航空器飞行安全问题在当前是十分重要的，并包含若干个科学， 技术和组织问题。问题之一是在某些条件下提供飞行安全，其中决定 性因素是航空器受到该航空器附近运动发生器以及其他物体造成的高 湍流空气动力喷射，这些物体经受高强度湍流和涡流的空气流。
众所周知，在大气空间中运动的航空器产生所谓的‘尾涡流’。
遭遇发生器尾涡流的航空器，例如，遭遇另一个航空器的尾涡流， 可以导致其冲角和下滑角的重大变化。遭遇的航空器暴露在气动力和 力矩下可以使它从其尾部跌落。在离地面的低空下飞行时，例如，在 起飞和着陆时，这种因素可以造成事故，因为这种扰动在所有的情况 下不能通过航空器的操纵进行平衡。
具有小展弦比机翼和重机翼负载的航空器产生较高强度的尾涡 流，从而增大涡流的危险性。
有关尾涡流传输和衰减的大量研究工作表明，诸如风力，风向转 变，分层结构，和湍流的大气因素在这些过程中起到重要的作用。
借助于精确预测当前天气条件，短期天气预报和地面效应，在着 陆，起飞和巡航飞行期间可以优化航空器之间的安全距离。
在主要因素是气动力尾涡流的情况下，解决安全飞行问题的一种 主要方法是选取可以确保理想安全水平的飞行模式。
开发实时运行的机载计算机系统，估算影响航空器的气动力扰动 危险水平，并允许选取修正航空器飞行控制的方法以最佳方式补偿扰 动是有利于对问题的判定。
另一个问题可以称之为信息问题，它是在预测时间周期内通知飞 行员关于尾涡流的定位和航空器的相对位置。
在考虑到大气条件下产生尾涡流航空器已知参数的基础上，借助 于数学模拟方法，用于观察尾涡流的方法和装置是熟知的。按照技术 判定，该装置利用快速响应显示器，其中可以观察位于给定航空器邻 近每个航空器产生的模拟尾涡流(US,5,845,874)。然而，若给定航 空器周围有大量其他的航空器，例如，在机场附近，显示器可以展示 大量模拟的尾涡流，因此，很难识别哪些尾涡流对航空器是确实危险 的，以及哪些尾涡流是可以忽略的。
一种用于增大飞行安全性的最有前景方法是实时通知飞行员关 于危险尾涡流的预报定位。
机载尾涡流报警系统通知机组成员关于遭遇另一个航空器尾涡 流区的风险仅仅是在该系统确定遭遇发生在预定时间之后是熟知的 (US,6,177,888)。该系统提供两个航空器之间的相互作用，交换警 告信号和有关当前高度，距离和定向的信息，跟踪相对于本地风速的 尾涡流路径，并确定航空器遭遇另一个航空器尾涡流区所需的距离或 时间。当所需的距离或时间小于给定阈值时，该系统显示有关尾涡流 区接近的警告信号。在沿尾涡流路径上分布的每个点，计算尾涡流区 的尺寸，它作为该点与产生尾涡流航空器之间距离的函数。
然而，若航空器遭遇尾涡流而没有建议用于规避遭遇的任何正确 动作，则这种系统不能解决通知飞行员关于危险水平的问题。
此外，各种航空器操作条件要求减小航空器之间的距离，例如， 在相继起飞或着陆期间，它可以增大机场的容量。
有关尾涡流位置和结构以及它们对航空器飞行影响的可靠知识 有助于满足提高飞行效率和安全性的矛盾要求。
警告飞行员在该航空器邻近由于存在其他航空器具有预测危险 的机载尾涡流报警系统(US,6,211,808)是熟知的。该系统包含由介 质材料制成的球面天线，它有8个接收器扇区，每个接收器接收从其 邻近其他航空器反射的微波信号。然而，该系统是相当昂贵的，且不 能通知飞行员有关存在危险空气扰动的信息。
与防止航空器路径与另一个航空器尾涡流碰撞有关方案和方法 的技术判定是熟知的(WO 00/71985)。这个方法包括确定另一个航 空器尾涡流的位置，几何形状和类型，它的存在是借助于从第一航空 器机载系统，从第二航空器或从航空站接收信息中所显示的，确定第 二航空器的高度，它在天气条件下的尾涡流预报位置，具体地说，风 速和方向，和环境温度，利用参考表调整接收的数据，或通过观察相 对于第一航空器的定位和路径，对尾涡流做模型，最后，预报尾涡流 与第一航空器路径的相交点，如果可能发生相交，则产生报警信号。 基本上，该方法用于提供机场终端区中两个飞行航空器的安全，利用 交通警告和防碰撞系统，该方法的实施可以导致增大第二航空器之上 第一航空器的高度。然而，第一航空器飞行员接收关于所有涡流区的 可视信息，由于存在第二航空器，这些涡流区都是在第一航空器飞行 区是值得怀疑的。因此，第一航空器飞行员不能获得危险涡流的真实 图像。
