述步驟23中，通過預(yù)處理消除不可行的過渡航跡的內(nèi)容是：根據(jù)航空器狀態(tài)與最大調(diào)速性能，排除不能實現(xiàn)從進場點到過渡點的航跡；根據(jù)下滑道的覆蓋范圍，剔除不能切入下滑道的航跡。

上述步驟3的具體內(nèi)容是：

步驟31，梳理影響航空器進近階段油耗的各類因素，基于連續(xù)下降進近油耗過渡空間和油耗進近空間，以航空器在進近過程中的油耗最小為目標(biāo)，建立航空器連續(xù)下降進近油耗優(yōu)化模型；將油耗模型與油耗過渡空間結(jié)合，得出能夠動態(tài)計算的油耗優(yōu)化模型；

步驟32，針對油耗優(yōu)化模型影響參數(shù)，通過模擬退火算法對油耗函數(shù)進行優(yōu)化求解，計算出不同航空器機型、不同運行狀態(tài)、不同氣象條件下的最優(yōu)下降進近航跡。

上述步驟31中，航空器連續(xù)下降進近油耗優(yōu)化模型的影響因素包括進場位置、運行狀態(tài)和氣象條件。

采用上述方案后，本發(fā)明可針對飛機終端區(qū)內(nèi)的任意機型，從任意起始點開始進行優(yōu)化計算處理，較短時間內(nèi)得出航行軌跡，為飛行過程提供輔助決策，符合綠色交通高效、環(huán)保、智能化的特點。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的核心原理圖；

圖2是單架航空器的連續(xù)下降進近圖；

圖3是劃設(shè)過渡空間與連續(xù)進近空間的篩選航跡圖；

圖4是航空器連續(xù)下降進近階段的推力動態(tài)變化圖；

圖5是航空器連續(xù)下降進近階段的燃油流率動態(tài)變化圖；

圖6是算法優(yōu)化過程剖面；

圖7是算法最終溫度剖面；

圖8是算法最優(yōu)函數(shù)值剖面。

具體實施方式

以下將結(jié)合附圖，對本發(fā)明的技術(shù)方案及有益效果進行詳細(xì)說明。

本發(fā)明通過綜合分析航空器連續(xù)下降進近階段各類影響因素，針對不同的標(biāo)準(zhǔn)儀表進場和pbn進近程序、航空器機型和初始狀態(tài)、氣象條件，提煉影響航空器油耗的關(guān)鍵因素，提供一種基于模擬退火算法的連續(xù)下降進近油耗優(yōu)化方法，選取某一航空運輸機場，配合圖1所示，包括如下步驟：

步驟1，分析航空器連續(xù)進近下降飛行過程，梳理航空器構(gòu)型變化對各類性能參數(shù)的影響，構(gòu)建連續(xù)下降進近標(biāo)稱航跡運控模型，通過歷史航跡數(shù)據(jù)和氣象數(shù)據(jù)對航跡運控模型進行校正；具體來說，包括如下內(nèi)容：

(1.1)分析航空器連續(xù)下降過程中構(gòu)型變化過程，在8000英尺與3000英尺處，航空器有較大的構(gòu)型變化，梳理受構(gòu)型變化影響最大的航空器運行參數(shù)為發(fā)動機推力、航空器所受阻力；

(1.2)應(yīng)用系統(tǒng)動力學(xué)理論，結(jié)合歐洲航行安全組織發(fā)布的《航空器基礎(chǔ)性能數(shù)據(jù)庫》，融合航空器關(guān)鍵運行參數(shù)，建立航空器連續(xù)下降標(biāo)稱航跡運控模型；航空器四維運行軌跡質(zhì)點模型的狀態(tài)變量包括：直角坐標(biāo)系中的位置x0、y0、h0，真空速v，航跡角γ、航向角ψ。根據(jù)航空器實際操作狀態(tài)，設(shè)置控制變量包括：發(fā)動機推力t、迎角α、傾斜角φ等。風(fēng)速(w＝(w1,w2,w3)∈r³)作為隨機擾動因素，對航空器運行產(chǎn)生不確定影響。

