飞机起飞滑跑距离数值积分改进算法

应用数值计算理论对飞机起飞滑跑距离数值积分算法进行了研究,用插值法对发动机瞬时推力和起飞气动数据的确定方法进行了改进,用迭代法确定了离地速度,基于改进算法编制了起飞滑跑距离计算程序。在发动机推力曲线已知时,对5种飞机的起飞滑跑距离进行计算,原算法的平均误差为55.6 m,改进算法的平均误差为23.4 m;在发动机推力曲线未知时,用程序计算某型飞机在12种条件下的起飞滑跑距离与实际滑跑距离对比的平均相对误差为2.9%。计算结果表明改进算法计算精度优于原算法。     

飞机起飞航迹计算中发动机推力计算方法

为了确定飞机起飞航迹,应用数值计算理论,提出了发动机瞬时推力的计算方法,以发动机推力曲线已知推力为基础,通过拉格朗日插值确定未知推力。基于计算的发动机瞬时推力,计算了起飞航迹,并与实测航迹进行了比较。计算结果表明:飞机1的实测拟合航迹与程序计算航迹的最大绝对误差不超过10 m,最大相对误差不超过3.9%;飞机2的实测拟合航迹与程序计算航迹的最大绝对误差不超过35 m,最大相对误差不超过8.3%,计算方法可靠。     

高原机场飞机起飞滑跑距离计算方法

针对高原机场的复杂环境和飞机发动机性能明显下降的特点,分析了高原机场的飞机起飞滑跑过程.将机场实际气压换算为标准大气压力,用修正的发动机瞬时推力计算不同时刻的滑跑距离,提出了高原机场飞机起飞滑跑距离计算方法.分析了海拔高度、起飞质量、气温、风速等影响因素对飞机起飞滑跑距离的影响,得出滑跑距离的简化计算公式并进行了实例验证.分析结果表明:当高原机场海拔高度3 569.5 m,气温为16.4℃,逆风风速为2.1 m· s-1时,针对Ⅰ型飞机,采用提出方法计算的滑跑距离与实测滑跑距离的最大绝对误差不超过48 m,最大相对误差不超过2.7％;针对Ⅱ型飞机,采用提出方法计算的滑跑距离与实测滑跑距离的最大绝对误差不超过100m,最大相对误差不超过4.2％;针对Ⅰ型飞机与Ⅱ型飞机,应用简化计算公式计算的滑跑距离与实测滑跑距离的最大相对误差分别为3.9％和2.8％,满足工程精度要求.     

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机场管制区域附近的起飞和进近着陆是最容易发生重大运输飞行事故的阶段,而飞机发动机失效对其影响最为严重.本文通过对进近着陆过程中一发失效时航空器受力情况进行建模分析,并对飞机性能进行动态解算,得出轨迹变化;通过详细编程计算各类飞机中断滑跑距离,对各个机型中断起飞性能作出对比分析,并结合机场各类特情,首次将特情处置信息与塔台管制员指令相结合,提出识别方法及主动的应急策略.从而更好地协助飞行员在发动机失效情况下保证航空器运行安全,并及时采取应急救援措施,提高管制应急效率.     

汽车电动风扇电控单元设计

汽车电动风扇控制系统是根据汽车的行驶速度、发动机的冷却水温度和空渊系统的工作状态，综合调节汽车发动机电动冷却风扇的冷却能力，该系统不仅可以使发动机在最佳工作温度下运转，同时还可以减少噪声和功率损失，减少冷却风扇的电能消耗7％～10％。介绍汽车电动风扇的控制需求和控制策略，汽车电动风扇电控单元硬件的设计方法，并给出汽车电动风扇电控单元软件的编译流程。     

风扇皮带的正确使用与维护

发动机风扇皮带,又称三角皮带,是由橡胶、棉绳和帆布等制成.风扇与发动机之间由曲轴皮带轮通过三角皮带驱动而传递动力.如果使用维护不当,会缩短其寿命.     

民航飞机起飞推力对油耗和排放的影响分析

起飞是飞行过程中一个非常重要的阶段。为研究起飞推力对油耗和排放的影响，基于多 种数据，建立一种耦合的起飞油耗计算方法，以广州白云机场起飞的B738、A320、A321、B737为 研究对象，比较不同方法的起飞油耗计算结果，分析推力对起飞油耗和排放的影响，并对比分析 推力调整后起飞排放的变化情况。结果表明：本文方法计算结果准确性较高，与真实数据相比，4 种机型起飞油耗平均相对差值分别为-2.32%、5.41%、2.31%和-3.80%；B738和B737随着推力的 增加，起飞油耗先减少后增加，推力在77%和81%时，起飞油耗最低；A320随着起飞推力越大，起 飞油耗越少；A321 随着推力越大，起飞油耗越多；采用推力调整后，广州白云机场 B738、B737、 A320、A321这4种机型的年起飞排放量累计可减少2499.3 t，减少率达6.4%；在各种排放物中，碳 排放量减少最多，为2471.1 t，占总排放物的98.9%，减少率达6.5%。采用推力调整减少起飞油耗 和排放对航空器节能减排有重要意义。     