众所周知，美国国家航空和航天管理局(NASA)十分关注机场 终端区的效率，特别是在起飞和着陆期间。研发工作的一个方向是开 发航空器涡流定距系统(AVOSS)，该系统组合不同系统的输出并产 生用于尾涡流定距的天气有关动力学准则(37th Aerospace Sciences Meeting & Exhibit，January 11-14，1999，Reno，NV，NASA Langley Research Center，Hampton，VA)。该系统代表当前和预报的天气 条件，在这些天气条件下尾涡流运输和衰减的模型，它是从地面直至 起飞和着陆下滑道的高度，以及实时完成尾涡流性能的反馈。
尾涡流性能与安全走廊预定尺寸和尾涡流衰减数据的相关可以 得到所要求的航空器间隔。若尾涡流存在的时间比预期的长，则禁止 减小航空器起飞或着陆之间的间隔。计算从滑行路径高度到跑道阈值 的多个着陆‘窗口’尾涡流性能。然而，这种系统有若干项限制，例如， 缺乏垂直风向，它可以阻止尾涡流的下降或产生它的上升；缺乏用于 修正尾涡流衰减模拟所需的环境湍流比例；以及一些其他的限制。这 些限制可以导致意外事故，这是由于在调度员处理的预定尾涡流参数 与实际尾涡流参数之间存在矛盾。除此之外，利用AVOSS可以增大 调度员的工作负担，从而提高错误判定的概率。
应当牢记在心，若在飞行控制器所作命令的基础上执行航空器的 控制，其中是在航空器操纵台上指令或自动模式下实施，则外来的安 全系统主要设计成提供给所谓‘设备飞行规则’(IFR)下的用户。
然而，众所周知，操作员活动中最关键的事情是在紧急情况下做 出正确的判定。它包含两个阶段：识别情况和确定旨在消除紧急状态 的操作过程。在完成每项活动之前，控制官员应当设想其他的步骤。 感受来自长期存储器，显示器或口头形式的视觉和声音信号在时间不 足条件下需要一定的时间。感受图形符号的时间要小得多。识别有物 体指示的情况可以提高判定的正确性。
此外，诸如加速度的物理因素的效应可以转移飞行员的大脑循 环，而在感情和神经紧张的情况下，甚至可以使飞行员暂时丢失知觉。 所以，作出判定所需的信息最好是在实际判定时间发生之前或以图形 符号的形式提供给飞行员或由飞行控制器进行处置。

本发明的目的是开发一种警告系统，用于防止航空器遭遇物体产 生的尾涡流危险区，该物体称之为‘涡流发生器’并位于该航空器邻近。 涡流发生器不仅可以是航空器，而且还可以是有尾涡流的地面设施， 它可能对航空器产生危险。可能使航空器遭受很大气动力和力矩风险 的点集合称之为‘尾涡流危险区’。
本发明设计的目的是开发一种用于防止航空器进入涡流发生器 尾涡流危险区的方法和系统，这些区域对航空器的结构和操作是危险 的。该方法和装置应当给飞行员提供这样的信息，该信息有关航空器 邻近存在危险的尾涡流，通过预测航空器位置使航空器离开危险区的 运动和可能方法，在航空器之前距离上预定控制部分中的发生器尾涡 流危险区，从而在需要时可以采取规避危险区的动作。需要确定相对 于环境参数演变的尾涡流位置并预测在其配置和建立的飞行规则可能 变化时的航空器位置。
航空器配置变化的意思是，例如，包括发动机失效的发动机运行 模式的变化，航空器几何结构(机翼后掠角，结冰等)的变化和导致 流动状态变化的其他变化，并作为气动力扰动造成航空器气动力和力 矩变化的结果，以及航空器补偿扰动能力的变化。
还提出按照本发明方法开发该装置和方法的任务。
通过开发防止航空器进入涡流发生器尾涡流危险区的方法和系 统完成这个任务，包括：
在惯性坐标系中获取有关航空器配置，位置和飞行姿态的当前信 息；
在惯性坐标系中获取有关尾涡流发生器位置，几何和重量特征以 及运动参数的当前信息；
在惯性坐标系中存储有关发生器位置和运动参数的信息；
在航空器和发生器搭配的区域中获取有关环境参数的当前信息；
