本發(fā)明涉及運(yùn)輸機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法。

背景技術(shù)：

隨著航空運(yùn)輸業(yè)的飛速發(fā)展，空中交通變得日益繁忙和擁擠，班機(jī)晚點(diǎn)、機(jī)場(chǎng)上空排隊(duì)等待等問題，嚴(yán)重影響著航空公司的運(yùn)營成本，也危及飛行安全。近年來，業(yè)內(nèi)提出了《下一代航空運(yùn)輸系統(tǒng)》(Next Generation Air Transportation System,簡稱NGATS，后來更名為NextGen)，其核心在于通過優(yōu)化當(dāng)前運(yùn)輸機(jī)的飛行軌跡來改善飛行的安全性、經(jīng)濟(jì)性、環(huán)保性?，F(xiàn)在運(yùn)輸機(jī)的航線任務(wù)剖面被嚴(yán)格的劃分為類似階梯狀的許多小航段，而基于NextGen的高效管理，未來運(yùn)輸機(jī)的航線任務(wù)剖面將是連續(xù)的，如圖1所示。相比較于現(xiàn)行的飛行管理系統(tǒng)，可以通過規(guī)劃飛行軌跡降低油耗和排放、減小直接運(yùn)行成本及縮短飛行時(shí)間，對(duì)于NextGen航空運(yùn)輸系統(tǒng)，飛行器軌跡優(yōu)化的用途將顯得更加重要。目前，業(yè)內(nèi)主要研究的民航運(yùn)輸機(jī)軌跡優(yōu)化方法，著重點(diǎn)在于考慮溫室氣體排放量等問題。但是，在實(shí)際應(yīng)用中，進(jìn)行軌跡優(yōu)化所需同時(shí)考慮的因素還有很多，因此目前的大多數(shù)的優(yōu)化方法主要還是偏向于理論研究方面，能夠根據(jù)實(shí)際情況綜合諸多因素的優(yōu)化方案不多，因此也限制了基于NextGen的民航運(yùn)輸機(jī)軌跡優(yōu)化方案的可應(yīng)用范圍。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明實(shí)施例提供一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法，基于多目標(biāo)的優(yōu)化理念，根據(jù)給定的運(yùn)輸機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)特性，及運(yùn)輸機(jī)的飛行范圍，優(yōu)化出兼顧經(jīng)濟(jì)性和排放量的民航運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡。

為達(dá)到上述目的，本發(fā)明的實(shí)施例采用如下技術(shù)方案：

第一方面，本發(fā)明實(shí)施例提供了一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法，包括：

讀取運(yùn)輸機(jī)樣本，從所述運(yùn)輸機(jī)樣本中提取當(dāng)前的飛行環(huán)境下的所述運(yùn)輸機(jī)的初始飛行軌跡和設(shè)計(jì)變量參數(shù)，并建立計(jì)算模型，所述計(jì)算模型包括：運(yùn)輸機(jī)動(dòng)力學(xué)模型、運(yùn)輸機(jī)氣動(dòng)特性模型、發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力和燃油模型和大氣數(shù)據(jù)模型，所述運(yùn)輸機(jī)樣本包括：所述運(yùn)輸機(jī)在至少一種飛行環(huán)境下的初始飛行軌跡和設(shè)計(jì)變量參數(shù)；

根據(jù)所建立的計(jì)算模型，計(jì)算得到所述運(yùn)輸機(jī)的直接運(yùn)營成本(DOC)和排放量；

檢測(cè)所述初始飛行軌跡是否滿足收斂直接運(yùn)營和條件，所述收斂條件包括：所述運(yùn)輸機(jī)的直接運(yùn)營成本向成本最低值收斂至指定的成本程度，和所述運(yùn)輸機(jī)的排放量向排放量最低值收斂至指定的排放量程度；

若判定不符合所述收斂直接運(yùn)營條件，則通過優(yōu)化算法對(duì)飛行軌跡進(jìn)行優(yōu)化。

結(jié)合第一方面，在第一方面第一種可能的實(shí)現(xiàn)方式中，所述運(yùn)輸機(jī)動(dòng)力學(xué)模型，包括：

其中，h表示高度，v表示速度，r表示航程，γ表示航跡傾角，m表示質(zhì)量；為h，v，γ，m對(duì)時(shí)間的導(dǎo)數(shù)，g是重力加速度；

所述運(yùn)輸機(jī)氣動(dòng)特性模型包括：

L＝C_LqS

D＝C_DqS

其中，L是升力，C_L是升力系數(shù)、q是動(dòng)壓，S是參考面積；D是阻力，C_D是阻力系數(shù)C_D，q是動(dòng)壓，S是參考面積；動(dòng)壓q和飛行馬赫數(shù)M的定義如下：

M＝v/a

其中，ρ是當(dāng)?shù)孛芏?，a是當(dāng)?shù)匾羲佟?/p>

結(jié)合第一方面，在第一方面第二種可能的實(shí)現(xiàn)方式中，所述發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模型包括:

T＝Tle×T₀[1+exp(-(k₁+k₂h)T₀)]×k₃×exp[-(k₄h+k₅Vexp(-k₆h))]

式中，T為總推力，Tle為油門系數(shù)，T₀為海平面最大靜推力，V修正后的飛行速度，h為當(dāng)前的飛行高度，單位為FL，即100ft；各系數(shù)項(xiàng)取值分別為k₁＝0.259，k₂＝2.20×10^-4，k₃＝0.9936，k₄＝2.87×10^-3，k₅＝1.44×10^-3，k₆＝1.80×10^-3；

其中，V通過噴流速度修正，修正方法是：V＝V₀(1+aρ/(V₀+V_j))，其中，V₀為當(dāng)前的飛行速度，V_j為噴口處的噴流速度，a為當(dāng)?shù)芈曀?，ρ為?dāng)?shù)乜諝饷芏取?/p>

結(jié)合第一方面，在第一方面第三種可能的實(shí)現(xiàn)方式中，所述發(fā)動(dòng)機(jī)燃油模型的建立方式，包括：

將實(shí)際飛行狀態(tài)的燃油流量W_ff修正為標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的修正燃油流量RW_ff；

對(duì)ICAO提供的四個(gè)標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)的數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)擬合，對(duì)修正排放指數(shù)REI和修正后的燃油流量RW_ff進(jìn)行擬合，其中，所進(jìn)行的數(shù)據(jù)擬合過程，采用多項(xiàng)式擬合模型、克立格(Kriging)模型、指數(shù)擬合模型；

對(duì)于不同的氣體，擬合時(shí)選用不同擬合模型；

得到對(duì)應(yīng)的修正排放指數(shù)REI之后，將其反修正回實(shí)際飛行條件下的排放指數(shù)EI。

結(jié)合第一方面，在第一方面第四種可能的實(shí)現(xiàn)方式中，所述大氣數(shù)據(jù)模型，其中，所述大氣數(shù)據(jù)模型中的大氣參數(shù)，采用美國《1976標(biāo)準(zhǔn)大氣》中的大氣參數(shù)與海拔高度的關(guān)系進(jìn)行計(jì)算。

結(jié)合第一方面，在第一方面第五種可能的實(shí)現(xiàn)方式中，所述直接運(yùn)營成本(DOC)包括：所有權(quán)成本和現(xiàn)金成本；

所述所有權(quán)成本包括利息或租金，折舊費(fèi)，保險(xiǎn)費(fèi)；

所述現(xiàn)金成本包括運(yùn)行費(fèi)用、燃油費(fèi)用、維修費(fèi)用、空勤組費(fèi)用和旅客餐食費(fèi)用五項(xiàng)；所述機(jī)組費(fèi)用包括飛行員費(fèi)用和客艙乘務(wù)員費(fèi)用；

所述運(yùn)行費(fèi)用包括由運(yùn)輸機(jī)起降服務(wù)費(fèi)、地面服務(wù)費(fèi)、航路費(fèi)組。

具體地，本發(fā)明實(shí)施例所述直接運(yùn)營成本(DOC)包括：

其中，DOC_PR是每座每公里直接使用成本，單位為元/千米；PAX是座位數(shù)，R為航程,單位是千米。

結(jié)合第一方面，在第一方面第六種可能的實(shí)現(xiàn)方式中，所述排放量是：

一段時(shí)間內(nèi)，單位質(zhì)量的溫室氣體直接和間接造成的全球變暖或輻射強(qiáng)迫，與單位質(zhì)量的CO₂造成的全球變暖或輻射強(qiáng)迫的比值；

計(jì)算全航段中各微段的溫室氣體總量；

對(duì)所有微段求和積分獲得總運(yùn)輸機(jī)溫室氣體排放量TGWP。

具體地，本發(fā)明實(shí)施例所述排放量包括：

其中，總運(yùn)輸機(jī)溫室氣體排放量TGWP的單位為千克，TGWP_PR為座公里排放量，單位為克/千米，PAX是座位數(shù)，R為航程,單位是千米。

結(jié)合第一方面，在第一方面第七種可能的實(shí)現(xiàn)方式中，所述通過優(yōu)化算法對(duì)飛行軌跡進(jìn)行優(yōu)化，包括：

讀取優(yōu)化目標(biāo)、常規(guī)約束和非常規(guī)約束，所述優(yōu)化目標(biāo)包括：降低直接運(yùn)營成本(DOC)和總溫室氣體排放量小于各自的最大值；所述常規(guī)約束至少包括：高度約束、安全區(qū)域約束、飛行速度/角速度約束、過載約束和飛行包線約束；所述非常規(guī)約束包括:空情和雷雨氣候條件；

對(duì)初始飛行軌跡進(jìn)行離散，轉(zhuǎn)化為非線性優(yōu)化問題，所述對(duì)初始飛行軌跡進(jìn)行離散的算法包括：梯形法、Guass偽譜法或Legendre偽譜法；