基于Fluent与Virtual Lab发动机风扇气动噪声的联合仿真

以某款发动机风扇为研究对象,采用数值模拟方法,应用Fluent和LMS Virtual Lab分别模拟发动机风扇流场和声场分布。将计算结果与半消音室内的风扇测试噪声进行对比,验证了联合仿真计算风扇噪声方法的准确性。在工程实际中可用于对风扇性能的初步检测,可以为下一步风扇的优化提供技术依据。     

“地沟油”航班变废为宝 我国生物航煤首次跨洋载客飞行

正发动机轰隆声由远及近,机翼的巨大阴影缓缓压下。从北京首都国际机场起飞的海南航空HU497航班,搭载186名乘客和15名机组人员,经过6100海里的跨洋飞行后,在芝加哥奥黑尔国际机场降落。大洋彼岸的国内,一群人松了一口气——他们来自镇海炼化厂,飞机的顺利降落意味着,多年的研究成果得以付诸实践。与传统越洋航班不同的是,这架波音787飞机所     

基于飞机最大起飞重量、商载与航程关系的飞机选型研究

飞机选型与机队规划是航空公司发展与决策的核心内容.本文从航空公司运营角度出发,围绕飞机的最大起飞重量、商载和航程的匹配关系进行深入研究,依据商载航程图,重点分析了其限制条件和最大起飞重量的改变对商载、航程能力的影响.针对16个机型关于商载、航程、起飞重量等10个影响因子建立了商载、航程能力比较算法,进而最终确定最大起飞...     

离场航空器四维航迹预测及不确定性分析

为了加速基于轨迹运行概念的实施,提出了基于连续动态模型与离散动态模型的航迹预测方法,并将航空器离场分为起飞与爬升两个阶段,实现离场航空器四维轨迹预测.通过深入分析模型构建、航空器意图、初始状态、性能参数以及环境信息等因素,降低了四维航迹预测的不确定性,提高了预测精度.以国内执飞ZSPD-ZUCK的CQH8867航班为实例进行验证,考虑了起飞质量、爬升顶点信息以及风速风向等对航迹预测的影响,以位置误差与时间误差作为评价指标,研究结果表明:本文提出的算法可以将到达离港点时刻的误差控制在1 min以内,满足空中交通管理的需求.      

航空器推出决策的优化研究

航空器推出决策一直是机场场面管理的重要研究方向和研究难点．目前,航空器推出决策一般是基于航班飞行计划和地面管制员而给出的,基于航班飞行计划是一种被动型不灵活的手段,地面管制员是根据人工估计滑行道的航空器架次和起飞跑道容量,从而发出推出许可指令,这种做法造成了跑道和滑行道利用率的降低．文中提出一种基于场面监视系统的航空器推出决策优化方法;然后建立了航空器推出决策优化模型,并使用最有可能状态（MLS）启发式算法进行求解;最后对武汉天河国际机场的航空器推出决策优化进行仿真验证,结果表明,优化的航空器推出决策与传统方法相比跑道利用率最大可提高4．8％．     

繁忙机场机坪空间构型对航班离港滑行时间的影响

航班离港始于停机坪推出，经由滑行道滑行并止于跑道离地，因此机坪空间及其与跑滑系统构成的相对位置关系对航班离港滑行具有较大影响，滑行时间的预测精度对ACDM机制下航班推出时刻优化和跑滑系统效率提升具有重要作用。首先提出机位组概念表征机坪空间构型，据此设计场面实时动态航班流量、机位组无阻碍滑行时间和机位组空间影响指数等新特征变量，然后基于分类回归树构建预测模型，验证新特征引入对离港滑行时间的预测效果。以首都机场实际运行数据为例，预测结果表明：在保持较高拟合优度的同时，新引入的表征机坪构型及其与跑滑系统相对位置关系的特征变量提高了离港滑行时间预测模型精度，预测与实际误差值在 3 min和5 min内的航班数量分别提高了4.88%和6.46%，每高峰小时可为首都机场减少约2~3个起飞时隙的浪费；新特征变量对离港滑行时间预测精度的整体贡献较大，且场面整体流量特征变量的贡献超过单一跑道流量，进港航班相关特征变量的贡献超过离港航班。     

