机场近距平行跑道进近方法研究

本文首先简要介绍了现时平行跑道的运作方式，探讨了所面临的问题，然后综述了如何提高近距平行跑道容量的主要进近方法，包括NASA Langley的AILS(空中侧向间隔信息)系统、Jonathan Hammer提出的配对进近方法等，并对其利弊进行了系统分析。指出AILS系统适应于近距平行跑道，并具有相对可靠性，但是离实际投入使用尚存在一定的距离；而配对进近方法可以使用于极近距平行跑道，它能通过减少前后机之间的纵向间隔而增加机场的进场飞机流，但这种进近方法要求的条件比较苛刻，对于风速、最后进近速度和加速度等十分敏感。     

近距平行跑道相关进近模式容量分析

目前近距平行跑道隔离运行下的跑道容量已经得到广泛重视,而运行潜力更大的相关进近模式下的跑道容量分析研究较少.本文借鉴国外近距平行跑道相关进近的运行理念,根据近距平行跑道运行的管制规定,通过引入符合近距平行跑道相关进近的时序图,构建相关进近模式下近距平行跑道的两种主要运行模式的容量模型.以上海浦东机场为例对模型进行验证,并对关键参数包括机型比例、相关进近航空器之间的斜距对跑道容量的影响进行分析.结果表明,本文方法准确把握了运行特征,计算结果对空管运行有很大的指导意义.     

一种CSPRs起飞尾流安全间隔动态缩减方法

国内近距错列平行跑道的主流运行模式是隔离平行运行,由于该模式采用了较为保守的尾流安全间隔,在航空器离场相对集中时段会出现一定程度的放行拥堵问题。对此,文章选取了双起双落相关运行模式,以近距错列平行跑道为研究对象,结合起飞尾流的演化特征,提出一种基于气象条件的航空器起飞尾流动态缩减方法,并以黄花国际机场的跑道主要参数为仿真参考条件,运用所搭建的尾流动态缩减仿真系统进行了仿真验证。仿真结果表明文章中所提出的基于滚转力矩系数的起飞尾流遭遇度量是合理的,且尾流间隔可以缩减至100 s以内。     

跑道着陆容量的数学模型及其分析

认为影响到达时间间隔的因素大部分是随机变量，因此必须采用概率论的方法建立机场跑道运行容量模型．从管制员的工作角度出发，建立了单跑道着陆概率容量分析模型．该模型以实际统计数据为依据，考虑了进近速度、位置不确定性、风速、跑道占用时间和机型组合等随机变量的影响．此外，给出了1个算例．计算结果表明，跑道占用时间和间距标准对着陆容量的影响最大，其它参数的影响则相对较小．     

飞机巡航阶段尾涡遭遇安全性多参数评估方法

分析了飞机遭遇尾涡后的响应机理，综合考虑飞机滚转阻尼特性及操纵品质等因素，建立了飞机滚转角加速度计算模型；因飞机遭遇尾涡后飞行轨迹及飞行姿态发生改变，选择了多个扰动参数评估尾涡遭遇安全性，建立了飞机动力学参数计算模型；为确定尾涡遭遇可接受安全水平，基于国内现行尾流间隔标准，统计了中低空典型机型组合的尾流遭遇受扰参数计算数据；分析了高空尾涡流场演化特性，计算了高空巡航状态下的尾流安全间隔，分析了不同因素对飞行安全的影响。研究结果表明:与中低空相比，高空尾涡流场的初始强度大，持续距离长，飞行高度超过9 000 m后，尾涡消散随高度的增大而加快；当前机为超级重型机、重型机，现行尾流间隔无法保证飞行安全，需增加安全间隔1.4~2.1 km，飞行高度分别超过13 800、14 400 m后，尾涡遭遇严重度降低；当前机为一般重型机时，尾流安全间隔可缩减1.5 km以提高空域利用效率；当前机为中型机时，尾涡遭遇安全性较高，但此时受最小雷达间隔限制，无法进一步缩减前后机间距；后机的飞行速度越低，发生尾涡遭遇的严重程度越高；在后机初始滚转坡度角由0增加到10°的过程中，尾涡安全间隔增加1.3 km，增加幅度约为8.61%。可见，采用多个受扰参数能有效评估高空尾涡遭遇严重程度。      

