高原机场着陆性能计算与分析

针对高原机场着陆过程,将其分为空中直线下滑、拉平、地面滑跑3个阶段进行建模研究,选取着陆滑跑距离为研究对象,提出利用飞参数据反推确定刹车摩擦系数的方法并应用于着陆计算模型中,将计算结果与手册数据对比,说明改进后计算模型的准确性与可行性。结果表明:相同计算条件下,采用传统方法计算的滑跑距离与飞行实测数据数据的最大绝对误差为65 m,最大相对误差为6.7%;采用改进后的方法最大绝对误差缩小到20 m,最大相对误差缩小到2%。研究着陆滑跑距离与海拔高度、飞行质量、温度、着陆迎角、风速和最大刹车压力之间的关系并给出相关曲线,对曲线的变化进行分析。研究结果表明,该模型准确性高,适用范围较为广泛,具有一定的实用价值。     

应急启用备用机场端净空评价方法研究

为解决现行净空评定模型在机场应急启用时不适用的问题,对机场端净空障碍物限制面进行重新确定。通过对飞机初始爬升和准备着陆过程的分析,建立了飞机爬升和下滑性能计算模型。应用Visual C++语言编写了计算程序进行仿真计算,得到了爬升梯度与气压高度的关系式。经航迹测试:Ⅰ型飞机的实测航迹与程序计算航迹的结果绝对误差不超过48m,最大相对误差不超过2.7%;Ⅱ型飞机的实测航迹与程序计算航迹的最大绝对误差不超过100 m,最大相对误差不超过4.2%,验证了模型的有效性,其适用范围广,结果精确。最后通过典型机型爬升和下滑分析,确定了机场应急启用端净空限制面。     

高原机场飞机减载使用分析

高原气候环境特殊,空气稀薄,飞机在高原机场运行时,起降性能受气温气压影响显著,飞机载重受到限制.基于高原机场飞机起飞着陆性能的分析,提出飞机减载的判定准则和分析方法,分别研究了轮胎速度、跑道长度、刹车能量和道面承载能力等因素对飞机起降质量的限制.根据运动学理论分析起飞离地、着陆接地平衡状态,得到离地速度与起飞质量、接地速度与着陆质量的关系,计算轮胎速度限制的最大起飞着陆质量;分析高原机场跑道长度计算理论,利用解析积分法计算跑道长度限制的飞机最大起飞着陆质量;将刹车能量对飞机起飞着陆质量的限制转化为决断速度对飞机起飞着陆质量的限制,通过决断速度计算飞机的最大起飞质量;采用ACN-PCN(aircraft classification number-pavement classification number)评价法,确定飞机的最大起飞着陆质量.以某高原机场为例计算某型飞机的最大起飞质量和最大着陆质量,给出了具体的减载方案.研究表明,对于正常起飞和正常着陆,轮胎速度对最大起飞质量和最大着陆质量影响最敏感;对于一发失效,刹车能量对最大起飞质量影响最敏感.     

高原机场飞机起飞着陆滑跑距离测试与分析

在调研论证的基础上 ,提出了利用《飞机起落航迹激光定位系统》测定飞机起飞着陆滑跑距离的测试方法 ,并通过高原机场实地测试 ,得出了三种飞机在高原机场上起飞着陆滑跑距离的综合修正系数值 ,为高原机场跑道长度设计提供了可靠的理论依据。     

飞机起飞着陆性能仿真与分析

为真实反映飞机起飞着陆的滑跑过程，记录了某型飞机的速度、加速度传感器现场数据，建立了飞机起飞着陆滑跑过程的微分方程并进行了解算；基于飞机滑跑过程的微分方程采用Simulink对飞机起降性能进行建模和仿真，记录数据、理论结果和仿真结果三者对比验证了所建立的仿真模型是有效的。基于该模型对该飞机滑跑过程进行仿真分析，结果表明起飞和不放阻力伞着陆过程可近似为匀加速直线运动过程，放阻力伞着陆过程则比较复杂。最后，研究3个主要参数对滑跑距离的影响，结果表明滑跑距离与机场海拔和风速呈近似线性关系，与迎角呈非线性关系且在迎角为8°时存在极小值点。     

平尾偏转对飞机着陆滑跑性能的影响

为了考察平尾偏转角度对飞机着陆滑跑性能的影响,通过计算流体力学进行气动数据储备,利用多体动力学建模方法,建立了能够反映飞机气动特性随迎角和平尾偏角变化而变化的飞机着陆滑跑动力学模型,在不同的飞机平尾偏转工况下进行了着陆滑跑仿真计算。经过验证,该动力学模型能够较好地反映飞机着陆滑跑时不同平尾偏转角度下动力学特性,仿真结果表明平尾前缘下偏（拉杆）能够有效缩短着陆滑跑距离。     

