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.     

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。     

基于假设温度减推力起飞的理论依据

为正确使用和推广减推力起飞技术,分析了高涵道比涡轮风扇发动机温度特性和大型民航机起飞性能.假设温度是由飞机实际起飞质量确定的相当的大气温度.实施假设温度减推力起飞的必要条件是飞机实际起飞质量小于最大起飞质量,并且假设温度高于发动机推力平台温度.假设温度减推力起飞的风扇转速由发动机相似条件计算.     

飞机起落航迹激光定位系统

采用飞机起落航迹激光定位系统对多种飞机起飞着陆航迹进行了测试，归纳出了应用该系统时测站的选点与定位方法，提出了系统不同轴与时差校正的计算公式，给出了相应的数据转换方法，并编制了相关的计算软件。实际应用结果表明，该系统是有效的。     

飞机荷载下水泥混凝土道面板应力计算方法

采用弹性地基板理论分析了道面板应力的主要影响因素,修正了公路标准轴载下路面板的应力计算公式,得到了飞机荷载下道面板的应力计算公式形式。采用正交设计法对道面结构参数进行安排,计算了不同道面结构在各种类型飞机荷载下道面板的应力。采用非线性回归方法对应力计算值和飞机荷载参数与道面结构参数进行分析,得到了单轮飞机荷载下水泥混凝土道面板的应力计算公式。对单轮飞机荷载应力计算公式引入荷载圆半径修正系数,并采用多元非线性回归方法,得到了双轮和双轴双轮飞机荷载下道面板的应力计算公式。利用荷载叠加原理得到多轴多轮飞机荷载下道面板应力计算公式。误差分析结果表明:回归应力计算值与有限元应力计算值相对误差不超过2%,应力计算公式具有较好的精度。     

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。     

拉萨机场飞机最大复飞限重提升策略研究

拉萨机场是我国西南地区最重要的高高原机场,保证航班正常运行,提高机场运行效率十分必要。本文对拉萨机场气温变化特征和夏秋季航班时刻分布规律进行统计分析,得出拉萨机场夏季下午时段航班量减少的主要原因在于"高海拔+高温"特性导致的飞机发动机推力下降。运用空客PEP软件,对选装CFM56-5B7或IAEV2522-A5这两种发动机的A319机型在拉萨机场的最大复飞限重进行了计算,研究了两种发动机选型、三种不同的着陆复飞襟翼构型对改善飞机最大复飞限重的影响。结果表明通过选装高高原性能优良的发动机和优化飞机进近着陆复飞程序,可以有效提升飞机最大复飞限重。     

某型单缸机连杆结构强度仿真与试验研究

在对某型单缸机连杆仿真计算的基础上,搭建了杆静强度试验平台,考核了该型连杆在最大拉力及最大压力两种工况条件下的应力分布情况,结果表明：在最大拉力工况下,试验与仿真的结果绝对误差最大为9 MPa,相对误差最大为12.6%;在最大压力工况下,试验与仿真的结果绝对误差最大为19 MPa,相对误差最大为6.9%.仿真计算与试验的结果均表明连杆杆身最小截面、小端孔与杆身过渡位置、大端孔与杆身过渡位置、小端油孔位置受到较大的应力作用.     

一种确定发动机转动惯量的新方法

提出了一种新的发动机转动惯量确定方法－瞬时转速法，分析了瞬时转速法确定发动机转动一的理论依据；并据实测结果，对该方法进行了误差分析，指出了提高测量精度的途径。     

交通事故摄影测量中相机标定的扩展两步法

为了利用摄影测量技术提高交通事故数据采集的效率,分析了交通事故与相机标定方法的特点,提出了交通事故现场摄影测量的扩展两步相机标定方法。在扩展两步标定方法中,首先对相机进行线性标定,然后进行非线性修正,最后进行图像校正,并提出了完整的标定步骤和程序,进行了相机标定实验。扩展方法标定的结果与线性标定结果相比,最大绝对误差和相对误差分别为10.9和1.7%,最小绝对误差和相对误差分别为4.1和1.0%,表明扩展两步相机标定方法能够显著提高相机标定精度,抗噪性能稳定。     

基于MATLAB的发动机功率计算优化方法研究

发动机功率决定汽车动力性能,在分析发动机功率确定方法的基础上,介绍发动机功率计算优化方法,根据转速的动态确定和拟合相关变量,分析发动机功率计算的影响因素和动态路径,建立基于MATLAB的可以实时求解发动机功率的模型,利用MATLAB的运算工具和强大运算能力,对汽车的动力性设计提供有力的实践计算方法。     

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重量的选择方法.结合实际航线,针对宽体客机最大起飞重量的选择和增重后所需回收成本的航班数量进行分析验证,得到最大起飞重量的改变对实际航线适应性的影响.结果表明算法具有较好的实用性,为航空公司引进新飞机选择最大起飞重量提供一定的参考价值.     