選取優(yōu)化算法對(duì)飛行軌跡進(jìn)行優(yōu)化，在所述常規(guī)約束和所述非常規(guī)約束的約束范圍內(nèi)，調(diào)整飛行軌跡直至滿足所述優(yōu)化目標(biāo)，所述優(yōu)化算法至少包括序列二次規(guī)劃法、遺傳算法、粒子群優(yōu)化算法。

其中，所述非常規(guī)約束包括：設(shè)定影響范圍，在歸一化后的軌跡全區(qū)間[0,1]范圍內(nèi)抽取一個(gè)隨機(jī)數(shù)，在隨機(jī)數(shù)對(duì)應(yīng)位置設(shè)置約束條件。

結(jié)合第一方面第七種可能的實(shí)現(xiàn)方式，在第八種可能的實(shí)現(xiàn)方式中,所述優(yōu)化目標(biāo)包括：

其中，f表示優(yōu)化目標(biāo)；S_j(j＝1,2)為比例因子；W_k(k＝1,2)為加權(quán)系數(shù)。若直接運(yùn)營成本(DOC)的權(quán)重系數(shù)設(shè)為1，排放量重系數(shù)設(shè)為0，則飛行軌跡優(yōu)化則轉(zhuǎn)化為以直接運(yùn)營成本(DOC)為優(yōu)化目標(biāo)的飛行軌跡優(yōu)化。若將排放量重系數(shù)設(shè)為1，直接運(yùn)營成本(DOC)的權(quán)重系數(shù)設(shè)為0，則飛行軌跡優(yōu)化則轉(zhuǎn)化為以排放量重為優(yōu)化目標(biāo)的飛行軌跡優(yōu)化。

結(jié)合第一方面第七種可能的實(shí)現(xiàn)方式，在第九種可能的實(shí)現(xiàn)方式中，還包括：

對(duì)各優(yōu)化目標(biāo)進(jìn)行加權(quán)計(jì)算，包括：

其中：f_i(i＝1,2,…,n)表示優(yōu)化目標(biāo)；s_j(j＝1,2,…,n)為比例因子；w_k(k＝1,2,…,n)是權(quán)重系數(shù)。

本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法可以適用于運(yùn)輸機(jī)下一代飛行管理系統(tǒng)，運(yùn)輸機(jī)的航線任務(wù)剖面是連續(xù)的；也可以適用于現(xiàn)在的被嚴(yán)格的劃分為類似階梯狀的許多小航段的運(yùn)輸機(jī)的航線任務(wù)剖面。

本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法，綜合考慮民航運(yùn)輸機(jī)的經(jīng)濟(jì)性與排放量，不僅可以面向下一代飛行管理系統(tǒng)，基于經(jīng)濟(jì)性與排放量對(duì)民航運(yùn)輸機(jī)全航程飛行軌跡優(yōu)化，也可以對(duì)當(dāng)前的階梯分段飛行軌跡(全航程或其中部分航段)進(jìn)行優(yōu)化，還可以分析飛行高度和速度對(duì)運(yùn)輸機(jī)經(jīng)濟(jì)性、總溫室氣體排放量的影響，及載荷變化和航程變化對(duì)飛行軌跡、經(jīng)濟(jì)性、總溫室氣體排放量的影響。

附圖說明

為了更清楚地說明本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案，下面將對(duì)實(shí)施例中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實(shí)施例，對(duì)于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動(dòng)的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其它的附圖。

圖1是現(xiàn)有的NextGen飛行任務(wù)的示意圖；

圖2是本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法流程示意圖；

圖3是本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法中直接運(yùn)營成本(DOC)的示意圖；

圖4是采用本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法后升力系數(shù)對(duì)比圖；

圖5是采用本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法后油門系數(shù)對(duì)比圖；

圖6是采用本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法后高度對(duì)比圖；

圖7是采用本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法后航程對(duì)比圖；

圖8是采用本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法后速度對(duì)比圖；

圖9是采用本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法后航跡角對(duì)比圖；

圖10是采用本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法后重量對(duì)比圖。

具體實(shí)施方式

為使本領(lǐng)域技術(shù)人員更好地理解本發(fā)明的技術(shù)方案，下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施方式對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)描述。下文中將詳細(xì)描述本發(fā)明的實(shí)施方式，所述實(shí)施方式的示例在附圖中示出，其中自始至終相同或類似的標(biāo)號(hào)表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。下面通過參考附圖描述的實(shí)施方式是示例性的，僅用于解釋本發(fā)明，而不能解釋為對(duì)本發(fā)明的限制。

本技術(shù)領(lǐng)域技術(shù)人員可以理解，除非另外定義，這里使用的所有術(shù)語(包括技術(shù)術(shù)語和科學(xué)術(shù)語)具有與本發(fā)明所屬領(lǐng)域中的普通技術(shù)人員的一般理解相同的意義。還應(yīng)該理解的是，諸如通用字典中定義的那些術(shù)語應(yīng)該被理解為具有與現(xiàn)有技術(shù)的上下文中的意義一致的意義，并且除非像這里一樣定義，不會(huì)用理想化或過于正式的含義來解釋。