最大能量刹车试飞滑行距离和刹车能量工程估算技术

针对民用运输类飞机最大能量刹车风险评估的需求,详细对比分析了最大能量刹车试飞过程和最大起飞质量加速-停止距离试验过程的异同,并以飞机滑跑过程中动力学分析为基础,提出了以最大起飞质量加速-停止距离试验结果估算最大能量刹车滑行距离和刹车吸收的能量的工程估算方法。该工程估算方法在ARJ21—700飞机最大能量刹车试验中得到初步验证,表明该工程估算方法有一定的准确性,可以用于民用运输类飞机最大能量刹车风险评估。     

飞机着陆安全性的跑道长度安全系数计算方法

为进一步研究军用飞机着陆过程所需的跑道长度,提出基于安全性的跑道长度安全系数计算方法。主要分析飞机在着陆过程中,受到着陆质量以及风速、气压气温、道面摩擦、纵坡等环境因素的复合影响,用蒙特卡罗法数值模拟满足着陆安全性的跑道长度值L′l,安全系数C为L′l与基准着陆滑跑距离Sl0的比值。结果表明:在同一安全性下,跑道长度的安全系数随着飞机的着陆质量增加而减小;飞机对着陆安全性要求越高则安全系数的值就越大,但是安全系数存在边际值。以某军用机型为例,设定机场的环境因素,数值模拟着陆所需的跑道长度值符合实际要求。若该机型以最大质量进行着陆,当满足安全性为99.99%时,在道面干燥的条件下安全系数为1.40,在道面潮湿的条件下安全系数为1.98。安全系数的最大边际值分别为1.43和2.02。     

多跑道机场着陆方案研究

在分析多跑道机场不同利用率下几种着陆方案基础上，通过比较模拟数据并依据M/D／n队列瞬态模型计算出多跑道机场的飞机平均空中滞留时间。结果表明：随着飞机进场密度的增加，应按照飞机重量等级的不同安排着陆次序，最佳的着陆方案为首先安排中型飞机降落，然后安排大型机和小型机分别在不同的跑道降落。     

基于BP网络的飞机起飞滑跑距离计算

对应用人工神经网络技术计算飞机起飞滑跑距离进行了研究，给出了基于BP网络的飞机起飞滑跑距离计算模型。对飞机实际滑跑距离及其影响因素进行了归一化处理，仿真结果表明该方法是有效可行的。     

军用机场飞机中断起飞决断速度计算方法

对飞机在军用机场起飞滑跑过程中出现一发停车的中断起飞决断速度的计算方法进行了研究.提出用迭代搜索算法计算中断起飞决断速度,编制了一发停车中断起飞决断速度计算程序.对某型军用飞机在2种不同条件下的中断起飞决断速度进行计算,并与试飞结果进行比较,计算的中断起飞决断速度分别为71.8 m/s、76.6 m/s,相应的试飞结果为73 m/s、78 m/s,计算值与试飞值的相对误差分别为1.6%、1.8%.结果表明,迭代搜索法是计算中断起飞决断速度的准确有效算法.     

基于峰值信噪比评价的运动模糊方向与长度识别

对于任意运动模糊方向和长度的模糊图像复原的关键在于点扩展函数的准确性,点扩展函数的精度由模糊方向和长度决定．本文首先基于Hough变换在模糊图像频谱上对运动方向和长度进行初次识别,然后在以初次识别结果为中心的一个较小邻域内基于维纳滤波进行复原,得到一系列随模糊长度和方向变化的复原图像,以复原图像和模糊图像的峰值信噪比为评价指标,取最大信噪比值的图像为最佳复原图像,其对应长度和方向为最终识别值．仿真实验表明,本文识别结果精度非常高,复原效果较为理想,算法原理较为简单实用,模糊方向绝对误差不超过1°,模糊长度绝对误差不超过1像素．     

弹性变形对双座电动飞机模型气动特性的影响

与常规飞机相比,电动飞机在气动布局方面采用了更大的展弦比,在气动力作用下弹性变形更加明显.针对双座电动飞机风洞试验模型,采用计算流体力学/计算固体力学(computational fluid dynamics/computational structural dynamics,CFD/CSD)流固耦合方法分别计算了机翼有无弹性变形的气动力特性,并与面元法和风洞试验结果进行比较.结果表明,受弹性变形影响后升力系数增加,阻力系数减小,相同升力系数下的升阻比几乎没有变化,弹性变形对俯仰力矩系数影响显著,变形后的纵向静安定裕度显著提高.采用面元法计算气动弹性变形的方法计算高效,升力系数误差在10％以内,能满足工程实际应用;CFD/CSD流固耦合计算与风洞试验结果更接近,升力线斜率较风洞试验低7％;变形后的纵向静安定性随迎角有增大趋势,与风洞试验结果一致;弹性变形对机翼扭矩影响较大.     