基于航空器自主运行的空中交通复杂性建模

针对航空器自主运行模式的空中交通运行态势评估问题，本文重构了基于分布式空中交通管理系统的空中交通复杂性评价方法，并仿真验证了该方法在航空器冲突探测和自主航迹规划中的应用。首先，基于自由航路空域和航空器自主运行模式定义了空中交通复杂性，在通过三维空域栅格模型量化航空器时空位置的基础上，构建复杂度计算模型以反映航空器位置、航向、 航速对空域各栅格的实时复杂性影响；其次，基于实际管制扇区(ZSSSAR01)及高度层，分别模拟自由航路与固定航路运行模式，对比两者空中交通复杂度时空分布差异；并结合自由航路运行模式，在空中交通复杂性与航空器冲突指标(冲突率、冲突比例)相关性分析的基础上，研究空域复杂度阈值确定方法；最后，初步探究基于空域复杂度阈值进行航空器自主航迹调整的方法，评估其运行效果。仿真实验结果表明：自由航路运行模式相对固定航路运行模式可显著降低空域最大复杂度值(平均降幅119%)；模型计算得到，空中交通复杂度与空域中航空器冲突指标有强相关性 (相关系数大于0.90)；基于复杂度和复杂度阈值的航迹调整策略具备一定可行性。     

基于BADA及航空器意图的四维航迹预测

为了提高航空器四维轨迹预测的准确性,提出了基于航空器性能数据以及航空器意图的四维航迹预测方法.通过统计分析航空器实际雷达轨迹数据,根据水平轨迹、高度和速度剖面等构建了航空器意图模型.采用航空器意图模型与航空器动力与运动学模型相结合的方法,考虑气象因素,基于性能数据设计了四维航迹预测模型.以国内某机场进场航班ACA025与CES2161为例进行了模拟,将预计到达时刻与实际到达时刻的误差作为评价指标,结果表明:本文提出的算法可以将通过航路点时刻的误差控制在30 s以内.      

飞机遭遇尾涡的安全性分析

分析了飞机遭遇尾涡后的响应机理,建立了飞机受扰诱导力矩计算模型;综合考虑飞机阻尼特性、反应时间以及操纵品质等因素,建立了飞机滚转参数计算模型;以抖动失速作为飞机遭遇尾涡后改出过程的坡度角极限,建立了可接受最大坡度角计算模型。采用Delphi7.0计算了给定尾涡流场条件下的飞机受扰后滚转参数和尾涡安全间隔,分析了飞机质量、速度、高度容差以及初始坡度角对飞行安全的影响。分析结果表明:在速度一定时,飞机质量越大,可接受最大坡度角越小;在相同质量情况下,安全间隔随速度增加而缓慢减小,随高度容差的减小而减小,随初始坡度角增大而增大;安全间隔计算结果与国际民用航空组织(ICAO)标准数据之间的最大偏差是1.56%,因此,计算方法正确。     

碳达峰视角下的机场航空器碳排放预测

机场的航空器碳排放是民航碳排放的主要来源之一,早日实现机场航空器碳排放达峰有 助于加快推进绿色民航建设。以厦门高崎国际机场为例,首先采用改进的ICAO方法测算了2019 年机场航空器碳排放量;然后,运用情景分析与蒙特卡洛模拟方法预测了厦门机场航空器碳排放 达峰可能性、峰值与影响因素。结果表明：2019年厦门机场航空器在起降循环阶段共产生碳排放 33.8万t,2035年碳排放最多可达45.3万t;在绿色发展和技术突破情景下,2035年前均可实现航 空器碳排放达峰,且技术突破情景下达峰更早、峰值更低;航空器滑行时间和生物燃油替代率是 碳达峰的最重要影响因素;机场可从优化场面运行、加强规划引领等方面减少机场航空器碳排 放,实现机场航空器碳排放顺利达峰、早日达峰。     

轮缘推进器水润滑橡胶弹支可倾瓦推力轴承均载特性

为了探讨船舶轮缘推进器(RDT)橡胶垫支撑水润滑推力轴承的均载特性,提出了推力轴承均载特性参数测试方法;在多功能立式水润滑试验台上,以用于RDT的内径124 mm、外径196 mm水润滑橡胶垫支撑推力轴承为试验对象,在盘面上选取轴承平均半径的截面,对称布置1个微型压力传感器和1个微型温度传感器,随着轴一起旋转,采用无线遥测技术分别获取全瓦水膜压力分布和推力盘温度;通过预设瓦块高度差和推力盘静态倾斜量模拟偏载的情况,研究了载荷和转速变化对试验轴承水膜压力分布、摩擦因数和推力盘温度的影响规律。研究结果表明:弹支的均载效果会随着工况的变化而变化,当转速不变时,载荷增大会增加各瓦橡胶垫的变形,从而增强均载效果;而推力盘倾斜程度会随着转速增加而增强,从而加剧了瓦块载荷的不均性;开展RDT橡胶弹支可倾瓦结构均载设计时,除了考虑推力盘和瓦块不平的制造和安装因素,还需考虑轴承的转速和载荷;从轴承各瓦压力分布随工况变化的关系看,在转速为100 r·min-1、载荷为0.35 MPa时,轴承接触承载比例升高,因此,水膜压力测试为判别轴承润滑状态提供了一条新途径。