在惯性坐标系中确定当前的发生器尾涡流路径，其形式是发生器 涡流区中心的集合，和发生器尾涡流的当前强度；
在惯性坐标系中存储有关发生器尾涡流路径的信息，其形式是发 生器涡流区中心的集合，和有关发生器尾涡流当前强度的信息；
选取延迟时间，在接收到可能遭遇尾涡流的警告信号之后，航空 器在延迟时间内可以采取飞行规避动作，从而使航空器规避发生器尾 涡流危险区；
计算延迟距离，延迟距离等于航空器在延迟时间内覆盖的距离， 对位于航空器之前的控制平面做模型，控制平面垂直于航空器在延迟 距离上的飞行方向，和在惯性坐标系中确定航空器获得控制平面所需 的预报时间；
在预报时间内确定发生器尾涡流危险区的几何特征，其形式是发 生器涡流区的危险区集合；
在预报时间内确定发生器尾涡流路径，其形式是惯性坐标系中发 生器涡流区中心的集合，和尾涡流强度；
确定发生器尾涡流轨迹与航空器在预报时间内飞行通过的控制 平面相交点的坐标；
形成尾涡流危险区的上述相交点，其形式是发生器涡流危险区的 集合，其中进入的航空器可以有超过容许限制的飞行参数；在航空器 预报位置区的控制平面内，航空器在预报时间内飞行规则下形成控制 平面相交点；在航空器预报位置区周围形成报警区；给用户提供有关 尾涡流危险区进入报警区的信息；
在航空器坐标系中确定航空器预报位置区，报警区和尾涡流危险 区中各点的坐标；
计算从报警区到尾涡流危险区的距离；
计算从航空器预报位置区到尾涡流危险区的距离；
给用户提供从报警区到发生器尾涡流危险区距离变零的指示；
给用户提供从报警区到发生器尾涡流危险区距离变零的紧急指 示；
按照本发明的方法有以下的特征：
最好利用有关发生器类型，速度，角速度，和发生器路径点坐标 的信息作为有关发生器位置，几何形状，重量和运动参数的信息；
在惯性坐标系中存储有关发生器路径点坐标，涡流发生器速度和 角速度的信息；
最好利用有关本地风速和方向，高空风模式，湍流强度和以下地 面类型的信息作为有关环境参数的信息；
在保存有关涡流发生器类型，它的路径点坐标，飞行速度和角速 度信息的基础上，或在仪器测量结果的基础上，计算当前时刻发生器 尾涡流的轨迹和强度，其形式是发生器涡流区中心的集合；
在惯性坐标系中当前时刻有关受保护航空器位置，飞行姿态，飞 行速度和选取的延迟时间信息的基础上，模拟控制平面；
在保存有关发生器尾涡流路径点坐标信息，它作为惯性坐标系中 发生器涡流区中心轨迹的集合，和尾涡流强度的基础上，以及在惯性 坐标系中有关受保护航空器位置，飞行速度和角速度信息的基础上， 评价发生器尾涡流危险区的几何形状，其形式是发生器涡流危险区的 集合；
在有关发生器尾涡流轨迹和强度信息的基础上，它作为惯性坐标 系中发生器涡流区中心轨迹的集合，评价发生器尾涡流在延迟时间的 轨迹和强度；
在惯性坐标系中有关控制平面坐标信息和在延迟时间惯性坐标 系中发生器尾涡流轨迹信息的基础上，评价发生器尾涡流轨迹与控制 平面在延迟时间的相交点坐标；
在有关发生器尾涡流轨迹与控制平面在延迟时间的相交点坐标 信息，有关发生器尾涡流危险区几何形状的信息，其形式是发生器涡 流危险区的集合，有关当前实施飞行规则下受保护航空器位置，飞行 姿态，飞行速度和角速度信息的基础上，在发生器尾涡流危险区的控 制平面上构造航空器预报位置和报警区；
在延迟时间的有关报警区，当前实施飞行规则下航空器预报位置 区，和尾涡流危险区信息的基础上，以及在当前时间惯性坐标系中有 关航空器坐标和它的飞行姿态信息的基础上，最好是航空器的倾斜， 偏航和滚转角信息，评价航空器坐标系中的航空器预报位置区坐标， 报警区坐标和尾涡流危险区坐标。
在实施用于防止航空器进入涡流发生器尾涡流危险区的方法时， 按照本发明的用户仅需要接收有关尾涡流的信息，它足以采取有效的 动作以防止航空器进入尾涡流中。借助于本发明中实现预处理有关尾 涡流的信息，可以减小导出的信息量，仅需要保持其有用的部分。因 此，诸如飞行员的用户在延迟时间内合适地接收相对于尾涡流的航空 器位置。这可以及时地采取预先警告以防止航空器遭遇尾涡流危险区。 此外，这种警告方法的优点是能够考虑到由于航空器配置变化造成的 航空器气动力和力矩变化，因为这个特征可以使该方法的操作适应于 外部情况，飞行参数和航空器系统运行模式。