钢筋混凝土历史建筑中方钢-混凝土的极限粘结应力分析

为弄清近代方钢-混凝土的粘结滑移性能，对近代历史文献中方钢-混凝土粘结性能的相关规定进行整理分析；然后，基于方钢的构造特征，提出方钢-混凝土极限粘结应力的理论模型，对比极限粘结应力的理论计算值与试验值，从而验证模型的准确性；最后，对影响方钢-混凝土极限粘结应力的参数进行分析.研究结果表明：文中提出的方钢-混凝土粘结滑移模型的极限粘结应力计算结果与试验结果的平均比值为1.08,积分误差绝对值为15.8%,证明理论模型的准确度较高；摩擦系数与方钢肋高对极限粘结应力的影响均呈正相关且摩擦系数影响较大，方钢肋间距与边长对极限粘结应力的影响均呈负相关且方钢边长的影响更大.     

结构面强度参数对层状边坡稳定性影响的三维分析

利用FLAC3D数值计算软件建立层状岩体边坡三维计算模型,分析结构面黏结力和内摩擦角变化时边坡安全系数和滑动面的变化规律。研究结果表明:在不同结构面情况下,随着结构黏结力的增大,边坡整体安全系数不断增大,并且两者符合线性关系,此时,边坡滑动面逐渐从临坡面向坡内移动,滑动模式由浅层滑动转换为深层滑动;随着内摩擦角的增大,边坡的安全系数逐渐增大,并且两者符合线性关系,变化滑动面从深部往浅部移动。     

人体背部负重对坡道行走步态的影响

为了研究背部负重对于坡道行走步态的影响并分析受试者面临的滑倒危险性,4名健康受试者先后在10°斜坡上完成了不负重上坡和下坡、负重上坡和下坡条件下的试验。每人在每种条件下都进行3次试验。通过步态分析系统得到步态周期、步长、摆动相所占比例、脚跟触地时小腿角度和所需最大摩擦因数等步态参数,并且进行了统计分析。试验结果表明:负重后所需最大摩擦因数没有增大,而是明显减小;受试者在负重后会自动调节步态参数,从而降低所需最大摩擦因数,减小滑倒的危险;不同的受试者,由于行走习惯和肌肉强度等生理条件不同,在同样的环境中和同样的负重条件下面临的滑倒危险不相同。     

壁面摩擦应力直接测量技术探讨

自行研制了一台采用误差抵消校准法的阻力天平仪,在一定的雷诺数范围内,对风洞内壁光滑平板壁面,用此天平仪测量了流体的摩擦应力及摩擦系数,用ＩＦＡ３００型热线风速仪测量了相应雷诺数下边界层的平均速度分布,然后 似律法和布拉修斯经验公式分别计算了摩擦应力及磨擦系数。结果对比表明,采用的原理及校准方法合理,所制作的天平仪在试验雷诺数范围内,具有较高的测量精度衅小的相对误差,适用于边界层特性的研究和开发。     

液压缸轴向承载能力及两端摩擦影响研究

综合两端摩擦、配合间隙和自重等因素影响,建立液压缸最大轴向承载力理论计算模型,研究了两端摩擦对轴向承载能力的影响规律,并借助有限元软件ANSYS模拟仿真,最后利用相关试验数据进行验证.结果表明:所建立理论模型计算的最大轴向承载力与试验测试结果误差为13.5%,该理论模型是可信的;随着活塞杆、缸筒长径比减小或摩擦因数增大,液压缸最大轴向承载力增加,但是过大的摩擦因数会改变液压缸两端的连接状态,使其由滑动状态转变为相对固定状态,进而导致轴向承载能力突然增大;随着活塞杆、缸筒长度的减小或活塞杆直径的增大,摩擦对轴向承载能力的影响增强,但缸筒内外径改变时摩擦对承载能力的影响基本不变.研究结果可为液压缸的设计及性能校核提供重要的参考依据.