本發(fā)明實(shí)施例提供一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法，基于多目標(biāo)的優(yōu)化理念，根據(jù)給定的運(yùn)輸機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)特性，及運(yùn)輸機(jī)的飛行范圍，優(yōu)化出兼顧經(jīng)濟(jì)性和排放量的民航運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡。

為達(dá)到上述目的，本發(fā)明的實(shí)施例采用如下技術(shù)方案：

第一方面，本發(fā)明實(shí)施例提供了一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法，如圖2所示，包括：

讀取運(yùn)輸機(jī)樣本，從所述運(yùn)輸機(jī)樣本中提取當(dāng)前的飛行環(huán)境下的所述運(yùn)輸機(jī)的初始飛行軌跡和設(shè)計(jì)變量參數(shù)，并建立計(jì)算模型，所述計(jì)算模型包括：運(yùn)輸機(jī)動(dòng)力學(xué)模型、運(yùn)輸機(jī)氣動(dòng)特性模型、發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力和燃油模型和大氣數(shù)據(jù)模型，所述運(yùn)輸機(jī)樣本包括：所述運(yùn)輸機(jī)在至少一種飛行環(huán)境下的初始飛行軌跡和設(shè)計(jì)變量參數(shù)；

具體地，所述讀取運(yùn)輸機(jī)樣本，從所述運(yùn)輸機(jī)樣本中提取當(dāng)前的飛行環(huán)境下的所述運(yùn)輸機(jī)的初始軌跡參數(shù)和設(shè)計(jì)變量參數(shù)，主要變量如表1所示。

表1飛行軌跡模型中的變量

本發(fā)明實(shí)施例以一種典型的中短程、雙發(fā)窄體客機(jī)為例，所述客機(jī)類似于波音737-800客機(jī)，主要外形參數(shù)如表2所示。

表2某典型客機(jī)外形參數(shù)

配裝的發(fā)動(dòng)機(jī)為CFM56-7B渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，所述發(fā)動(dòng)機(jī)的排放數(shù)據(jù)如表3所示。

表3發(fā)動(dòng)機(jī)CFM56-7B27的排放數(shù)據(jù)

起飛重量為79.010噸，航程為5665千米。將相應(yīng)的數(shù)據(jù)輸入運(yùn)輸機(jī)氣動(dòng)特性模型和發(fā)動(dòng)機(jī)特性模型。

下一代航空運(yùn)輸系統(tǒng)的飛行剖面和現(xiàn)行飛行剖面有明顯的區(qū)別，新的飛行剖面中取消了爬升和下降階段的速度限制、速度變化限制以及巡航階段的階梯巡航限制，使得整個(gè)飛行過程變化為一個(gè)整體，飛行管理系統(tǒng)擁有了更加自由的飛行規(guī)劃。為了方便定義自變量上下界，本發(fā)明實(shí)施例中把基于NextGen飛行剖面也廣義地劃分為爬升、巡航、下降三個(gè)階段：將高度變化較小階段劃分為巡航階段；巡航階段之前為爬升段，之后為下降段。

根據(jù)所建立的計(jì)算模型，計(jì)算得到所述運(yùn)輸機(jī)的直接運(yùn)營成本(DOC)和排放量；

檢測(cè)所述初始飛行軌跡是否滿足收斂直接運(yùn)營和條件，所述收斂條件包括：所述運(yùn)輸機(jī)的直接運(yùn)營成本向成本最低值收斂至指定的成本程度，和所述運(yùn)輸機(jī)的排放量向排放量最低值收斂至指定的排放量程度；

若判定不符合所述收斂直接運(yùn)營條件，則通過優(yōu)化算法對(duì)飛行軌跡進(jìn)行優(yōu)化。

結(jié)合第一方面，在第一方面第一種可能的實(shí)現(xiàn)方式中，所述運(yùn)輸機(jī)動(dòng)力學(xué)模型，其中，可將運(yùn)輸機(jī)理想化為剛體模型，忽略地球曲率，建立動(dòng)力學(xué)模型，運(yùn)輸機(jī)在垂直剖面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)，包括：

其中，h表示高度，v表示速度，r表示航程，γ表示航跡傾角，m表示質(zhì)量；為h，v，γ，m對(duì)時(shí)間的導(dǎo)數(shù)，g是重力加速度；

所述運(yùn)輸機(jī)氣動(dòng)特性模型包括：

L＝C_LqS

D＝C_DqS

其中，L是升力，C_L是升力系數(shù)、q是動(dòng)壓，S是參考面積；D是阻力，C_D是阻力系數(shù)C_D，q是動(dòng)壓，S是參考面積；動(dòng)壓q和飛行馬赫數(shù)M的定義如下：

M＝v/a

其中，ρ是當(dāng)?shù)孛芏?，a是當(dāng)?shù)匾羲佟?/p>

結(jié)合第一方面，在第一方面第二種可能的實(shí)現(xiàn)方式中，所述發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模型包括:

T＝Tle×T₀[1+exp(-(k₁+k₂h)T₀)]×k₃×exp[-(k₄h+k₅Vexp(-k₆h))]

式中，T為總推力，Tle為油門系數(shù)，T₀為海平面最大靜推力，V修正后的飛行速度，h為當(dāng)前的飛行高度，單位為FL，即100ft；各系數(shù)項(xiàng)取值分別為k₁＝0.259，k₂＝2.20×10^-4，k₃＝0.9936，k₄＝2.87×10^-3，k₅＝1.44×10^-3，k₆＝1.80×10^-3；

其中，V通過噴流速度修正，修正方法是：V＝V₀(1+aρ/(V₀+V_j))，其中，V₀為當(dāng)前的飛行速度，V_j為噴口處的噴流速度，a為當(dāng)?shù)芈曀?，ρ為?dāng)?shù)乜諝饷芏取?/p>

結(jié)合第一方面，在第一方面第三種可能的實(shí)現(xiàn)方式中，所述發(fā)動(dòng)機(jī)燃油模型，是在運(yùn)輸機(jī)飛行的各階段中，提供特定發(fā)動(dòng)機(jī)消耗的燃油量Wfuel和各種氣體的排放指數(shù)(Emission Index,EI)的對(duì)應(yīng)關(guān)系。各種污染氣體的排放指數(shù)均不相同，而且一些氣體的排放指數(shù)還會(huì)隨著發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)行狀態(tài)和運(yùn)行環(huán)境而變化。H₂O和CO₂的排放指數(shù)近似為定值，H₂O的排放指數(shù)EIH₂O為1237g/kg，CO₂的排放指數(shù)EICO₂為3150g/kg。而HC、CO、NOx等氣體的排放指數(shù)EIHC、EICO和EINOx則并非是常數(shù)，其具體數(shù)值需要根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的具體型號(hào)及運(yùn)行環(huán)境來確定。ICAO測(cè)量并公布的發(fā)動(dòng)機(jī)排放數(shù)據(jù)庫中，提供了部分現(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)處于標(biāo)準(zhǔn)起飛降落循環(huán)(LTO)的起飛、爬升、進(jìn)近和滑行四個(gè)工作狀態(tài)時(shí)，且為15C海平面凈推力情況下的燃油流量或推力與排放指數(shù)之間的關(guān)系。

但在計(jì)算某客機(jī)的排放量時(shí)，ICAO公布的數(shù)據(jù)并不能直接使用，這主要是因?yàn)椋喊l(fā)動(dòng)機(jī)的燃油流量和排放指數(shù)都會(huì)隨著周圍環(huán)境的溫度、壓強(qiáng)等參數(shù)的變化而變化，即使是處于LTO的四個(gè)狀態(tài)但并非在標(biāo)準(zhǔn)條件下，表中的標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)并不能直接使用。而且由于現(xiàn)今噴氣式客機(jī)的巡航高度大都是在對(duì)流層頂?shù)狡搅鲗觾?nèi)，在這個(gè)高度排出的溫室氣體對(duì)氣候的影響要遠(yuǎn)大于在地面附近時(shí)的影響。因此，在估算運(yùn)輸機(jī)排放的污染氣體對(duì)溫室效應(yīng)的影響時(shí)，巡航階段必須考慮在內(nèi)，而且這是非常重要的一部分。而ICAO數(shù)據(jù)庫中已有的數(shù)據(jù)僅適合估算機(jī)場(chǎng)周邊污染氣體的排放量，對(duì)于客機(jī)航行過程中占絕大部分時(shí)間的巡航狀態(tài)的排放量，卻不能直接計(jì)算。

本發(fā)明實(shí)施例中提供的所述發(fā)動(dòng)機(jī)燃油模型的建立方式，包括：

將實(shí)際飛行狀態(tài)的燃油流量W_ff修正為標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的修正燃油流量RW_ff；

對(duì)ICAO提供的四個(gè)標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)的數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)擬合，對(duì)修正排放指數(shù)REI和修正后的燃油流量RW_ff進(jìn)行擬合，其中，所進(jìn)行的數(shù)據(jù)擬合過程，采用多項(xiàng)式擬合模型、克立格(Kriging)模型、指數(shù)擬合模型；

對(duì)于不同的氣體，擬合時(shí)選用不同擬合模型；

例如，NOx的排放指數(shù)在對(duì)數(shù)-對(duì)數(shù)坐標(biāo)系下，與修正后的燃油流量RWff呈近似線性的關(guān)系，則在對(duì)數(shù)空間內(nèi)選用一階多項(xiàng)式進(jìn)行擬合；而HC、CO等氣體的排放指數(shù)與RWff呈非線性關(guān)系，則應(yīng)該選用二階或更高階的多項(xiàng)式進(jìn)行擬合，或者使用其它擬合模型。