按照本发明，对于航空器邻近的每个尾涡流发生器，同时完成规 避方法的运行是合适的。
此外，按照本发明，在规避方法中当前修正选取的延迟时间是合 适的，从而可以考虑飞行模式和任务的具体特征。
此外，按照本发明，借助于航空器预报位置区尺寸的相应变化， 在规避方法中当前修正航空器预报位置区的坐标是合适的，从而应付 输入信息不确定性的情况。
此外，按照本发明，在规避方法中当前修正报警区是合适的，从 而允许修正作判定的时间，用于完成防止遭遇尾涡流的合适动作。
按照本发明，按照人工方式，半自动或全自动方式完成上述修正 的合适的。
此外，按照本发明，给用户提供有关控制平面，报警区，航空器 预报位置区，和位置航空器邻近的发生器尾涡流危险区坐标的信息是 合适的。
按照本发明，给用户观看有关控制平面上航空器预报位置区定位 的信息和有关发生器尾涡流危险区定位的信息是合适的。
此外，按照本发明，借助于包括视觉，听觉和触觉指示的合适指 示方法，理想的是指出控制平面上从报警区到发生器尾涡流危险区距 离变零和/或从航空器预报位置区到发生器尾涡流危险区距离变零的 指示。
此外，按照本发明，保存有关选取的延迟时间，控制平面坐标， 航空器预报位置区坐标，和发生器尾涡流危险区坐标的信息是合适的， 用于紧急指出从航空器预报位置区到发生器尾涡流危险区距离变零的 时间。
解决该问题还可以通过开发一种用于防止航空器进入涡流发生 器尾涡流危险区的系统，该系统包括：
航空器参数跟踪器，它能够接收当前时间惯性坐标系中有关航空 器配置，位置和飞行姿态的信息。
涡流发生器跟踪器，它能够接收当前时间惯性坐标系中有关尾涡 流发生器位置，几何形状和重量特征以及运动参数的信息。
存储器装置，它能够在惯性坐标系中保存有关涡流发生器位置和 运动参数的信息。
环境参数检测器，它能够接收当前时间航空器和发生器组合区中 有关环境参数的信息。
尾涡流跟踪器，它能够确定发生器尾涡流路径，其形式是惯性坐 标系中发生器涡流区中心的集合，和尾涡流强度。
存储器装置，它能够保存有关发生器尾涡流路径的信息，其形式 是惯性坐标系中发生器涡流区中心的集合，和有关尾涡流强度的信息。
用于选取延迟时间的装置，它能够计算时间周期，在此时间周期 内航空器至少有飞行规避动作的可能性，在接收到可能遭遇尾涡流的 警告信号之后，航空器可以规避发生器尾涡流危险区。
用于模拟控制平面的装置，它能够计算延迟距离，延迟距离等于 航空器在延迟时间内覆盖的距离，对航空器之前的控制平面做模型， 控制平面垂直于航空器在延迟距离上的飞行方向，并确定航空器在惯 性坐标系中获得控制平面所需的预报时间。
用于确定危险区参数的装置，它能够确定发生器尾涡流危险区的 几何特征，其形式是在预报时间内发生器尾涡流危险区的集合。
预报装置，它能够确定发生器尾涡流路径，其形式是惯性坐标系 中发生器涡流区中心的集合，和在预报时间的发生器尾涡流强度。
用于计算相交点的装置，它能够确定发生器尾涡流轨迹与航空器 在预报时间内飞行通过的控制平面相交点的坐标。
区域形成装置，它能够在尾涡流路径与控制平面相交点周围形成 尾涡流危险区，其形式是发生器涡流危险区的集合，其中进入的航空 器可能有超过容许限制的飞行参数；在航空器与控制平面相交的预报 时间内，在控制平面上形成飞行规则下的航空器预报位置区；在航空 器预报位置区周围形成报警区；给用户提供有关尾涡流危险区进入报 警区的信息。
变换单元，它能够在航空器坐标系中计算航空器预报位置区，报 警区和尾涡流危险区的坐标。
第一相交条件测试单元，它能够计算从报警区到尾涡流危险区的 距离和标记它变零的距离。
第二相交条件测试单元，它能够计算从航空器预报位置区到尾涡 流危险区的距离和标记它变零的距离。
指示单元，它能够指出从报警区到发生器尾涡流危险区变零的距 离。
紧急指示单元，它能够指出航空器预报位置区到发生器尾涡流危 险区变零的距离。
按照本发明，该系统有以下的特征：
航空器参数跟踪器，它至少能够接收有关航空器配置，坐标，飞 行速度，以及倾斜，偏航和滚转角的信息。
