基于D*算法的场面滑行动态规划研究

研究了机场场面滑行路径动态规划问题.基于三种滑行冲突约束,建立了使航班总体滑行时间最短的动态优化模型.改进了传统的D*算法,提出了基于时间权值的冲突预测和代价修正函数.案例计算相比Dijkstra算法得到的结果减少了203s,有效减少总滑行时间,提高场面运行效率.该算法不仅可以用于滑行路径的初始规划,也适用于场面实时滑行引导的实施.     

基于激光雷达回波的动态尾涡特征参数计算

为了实现对飞机尾涡的有效检测,提高机场跑道利用率,减少飞机延误,本文以尾涡物理模型为基础,分析尾涡的环量和径向速度分布规律,并结合尾涡的下沉及消散模型,提出一种基于激光雷达回波的动态尾涡特征参数计算方法,即利用激光雷达回波数据提取尾涡流场的速度包络,解算出尾涡径向速度分布,并根据其反演出涡核位置及尾涡环量。采用仿真的动态尾涡流场激光雷达探测回波数据进行算例分析,验证了该方法的有效性。     

非涡核区域尾涡遭遇快速建模方法

基于Hallock-Burnham尾流速度模型,建立了尾涡流场、滚转力矩及最大坡度计算模型。通过对非涡核区域尾涡遭遇的仿真,计算尾涡流场中不同位置的飞机最大坡度,按坡度大小进行尾涡流场区域危险等级划分,确定流场中不同危险等级的分布范围;研究分析了飞机飞行高度、重量、马赫数以及前后机间隔等因素的变化对飞机尾涡遭遇的具体影响。通过案例分析计算,验证了模型的快速性,可用于尾涡流场非涡核区域危险性分析。     

基于大涡模拟的航空器近场尾涡分布特性

为研究尾流特性,降低飞机运行风险,基于数值模拟的研究情况,采用大涡模拟的方法,借助ANSYS软件对尾流进行仿真模拟。首先详细介绍了实验方法、主要实验过程以及相关实验依据,随后对A320特定飞机翼型在无风情况下所产生的尾流进行仿真,得到了尾流刚产生阶段的尾涡,根据实验结果,得出了涡核的发展情况,以及尾涡的侧向、纵向、垂直速度分布情况,并得到相关结论:尾涡存在中心,涡核中心侧向速度、垂直速度大,纵向速度小,涡核边缘速度情况相反。结果表明:尾涡上侧侧向传播速度方向与下侧相反,造成尾涡在空间上的扭曲;尾涡左侧垂直速度方向与右侧相反,使得尾涡在空间上形成上洗区与下洗区;涡量越大,黏性越大,尾涡的纵向传播速度受限。为认识、避让尾涡,进一步降低运行风险,提升空域容量提供了科学依据。     

近距平行跑道配对进近程序及其碰撞风险研究

为了有效提高跑道的运行效率,引入了近距平行跑道配对进近运行模式,对前后两航空器从最后进近定位点到跑道入口过程进行了图示,呈现了其速度和间距的变化。基于假设条件,结合其进近过程,建立了相关的运动学模型,分析该过程中飞机对之间碰撞风险的变化情况。分析了初始间隔、最大允许间隔等参数的变化对前后两机碰撞风险的影响。通过算例仿真,验证了该模型的有效性,并能够将最大碰撞风险控制在3. 471×10~(-11)次/飞行小时。     

高雷诺数下二维翼型绕流气动特性数值分析

采用不同湍流模型,对NACA0012翼型,在不同迎角和不同高马赫数下的绕流流场进行数值模拟;通过与风洞实验对比,评估了S-A模型,Realizable k-ε模型和k-ωSST模型对高雷诺数绕流流场数值模拟的准确性;并运用Realizable k-ε模型精确模拟并分析了二维翼型绕流流场的跨音速特性,为理论分析及工程设计提供参考。