得到對(duì)應(yīng)的修正排放指數(shù)REI之后，將其反修正回實(shí)際飛行條件下的排放指數(shù)EI。

本發(fā)明實(shí)施例通過溫度、壓力、濕度和飛行馬赫數(shù)運(yùn)行條件進(jìn)行修正，計(jì)算方式如下：

燃油流量的修正：

排放指數(shù)的反修正：

其中，δamb為飛行環(huán)境的壓強(qiáng)與標(biāo)準(zhǔn)大氣壓強(qiáng)之比，Θamb為溫度之比，SH為濕度之比，M為飛行馬赫數(shù)。

結(jié)合第一方面，在第一方面第四種可能的實(shí)現(xiàn)方式中，所述大氣數(shù)據(jù)模型，其中，所述大氣數(shù)據(jù)模型中的大氣參數(shù)，采用美國《1976標(biāo)準(zhǔn)大氣》中的大氣參數(shù)與海拔高度的關(guān)系進(jìn)行計(jì)算。

本發(fā)明實(shí)施例在計(jì)算飛行器軌跡時(shí)，需要使用大氣參數(shù)作為基本數(shù)據(jù)。目前最新的標(biāo)準(zhǔn)大氣表是美國《1976標(biāo)準(zhǔn)大氣》，它被世界上大多數(shù)國家采用。在軌跡優(yōu)化時(shí)，還要用到大氣密度，音速等參數(shù)，本發(fā)明實(shí)施例通過大氣參數(shù)與海拔高度的關(guān)系進(jìn)行計(jì)算。

結(jié)合第一方面，在第一方面第五種可能的實(shí)現(xiàn)方式中，如圖3所示，所述直接運(yùn)營成本(DOC)包括：所有權(quán)成本和現(xiàn)金成本。

對(duì)于DOC的組成，國內(nèi)外運(yùn)輸機(jī)制造商和航空公司有不同的定義。國內(nèi)航空公司常用方法是將DOC費(fèi)用分為折舊費(fèi)(Depreciation)、保險(xiǎn)費(fèi)(Insurance)、飛行機(jī)組費(fèi)(Flight Crew)、燃油費(fèi)(Fuel)和維修費(fèi)(Maintenance)。其它費(fèi)用可能會(huì)包括機(jī)場(chǎng)服務(wù)費(fèi)(Airplane Handling)、著陸費(fèi)(Landing Fees)、導(dǎo)航費(fèi)(Navigating Fees)、乘客餐食費(fèi)(Food in Flight Serving)和乘務(wù)員費(fèi)用(Cabin Crew)等。在本發(fā)明實(shí)施例中將直接運(yùn)營成本(DOC)的組成項(xiàng)目分為兩類：所有權(quán)成本和現(xiàn)金成本。

所述所有權(quán)成本包括利息或租金，折舊費(fèi)，保險(xiǎn)費(fèi)；

所述現(xiàn)金成本包括運(yùn)行費(fèi)用、燃油費(fèi)用、維修費(fèi)用、空勤組費(fèi)用和旅客餐食費(fèi)用五項(xiàng)；所述機(jī)組費(fèi)用包括飛行員費(fèi)用和客艙乘務(wù)員費(fèi)用；

所述運(yùn)行費(fèi)用包括由運(yùn)輸機(jī)起降服務(wù)費(fèi)、地面服務(wù)費(fèi)、航路費(fèi)組。

具體地，本發(fā)明實(shí)施例所述直接運(yùn)營成本(DOC)包括：

其中，DOC_PR是每座每公里直接使用成本，單位為元/千米；PAX是座位數(shù)，R為航程,單位是千米。

結(jié)合第一方面，在第一方面第六種可能的實(shí)現(xiàn)方式中，所述排放量是：

一段時(shí)間內(nèi)，單位質(zhì)量的溫室氣體直接和間接造成的全球變暖或輻射強(qiáng)迫，與單位質(zhì)量的CO₂造成的全球變暖或輻射強(qiáng)迫的比值。

衡量運(yùn)輸機(jī)排放量需要有一個(gè)明確的指標(biāo)。對(duì)于起飛和著陸過程中排放的污染氣體對(duì)機(jī)場(chǎng)附近環(huán)境的影響，ICAO已專門針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)定相應(yīng)的適航標(biāo)準(zhǔn)。更受關(guān)注的是運(yùn)輸機(jī)飛行過程中排出的CO₂、NOx、H₂O等溫室氣體對(duì)大氣臭氧層的影響。目前的排放量評(píng)估方法通常單獨(dú)分析其中一種氣體的溫室效應(yīng)，或?qū)追N氣體的排放量直接疊加，這樣的做法并不合理。鑒于各種氣體對(duì)溫室效應(yīng)的影響大小并不相同，而且還隨著海拔高度呈現(xiàn)非線性變化。為了更合理地評(píng)估運(yùn)輸機(jī)排放出的溫室氣體總量，本發(fā)明借鑒政府間氣候變化專業(yè)委員會(huì)(IPCC)提出的溫室氣體影響大氣變化的評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)，引入全球升溫潛能值(Global Warming Potential，GWP)來衡量運(yùn)輸機(jī)排放氣體對(duì)溫室效應(yīng)的影響程度。即一段時(shí)間內(nèi)，單位質(zhì)量的某種溫室氣體直接和間接造成的全球變暖或輻射強(qiáng)迫，與單位質(zhì)量的CO2造成的全球變暖或輻射強(qiáng)迫的比值，計(jì)算方式如下：