涡流发生器跟踪器，它至少能够接收有关涡流发生器类型，飞行 速度，角速度和发生器轨迹点坐标的信息。
环境参数检测器，它至少能够接收有关本地风速幅度和方向，高 空风模式，周围湍流强度和以下地面类型的信息。
尾涡流跟踪器，在保存有关涡流发生器类型，飞行速度，角速度 和发生器轨迹点坐标信息的基础上，它能够确定发生器尾涡流路径， 其形式是发生器涡流区中心的集合，和尾涡流强度。
用于模拟控制平面的装置，在有关航空器位置，飞行姿态，飞行 速度和延迟时间信息的基础上，它能够对控制平面做模型。
用于确定危险区参数的装置，在保存有关发生器尾涡流轨迹点坐 标和尾涡流强度的信息，以及惯性坐标系中有关航空器配置，位置， 飞行速度，和角速度信息的基础上，它能够确定发生器尾涡流危险区 的几何特征。
预报装置，在有关尾涡流轨迹信息的基础上，其形式是发生器涡 流区中心的集合，和尾涡流强度信息的基础上，它能够确定发生器尾 涡流轨迹和强度。
用于计算相交点的装置，在预报时间内惯性坐标系中有关控制平 面坐标和尾涡流轨迹信息的基础上，它能够确定发生器尾涡流轨迹与 控制平面相交点的坐标。
区域形成装置，在预报时间内有关发生器尾涡流路径与控制平面 相交点坐标信息，有关危险区几何特征信息，其形式是发生器尾涡流 危险区的集合，有关惯性坐标系中飞行规则下航空器位置，飞行姿态， 飞行速度和角速度信息的基础上，它能够形成尾涡流危险区，航空器 预报位置区和报警区。
变换单元，在预报时间内惯性坐标系中有关航空器预报位置区， 报警区，和尾涡流危险区信息的基础上，和在当前时间内惯性坐标系 中有关航空器坐标和飞行姿态信息的基础上，最好是航空器的倾斜， 偏航和滚转角信息，它能够计算航空器预报位置区，报警区和航空器 坐标系中尾涡流危险区的坐标。
按照本发明，在该系统中包含涡流发生跟踪器，存储器装置，尾 涡流跟踪器，用于确定危险区参数的装置，预报装置，用于计算相交 点的装置，区域形成装置，第一和第二相交条件测试单元，指示和紧 急指示单元是合适的，它们能够同时完成位于航空器邻近每个涡流发 生器的功能。
此外，按照本发明，理想的是能够当前修正用于选取延迟时间的 装置中的延迟时间。
此外，按照本发明，理想的是开发能够当前修正航空器预报位置 区坐标的区域形成装置。
此外，按照本发明，理想的是开发能够当前修正报警区坐标的区 域形成装置。
按照本发明，按照人工方式或半自动方式调整延迟时间，航空器 预报位置区坐标和报警区坐标是合适的。
此外，按照本发明，可以按照自动方式完成上述的修正。
因此，警告系统装置的实现可以提供按照人工方式或自动方式 (以下称之为“自动控制系统”-ACS方式)实施的灵活性。
此外，按照本发明，警告系统应当包含给用户提供这样的装置是 合适的，该装置用于观察控制平面上有关航空器预报位置区和发生器 尾涡流危险区定位的信息。
按照本发明，指示和紧急指示装置可以选自包括视觉，听觉和触 觉指示的装置。
除此之外，按照本发明，警告系统包括用于评价发生器尾涡流危 险区参数的装置，包括：
航空器规划单元，在有关航空器配置，坐标，飞行速度，以及倾 斜，偏航和滚转角信息的基础上，它能够计算航空器几何特征的集合， 这是评价涡流发生器尾涡流诱发并作用到航空器上附加气动力和力矩 所需要的；
用于评价气动力和力矩的单元，它作用到给定点的航空器并由发 生器尾涡流诱发，在保存有关涡流点路径信息，其形式是惯性坐标系 中涡流区中心轨迹的集合和发生器尾涡流强度，惯性坐标系中航空器 配置，位置，飞行速度，和角速度信息，以及航空器几何特征信息的 基础上，它能够计算气动力和力矩；
用于估算给定点气动力扰动危险水平的单元，它能够在用户选取 准则的基础上估算危险水平；
用于确定发生器尾涡流诱发的航空器气动力和力矩是危险各点 的单元，在用户选取危险准则的选择基础上，它能够确定危险区中各 点的坐标；
用于评价尾涡流危险区几何特征的单元，它能够在有关危险区中 各点坐标信息的基础上计算这些几何特征。
因此，按照本发明，利用评价尾涡流危险区参数的装置，防止系 统的实现在选取危险准则时能够考虑航空器配置和飞行员技术。