其中，m表示航空器質(zhì)量，g表示重力加速度，l表示升力，d表示阻力。

(1.3)通過歷史航跡數(shù)據(jù)和氣象數(shù)據(jù)對航空器連續(xù)下降標(biāo)稱航跡運控模型進行校正，實現(xiàn)根據(jù)航空器質(zhì)量、飛行高度、速度、風(fēng)速、氣溫的變化，對推力、阻力、燃油流率等關(guān)鍵數(shù)據(jù)進行修正。

步驟2，分析目標(biāo)機場的標(biāo)準(zhǔn)儀表進場程序和pbn進近程序，確定航空器連續(xù)下降過程中受到的約束條件，劃設(shè)連續(xù)下降進近油耗過渡空間和油耗進近空間，并通過預(yù)處理消除不可行的過渡航跡；具體包括如下步驟：

(2.1)分析目標(biāo)機場的標(biāo)準(zhǔn)儀表進場程序和pbn進近程序，確定航空器從進場點到最后進近點約束條件，包括：油耗過渡空間速度約束、下滑道作用范圍約束、航向臺作用范圍約束、最后進近速度約束、最小燃油流率約束；

(2.2)以進場點ai(xi,yi,hi)、進場速度vi1為基準(zhǔn)，設(shè)置xi1、xi2、xi3、xi4、yi1、yi2、yi3、yi4、hi1構(gòu)成動態(tài)的油耗過渡空間。在過渡空間內(nèi)隨機產(chǎn)生過渡點bij(xij，yij，hij)，以及過渡點的約束速度vi2；

(2.3)以油耗過渡空間的過渡面為起始，根據(jù)pbn進近過程中的航向和高度約束條件，劃設(shè)連續(xù)進近高度切面以建立連續(xù)油耗進近空間，并通過預(yù)處理消除不可行的過渡航跡。油耗過渡空間所匹配的所有航跡共1080條，根據(jù)航空器狀態(tài)與最大調(diào)速性能，排除不能實現(xiàn)ai-bij的航跡，剩余432條；根據(jù)下滑道的覆蓋范圍，剔除不能切入下滑道的航跡后，剩余88條航跡均為可行航跡。

步驟3，梳理影響航空器進近階段油耗的各類因素，結(jié)合步驟1所得航空器推力、速度等狀態(tài)，建立航空器連續(xù)下降進近油耗優(yōu)化模型。針對油耗優(yōu)化模型影響參數(shù)，通過模擬退火算法對油耗優(yōu)化模型進行優(yōu)化求解。具體包括如下內(nèi)容：

(3.1)梳理影響航空器進近階段油耗的各類因素，基于連續(xù)下降進近油耗過渡空間和油耗進近空間，以航空器在進近過程中的油耗最小為目標(biāo)，建立航空器連續(xù)下降進近油耗優(yōu)化模型。影響因素包括：進場位置(xi,yi,hi)、運行狀態(tài)(vi1、γi)、氣象條件等。將油耗優(yōu)化模型與油耗過渡空間結(jié)合，得出可以動態(tài)計算的油耗優(yōu)化模型；進近階段的總?cè)加拖牧繛閮?yōu)化目標(biāo)，即：

式中，ft為燃油流率；τ為時間分割長度；γ為時間分割數(shù)目；x0、y0、h0為直角坐標(biāo)系中航空器起始位置的三維坐標(biāo)；v0為航空器初始速度；t(x0,y0,h0,v0,γ)為進近總時間函數(shù)，可根據(jù)x0、y0、h0、v0、γ可確定進近總時間。

(3.2)針對油耗優(yōu)化模型影響參數(shù)，通過模擬退火算法對油耗優(yōu)化模型進行優(yōu)化求解，計算出不同航空器機型、不同運行狀態(tài)、不同氣象條件下的最優(yōu)下降進近航跡。模擬退火算法在優(yōu)化方面的可靠性高，算法簡單且便于實現(xiàn)。通過優(yōu)化算法的求解，在實際運用中可即時反饋。實驗中，某次優(yōu)化前的cda程序耗油量為158.4kg，迭代51次后，優(yōu)化后的程序耗油量減少至148.6kg，節(jié)油比6.1％，具有一定的環(huán)保效益。

以上實施例僅為說明本發(fā)明的技術(shù)思想，不能以此限定本發(fā)明的保護范圍，凡是按照本發(fā)明提出的技術(shù)思想，在技術(shù)方案基礎(chǔ)上所做的任何改動，均落入本發(fā)明保護范圍之內(nèi)。