其中TH是評(píng)估期時(shí)長(通常以100年為準(zhǔn))；a_x是1kg氣體的輻射效率；x(t)是1kg氣體在t＝0瞬時(shí)釋放到大氣后，隨時(shí)間衰減之后的比例。分子是待測(cè)氣體的積分量，分母則是CO₂的積分量。

全球升溫潛能值是以CO₂的數(shù)據(jù)為基準(zhǔn)，而H₂O和NOx的GWP值是與海拔高度相關(guān)的函數(shù)。在指定航段將各種溫室氣體的排放量分別乘以所在高度對(duì)應(yīng)的GWP值，轉(zhuǎn)換為CO₂當(dāng)量再疊加，可得到該航段溫室氣體總量。

本發(fā)明實(shí)施例使用離散方法對(duì)下一代航空運(yùn)輸系統(tǒng)的飛行全航段(從起飛到降落)軌跡優(yōu)化，計(jì)算得全航段中各微段的溫室氣體總量；

對(duì)所有微段求和或積分獲得總的運(yùn)輸機(jī)溫室氣體排放量TGWP，作為總的排放量綜合評(píng)估指標(biāo)。

具體地，本發(fā)明實(shí)施例所述排放量包括：

其中，總運(yùn)輸機(jī)溫室氣體排放量TGWP的單位為千克，TGWP_PR為座公里排放量，單位為克/千米，PAX是座位數(shù)，R為航程,單位是千米。

結(jié)合第一方面，在第一方面第七種可能的實(shí)現(xiàn)方式中，所述通過優(yōu)化算法對(duì)飛行軌跡進(jìn)行優(yōu)化，包括：

讀取優(yōu)化目標(biāo)、常規(guī)約束和非常規(guī)約束，所述優(yōu)化目標(biāo)包括：降低直接運(yùn)營成本(DOC)和總溫室氣體排放量小于各自的最大值；所述常規(guī)約束至少包括：高度約束、安全區(qū)域約束、飛行速度/角速度約束、過載約束和飛行包線約束；所述非常規(guī)約束包括:空情和雷雨氣候條件；

對(duì)初始飛行軌跡進(jìn)行離散，轉(zhuǎn)化為非線性優(yōu)化問題，所述對(duì)初始飛行軌跡進(jìn)行離散的算法包括：梯形法、Guass偽譜法或Legendre偽譜法；

選取優(yōu)化算法對(duì)飛行軌跡進(jìn)行優(yōu)化，在所述常規(guī)約束和所述非常規(guī)約束的約束范圍內(nèi)，調(diào)整飛行軌跡直至滿足所述優(yōu)化目標(biāo)，所述優(yōu)化算法至少包括序列二次規(guī)劃法、遺傳算法、粒子群優(yōu)化算法。

其中，所述非常規(guī)約束包括：設(shè)定影響范圍，在歸一化后的軌跡全區(qū)間[0,1]范圍內(nèi)抽取一個(gè)隨機(jī)數(shù)，在隨機(jī)數(shù)對(duì)應(yīng)位置設(shè)置約束條件。

結(jié)合第一方面第七種可能的實(shí)現(xiàn)方式，在第八種可能的實(shí)現(xiàn)方式中,所述優(yōu)化目標(biāo)包括：

其中，f表示優(yōu)化目標(biāo)；S_j(j＝1,2)為比例因子；W_k(k＝1,2)為加權(quán)系數(shù)。若直接運(yùn)營成本的權(quán)重系數(shù)設(shè)為1，排放量重系數(shù)設(shè)為0，則飛行軌跡優(yōu)化則轉(zhuǎn)化為以直接運(yùn)營成本(DOC)為優(yōu)化目標(biāo)的飛行軌跡優(yōu)化；若將排放量重系數(shù)設(shè)為1，直接運(yùn)營成本(DOC)的權(quán)重系數(shù)設(shè)為0，則飛行軌跡優(yōu)化則轉(zhuǎn)化為以排放量重為優(yōu)化目標(biāo)的飛行軌跡優(yōu)化。

在本發(fā)明實(shí)施例中S₁取值為0.25，S₂取60，W₁和W₂取值為0.5。

優(yōu)化變量：Tle，Cl，h，v，r，γ，m,其中Tle表示油門系數(shù)，Cl表示升力系數(shù)，h表示高度，v表示速度，r表示航程，γ表示航跡傾角，m表示質(zhì)量，優(yōu)化約束的上、下界如表4所示，