按照本发明，可以选取容许的航空器滚转角数值作为危险准则。
除此之外，按照本发明，可以选取尾涡流诱发的航空器滚转力矩 作为危险准则。
按照本发明，利用评价尾涡流危险区的单元是合适的，该单元能 够近似确定危险区边界，从而可以简化可视单元中尾涡流危险区的观 察。
所以，按照本发明，尾涡流跟踪器和预测器包含可编程元件，而 用于评价危险区参数的单元是在可编程元件软件中实现的。
此外，按照本发明，用于评价危险区参数的装置可以包含数据库， 它包括各种飞行条件下不同类型发生器的尾涡流危险区特征。
此外，按照本发明，防止系统可以包含存储器单元，用于存储有 关延迟时间，控制平面坐标，航空器预报位置区，和发生器尾涡流危 险区的信息，该信息是在从航空器预报位置区到发生器尾涡流危险区 距离变零的紧急指示周期内。
附图说明
以下，本发明的叙述是通过描述按照本发明防止系统中的防止方 法实施例，本发明不受其范围和公开附图的限制，其中：
图1是按照本发明描述实施例中规避方法的控制平面上表示的航 空器，涡流发生器，它的尾涡流和信息示意图；
图2是按照本发明航空器可能遭遇发生器尾涡流危险区的警告方 法实施例示意图，它借助于按照本发明的警告系统；
图3是按照本发明用于评价发生器尾涡流危险区单元的实施例示 意图；
图4是按照本发明警告系统所提供信息的导航图显示器示意图。

本发明的说明可以通过图1所示的实施例，其中警告系统是由航 空器(以下用A/C表示)机舱上的标准设备构成，另一个航空器是涡 流发生器(以下用VG表示)，而A/C机组成员是信息用户。专用术 语用于本发明的描述，但是应当明白，每个专用术语可以覆盖用于解 决类似任务的所有相当术语。
按照本发明，在实施A/C可能遭遇VG尾涡流危险区的警告方法 时，在控制平面上形成大量信息，这些信息有关在A/C之前计算延迟 距离上预测时间的A/C位置和在VG尾涡流周围的A/C预报位置。按 照本发明，在控制平面所在位置的环境条件下应当修正这些信息。
按照图2，A/C可能遭遇VG尾涡流危险区的本发明警告系统包 括：A/C参数跟踪器1，例如，它安装在A/C自动控制系统(以下用 A/C ACS表示)的计算机中。在惯性坐标系(以下用IF表示)中的 当前时间t，跟踪器从A/C测量仪表中接收有关A/C配置，坐标，飞 行速度，角速度，以及倾斜，偏航和滚转角的信息。
VG跟踪器2安装在A/C ACS的计算机中，例如，它从前向侦察 雷达或从地面控制器，或通过数据交换的多路通道，在IF中接收有关 VG类型，飞行速度，角速度，和它的轨迹点坐标的信息，而存储器 单元3存储这些信息。
环境参数检测器4安装在仪表计算中，例如，它从空气数据系统 ADS或从飞行控制器中接收这样的信息，该信息有关IF中当前时间t 的本地风速和方向，垂直风模式，湍流强度，和A/C和GV联合位置 区中的以下地面类型。
尾涡流跟踪器5安装在A/C ACS的计算机中，例如，在从存储 器单元3中接收信息的基础上，借助于计算尾涡流轨迹和强度的熟知 算法(Northwest Research Association，Inc.，Aircraft Vortex Spacing System(AVOSS)，Algorithm Version 3.1.1)，在描述空间和时间 中涡流区演变的微分方程组基础上计算涡流中心的坐标，该跟踪器计 算VG尾涡流轨迹和强度，其形式是IF中涡流中心轨迹的集合。存储 器单元6存储这个数据。
借助于仪表测量，例如，借助于激光雷达，以及借助于测量和估 算气流的切向速度，可以确定涡流区坐标的参数，进一步计算尾涡流 轨迹和强度。
用于选取延迟时间的单元7安装在A/C ACS的计算机中，该单 元计算完成改变A/C轨迹操作所需的延迟时间。按照本发明，借助于 人工方式，半自动或全自动控制方式，可以在当前模式下修正选取的 延迟时间，其中考虑诸如飞行员技术或飞行任务具体特征的不同因素。