基于RHC-GA的多跑道进离场航班多目标动态优化模型

以管制负荷与航班延误总成本最小为目标函数,以尾流间隔、跑道限制与最大位置约束为约束条件,结合中国民航最新运行标准,建立了基于滚动时域控制策略的多跑道进离场航班多目标动态优化模型。针对模型求解规模庞大的特点,结合滚动时域控制策略的动态特性,设计了求解模型的遗传算法,选取中国某大型繁忙机场高峰时段的48个航班数据进行实例验证。仿真结果表明:当重、中、轻3种机型的单位飞行成本分别为25、16、10元·s-1时,采用现有先到先服务的策略,总延误损失为36 098元,管制负荷为32架次;当采用5个滚动时域的控制策略时,总延误损失为28 900元,管制负荷为31架次;当采用4个滚动时域的控制策略时,总延误损失为27 375元,管制负荷为32架次;当采用3个滚动时域的控制策略时,总延误损失为27 194元,管制负荷为33架次。与现有的先到先服务策略相比,提出的模型能动态地优化多跑道进离场航班排序问题,有效减少延误损失,并均衡跑道资源利用状况。     

道面摩阻不平衡对飞机着陆滑行参数影响

从运动学原理入手建立飞机着陆滑行力学模型, 引入道面摩阻不平衡度, 基于实测道面摩擦因数及其摩阻不平衡度分析飞机着陆减速和匀速滑行阶段的偏航角与偏航距离的变化趋势, 并设计模型试验分析湿滑道面摩阻不平衡下飞机着陆滑行参数变化规律。研究结果表明: 当跑道中心线两侧摩阻不平衡时, 机体产生绕竖轴扭矩, 导致飞机产生偏航角和偏航距离; 摩阻不平衡度的增大导致飞机偏航角与偏航距离增大, 摩阻不平衡度由0.03增加到0.38时, 偏航角增大4倍, 偏航距离增大1倍; 减小中心线两侧的摩阻不平衡度可以有效降低飞机偏出跑道概率; 滑移率对偏航角和偏航距离影响较小; 道面摩擦因数降低, 减速滑行距离增大, 基本呈线性变化; 随着跑道接地带摩阻不平衡度增大, 飞机所产生的偏航角呈直线增长, 当摩阻不平衡度达0.165时, 偏航角达1.2°; 随着跑道接地带摩阻不平衡度增大, 偏航距离也增大, 由于减速段所产生的偏航角, 加之匀速段滑行距离较长, 70%以上的偏航距离是在匀速阶段发生的; 湿滑道面下随着中心线两侧的水膜厚度差增大, 偏航角和偏航距离均增大, 水膜厚度差从0.05mm增加到2.50mm, 偏航角增大6倍, 偏航距离增大5倍。可见, 在接地带保证飞机主起落架两侧摩阻平衡, 有利于着陆减速过程飞机偏航角的控制。      

平行跑道运行模式对终端区交通流特性的影响研究

为提升终端区空中交通运行效率,研究平行跑道运行模式对终端区交通流特性的影响.根据终端区空域结构特点、跑道运行规则,建立了终端区进场动态排序策略、进离场协调策略和航空器跟驰行为模型;选取国内某终端区标准进离场程序SID-STAR和双平行跑道构型,基于NetLogo仿真平台实现了终端区交通流运行仿真,对比分析了独立运行、相关运行和隔离运行典型跑道运行模式下终端区交通流特性参数的变化规律.结果表明:独立运行模式下终端区交通流运行效率较高但流量波动性较大,隔离运行模式下运行效率最低但最稳定;独立运行模式下终端区交通流的拥堵消散最快且延误最小,相关运行模式次之,隔离运行模式下终端区交通流的拥堵消散最慢且延误最大.     

加筋土挡墙墙背土压力分布规律研究

综合考虑了拉筋垂直层间距与拉筋的抗拉强度的影响,利用微元法提出了加筋土挡墙墙背土压力计算模型,进而得到墙背的土压力强度和合力的理论公式。研究结果表明:文中提出的加筋土挡墙墙背侧向土压力强度公式模型较好地反映了土压力随墙高呈非线性分布的规律;土压力理论值随拉筋竖向间距的增加而增加,随拉筋拉力的增加而减小;主动破裂角随拉筋拉力的增加而增大,随拉筋垂直间距的增加而减小,且加筋后的破裂角比未加筋的大;土压力理论值比变系数法小且大于实测值。     

双柱式墩盖梁内力影响因素分析及预应力束布置

用MIDAS对双柱式盖梁进行整体有限元分析,分别比较盖梁高度、桥墩间距和桥墩高度对盖梁控制截面内力的影响,从而为盖梁在不同受力情况下预应力束的合理布置提供依据;同时通过工程实例可得:正确的选取结构计算模型为盖梁预应力束的布置数量和位置奠定了基础。分析表明,当桥墩间距一定时,盖梁高度对盖梁内力影响很小;当盖梁高度一定时,桥墩间距对盖梁内力影响很大,盖梁跨中弯矩随桥墩间距的增大而增大,盖梁支点弯矩随桥墩间距的增大而减小;随着桥墩高度的减小,盖梁跨中弯矩有增大的趋势,支点弯矩有减小的趋势。