表4優(yōu)化變量的約束上、下界

優(yōu)化結(jié)果對(duì)比

軌跡離散方法選用梯形法，優(yōu)化算法選用序列二次規(guī)劃法。如圖4至圖10所示，展示了在NextGen飛行管理模式下，分別以經(jīng)濟(jì)性、排放量和經(jīng)濟(jì)性+排放量的綜合目標(biāo)(synthesis)為目標(biāo)時(shí)飛行軌跡優(yōu)化的結(jié)果，展示了各變量關(guān)于時(shí)間的變化歷程圖。

表5是最優(yōu)軌跡的相關(guān)數(shù)據(jù)，綜合目標(biāo)為每座每公里直接使用成本和每座每公里排放量合成的目標(biāo)值。

表5

從三個(gè)目標(biāo)都可以看到在飛行過程中，在近似巡航階段隨著運(yùn)輸機(jī)重量的下降，巡航高度是逐漸增加的,這是因?yàn)樵谘埠诫A段它們的速度基本是恒定的，在同樣的速度下保證最大升阻比就得減小外界靜壓從而導(dǎo)致高度增加。以最小經(jīng)濟(jì)成本為目標(biāo)所用飛行時(shí)間是最短的，消耗燃油也是最少的，因?yàn)檫@不僅節(jié)省了燃油費(fèi)用，而且節(jié)省了空勤費(fèi)，而因?yàn)槠湎臅r(shí)間最短，所以所對(duì)應(yīng)的飛行速度也是最大的，相對(duì)應(yīng)高的速度需要大的發(fā)動(dòng)機(jī)推力，也就是說所對(duì)應(yīng)的油門系數(shù)也是較大的。對(duì)于最小排放為目標(biāo)雖然油耗相應(yīng)有所增加，但是因?yàn)轱w行高度在一定范圍內(nèi)的降低，H₂O和NOx折合成CO₂溫室氣體的系數(shù)也是下降趨勢(shì)，所以它的溫室效應(yīng)影響是最低的。

如圖4至圖10所示，是采用本發(fā)明實(shí)施例之后的實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)對(duì)比圖，其中：

圖4是采用本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法后升力系數(shù)對(duì)比圖；圖5是采用本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法后油門系數(shù)對(duì)比圖；圖6是采用本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法后高度對(duì)比圖；圖7是采用本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法后航程對(duì)比圖；圖8是采用本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法后速度對(duì)比圖；圖9是采用本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法后航跡角對(duì)比圖；圖10是采用本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法后重量對(duì)比圖。

結(jié)合第一方面第七種可能的實(shí)現(xiàn)方式，在第九種可能的實(shí)現(xiàn)方式中，還包括：

對(duì)各優(yōu)化目標(biāo)進(jìn)行加權(quán)計(jì)算，包括：

其中：f_i(i＝1,2,…,n)表示優(yōu)化目標(biāo)；s_j(j＝1,2,…,n)為比例因子；wk(k＝1,2,…,n)是權(quán)重系數(shù)。具體的，多目標(biāo)優(yōu)化在預(yù)優(yōu)化階段可以采用多目標(biāo)智能優(yōu)化算法，并生成Pareto最優(yōu)解集，在一系列解中依據(jù)主觀側(cè)重程度選擇最優(yōu)解。

本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法可以適用于運(yùn)輸機(jī)下一代飛行管理系統(tǒng)，運(yùn)輸機(jī)的航線任務(wù)剖面是連續(xù)的；也可以適用于現(xiàn)在的被嚴(yán)格的劃分為類似階梯狀的許多小航段的運(yùn)輸機(jī)的航線任務(wù)剖面。

本發(fā)明實(shí)施例提供的一種運(yùn)輸機(jī)飛行軌跡優(yōu)化方法，綜合考慮運(yùn)輸機(jī)的經(jīng)濟(jì)性與排放量，不僅可以面向下一代飛行管理系統(tǒng)，基于經(jīng)濟(jì)性與排放量對(duì)運(yùn)輸機(jī)全航程飛行軌跡優(yōu)化，也可以對(duì)當(dāng)前的階梯分段飛行軌跡(全航程或其中部分航段)進(jìn)行優(yōu)化，還可以分析飛行高度和速度對(duì)運(yùn)輸機(jī)經(jīng)濟(jì)性、總溫室氣體排放量的影響，及載荷變化和航程變化對(duì)飛行軌跡、經(jīng)濟(jì)性、總溫室氣體排放量的影響。

本說明書中的各個(gè)實(shí)施例均采用遞進(jìn)的方式描述，各個(gè)實(shí)施例之間相同相似的部分互相參見即可，每個(gè)實(shí)施例重點(diǎn)說明的都是與其他實(shí)施例的不同之處。尤其，對(duì)于設(shè)備實(shí)施例而言，由于其基本相似于方法實(shí)施例，所以描述得比較簡單，相關(guān)之處參見方法實(shí)施例的部分說明即可。

以上所述，僅為本發(fā)明的具體實(shí)施方式，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)該以權(quán)利要求的保護(hù)范圍為準(zhǔn)。