用于对控制平面(以下用CP表示)做模型的单元8，在来自单 元1有关A/C坐标，飞行速度，倾斜，偏航和滚转角信息，以及来自 单元7有关选取延迟时间信息的基础上，该单元计算延迟距离，延迟 距离等于A/C在选取延迟时间内覆盖的距离，模拟位于A/C之前的 CP，CP垂直于A/C在延迟距离上的飞行方向，例如，其形式是IF 中的CP方程系数，并在IF中评价A/C轨迹与CP相交的预报时间 t+Δt。能够完成这种计算的任何计算装置可以用作单元8，例如，A/C 机载计算机。
在装置6中保存VG尾涡流轨迹和强度和来自装置7的预报时间 的信息基础上，预报单元9计算VG尾涡流，它作为IF中预报时间 t+Δt内涡流中心轨迹的集合和强度。
在来自单元1的A/C坐标，飞行速度和角速度以及来自存储器单 元6的VG尾涡流轨迹点坐标的信息基础上，其形式是VG涡流区中 心轨迹的集合和强度，按照选取的危险准则，用于评价危险区参数的 单元10评价VG尾涡流危险区的几何特征，其形式是在预报时间t+Δt 的VG涡流区危险区。按照本发明，我们可以选取容许的A/C滚转角 或VG尾涡流产生容许的A/C滚转力矩作为危险准则。
按照本发明，尾涡流跟踪器5和预报单元9可以包含可编程元件 (在此情况下，它是VG尾涡流轨迹和强度)，而单元10可以安装在 这个元件软件内，即，在不同类型VG的尾涡流危险区的计算几何特 征数据库中，它取决于不同的环境条件和VG运动参数，以及不同强 度尾涡流在A/C上诱发的不同气动力和力矩，例如，滚转力矩。
单元11(图2)安装在机载仪表计算机中，在有关来自单元8的 CP坐标信息和来自单元9的尾涡流路径信息的基础上，例如，借助 于选取位于CP两侧的尾涡流路径点和路径点之间距离的内插法，该 单元计算在预报时间t+Δt内VG尾涡流路径与CP相交点的坐标。
例如，用于形成区域的单元12安装在A/C惯性导航系统的计算 机中，它在VG尾涡流路径与CP相交点的周围形成尾涡流危险区； 在预报时间t+Δt内飞行规则和标准下的A/C预报位置(以下用AAFP 表示)区；和报警区(以下用AA表示)，它作为CP中个点的集合。 按照本发明，单元12能够当前修正AAFP和AA的坐标。在协调规避 动作和飞行任务执行时，修正AAFP和AA的坐标对于飞行员是很重 要的。
变换单元13计算航空器坐标系中AAFP，VG尾涡流危险区和 AA的坐标。
然后，用于检查相交条件的第一单元14计算从AA到尾涡流危 险区的距离，跟踪该距离变零的事件，而用于检查相交条件的第二单 元15计算从AAFP到VG尾涡流危险区的距离，跟踪该距离变零的 事件。
有关上述距离在预报时间变零的信息到达安装在用户位置的指 示器16和17，例如，在A/C机舱内的用户。作为例子，假设AA与 尾涡流危险区之间的距离变零，则让该信息到达视觉指示装置16，然 后，假设AAFP与尾涡流危险区之间的距离变零，则让该信息到达触 觉指示装置17。触觉指示信息的目的是提示飞行员采取紧急措施以完 成规避动作。考虑到A/C飞行速度，重要的是飞行员有用户选取的足 够时间可以进行处置。根据这种情况，在接收到第一指示信号之后， 飞行员可以修正延迟时间，例如，借助于人工方式控制设定延迟时间 的数字参数，或利用自动方式控制设定增大或减小这个时间的条件。
在上述距离增大时该指示终止，它表明A/C已克服危险状态，因 此，有利于消除飞行员的压力。
按照本发明，在可视单元18中观看有关预报时间内CP中AAFP 和危险区相互距离的信息是合适的，例如，在显示器或A/C导航图上， 以及仅在它们相交AA之后观看危险区位置，为的是减少对飞行员并 不重要的信息。
按照本发明，用于评价危险区参数的装置10可以按照本发明设 计，如图3所示，该装置包括：A/C规划单元19，它设计成从警告系 统装置1(图2)接收信息，并计算相对于A/C配置的A/C几何数据 集合；单元20，从单元19和从警告系统装置6接收信息，并计算VG 尾涡流诱发的附加气动力和力矩。然后，在给定危险准则的基础上， 单元21评价气动力扰动在给定点的危险水平，单元22确定属于尾涡 流危险区的点，和单元23确定危险区的几何数据，其形式是点的集合， 并近似确定危险区边界，为的是简化在显示器上观看危险区。然后， 有关VG尾涡流危险区参数的信息到达警告系统装置8，并在遭遇尾 涡流风险的情况下进行观察。
图4包含导航图显示器24，它通常用在A/C机舱内，用于指出 A/C航向并描述机载惯性导航系统产生的符号，例如，借助于机载惯 性导航系统(AINS)，其中有在预报时间的AAFP 25以及VG尾涡 流危险区26和27的表示。例如，AAFP 25是正方形，其尺寸与A/C 机体可能位置的尺寸成正比。在显示器上没有显示AA的边界，按照 本发明，仅在危险区相交AA的情况下，在显示器上显示尾涡流危险 区，与此同时有这个事件的声音指示。所以，我们可以考虑显示器上 展示的报警区28。尾涡流危险区26和27可以是圆形或便于视觉观察 的其他几何图形。该图形还可以伴随视觉指示，例如，区域25，26 和27或边界29，30和31的灯光或彩色指示，而在AAFP 25的边界 29与危险区26的边界26相交情况下，可以伴随声音和触觉指示。
当然，虽然给定的例子仅包含一个尾涡流发生器和单个VG的一 个危险区，对于A/C邻近的所有VG，可以完成VG尾涡流的计算和 跟踪，但是仅仅显示对A/C可能造成危险的那些VG尾涡流危险区。 在他评价显示器上危险区位置的基础上，飞行员可以作出合适的动作 判定，采取从尾涡流危险区中移去A/C的动作。
按照本发明，在数据注册系统中(在所谓的‘黑匣子’中)保存这 样的信息是合适的，该信息有关选取的延迟时间，CP坐标，在紧急 指示时间周期内的航空器预报位置区和发生器尾涡流危险区，它指出 从航空器预报位置到发生器尾涡流危险区的距离变零。在尾涡流邻近 飞行时，它能够完成航空器事故研究和飞行员活动的估算。
按照本发明，利用标准机载和地面设备，例如，Airborne internal Navigation system(AINS)，Air Data Computer System(ADC)， Doppler System(DS)，Forward View Radar(FVR)，和利用来自 Air Traffic Control(ATC)，United Indication System(UIS)， Information Exchange Multiplex Channel(IEMC)的信息以及来自 与上述系统兼容的其他国家航空器使用系统的信息，例如，Collision Avoidance System(TCAS)，Traffic Alert，USA等，可以实现用于 警告航空器可能遭遇发生器尾涡流危险区的方法和系统。
此外，按照本发明，警告系统装置可以单独地位于空中交通管制 系统的不同目标上或给用户提供有关运行计算结果信息的不同A/C和 VG上，其中借助于在用户现场的指示和观察。
这种信息用户可以是航空器机组成员，以及航空站或船只的空中 交通管制服务，他们在飞行期间咨询航空器机组成员有关建议的飞行 轨迹或必需的航空器动作以避免危险的飞行状态。
ATC专家清楚地知道，警告系统也可用于飞行控制功能的执行， 因为在地面和飞行涡流发生器邻近跟踪涡流状态可以借助于警告系统 实施，该系统可以是航空器，船只或航空站上的独立设备，并组合成 统一的信息系统，从而可以防止A/C遭遇不同VG产生的尾涡流危险 区。可能的VG类别包含不同类型A/C，例如，飞机，直升飞机，和 无人操作机械化设备，包括航空母舰，地面结构和其他物体的海上船 只。
航空科学界和航空电子专家应当清楚地看到，按照本发明用于警 告航空器可能遭遇发生器尾涡流危险区的方法和系统在本发明权利要 求书的范围内可以包含各种改进和完善，并与系统运行的不同条件以 及导航和信息系统的改进相联系。例如，我们可以使用不同的计算算 法，它们最适应于防止方法的运行，应用不同的方法以指出和观察用 户信息，它可以改进用户感受的可靠性，包括在方法运行中使用不同 的信息流。
工业应用
实现用于警告A/C可能遭遇VG尾涡流危险区的系统是合适的， 其形式是适应于A/C型，工作条件和A/C设备类型的计算机代码。这 些代码应当与空中交通管制信息系统兼容。
按照本发明，借助于熟知的计算装置可以容易地实现警告系统， 它们可以安装在不同航空器以及不同的模拟器中，该模拟器用在尾涡 流环境下训练飞行员和飞行控制官员。