考虑牵引所多运行状态的城轨交直流供电计算

城市轨道牵引变电所存在多种运行状态:整流状态、整流机组关断状态、逆变回馈装置恒定电压运行状态、逆变回馈装置最大功率运行状态. 针对潮流计算中牵引变电所状态的不确定而影响计算收敛性的问题，提出一种考虑牵引变电所多运行状态的城轨交直流供电计算算法. 该算法对逆变回馈装置和车载制动电阻建模，根据迭代过程中牵引变电所网压、电流，采用滞环比较策略确定牵引变电所状态，通过交直流交替迭代方法求解潮流. 对某地铁工程进行仿真分析和实测验证，结果表明:仿真与实测的牵引变电所负荷过程曲线Pearson相关系数为0.76～0.92；逆变回馈装置节能率的仿真结果与实测误差不超过1.7%；在全线整流机组空载电压较高的场合，当逆变回馈装置的启动电压设置在1750 V以上时，消耗在车载制动电阻上的能量显著增大.      

利用BéZier和B样条曲线模拟飞机航迹的方法

为克服用运动方程生成航迹曲线时无法控制曲线形状的缺陷,根据民航飞机遵循计划航路点飞行的特点,提出了利用BéZier曲线和B样条曲线生成飞机航迹的方法.用直线段距离和逼近BéZier曲线和开放均匀B样条曲线的长度近似计算航迹曲线长度,根据飞行计划中航路点位置的相互关系和飞机实时飞行的速度、位置等,生成BéZier曲线飞行航迹控制点后得到航迹曲线,此外,B样条曲线则不需要生成新控制点就能产生合理的航迹曲线;利用相应的B6Zier曲线或开放均匀B样条曲线插值公式计算出下一个航迹点位置.仿真结果表明:用本文两种方法计算出的航迹与真实航迹相符;与运动方程方法相比,具有能生成多种形状航迹曲线的优势;在18个航路点条件下,用BéZier曲线模拟航迹的计算时间为0.13 s,满足实时性要求.     

基于LS-SVM算法和性能可靠性的航空发动机在翼寿命预测方法

以航空发动机的实际性能监测数据为基础,建立了时变性能退化模型,并进行了性能趋势预测。根据监测数据中大量与在翼寿命紧密相关的信息,分析了性能退化过程与失效分布函数之间的关系,得到了给定可靠度下的航空发动机在翼寿命。以航空发动机的实际在翼寿命为基础,利用K-S拟合检验方法对在翼寿命分布模型进行检验,采用最小二乘支持向量机确定了模型参数。结合性能退化趋势,计算了修正后的航空发动机在翼寿命,并以6台PW4000航空发动机为案例进行实例验证。分析结果表明:当正则化参数分别为25、37、28、40、27与35时,6台PW4000航空发动机的实际在翼寿命依次为6 921、7 160、7 820、8 490、8 498、6 921循环,对应的在翼寿命预测值依次为6 534、6 726、7 378、7 940、9 103、6 534循环,最大相对误差为0.071 190,最小相对误差为0.055 917,平均相对误差为0.060 824,可见,提出的方法可以很好地满足工程实际需要。     

船舶救助艇释放运动建模与仿真

采用Kane方法建立了救助艇释放运动模型，考虑了救助艇、柔性吊臂、吊索及船舶之间耦合运动；采用集中质量法建立了吊臂模型，根据弹性应变能函数及耗散函数计算了吊臂的内力；将救助艇和船舶之间的碰撞分为压缩和恢复2个阶段，分别根据赫兹接触理论和永久凹坑的接触力模型计算碰撞力；将吊臂模型与基于伯努利-欧拉梁理论的模型对比，稳定状态的吊臂形状基本一致；将救助艇释放运动模型与现有方法对比，进行了横浪条件下救助艇释放仿真试验与救助艇轨迹在水平和竖直方向的误差分析。分析结果表明:在波高为3 m，波长为245 m时，本文方法的平均绝对误差分别为0.11和0.12 m，现有方法的平均绝对误差分别为0.54和0.34 m；在波高为2 m，波长为60 m时，本文方法的平均绝对误差分别为0.09和0.14 m，现有方法的平均绝对误差分别为1.72和0.31 m；本文方法平均绝对误差均低于现有方法，可见本文方法提高了横浪条件下救助艇释放运动的计算精度；与碰撞试验对比，水平和竖直方向加速度峰值的相对误差分别约为0.5%和60.0%，水平方向加速度的峰值具有较高精确度，可见救助艇释放运动模型可用于辅助分析碰撞试验；根据救助艇释放运动模型，横浪条件下，为避免发生碰撞，4级海况时，救助艇与船舷初始距离最小为2.0倍艇宽，5级海况时，救助艇与船舷初始距离最小为2.5倍艇宽。      

河湾最大冲刷水深计算研究

在河湾边界条件特征,、河湾水流特征、河床形态特征全面分析基础上,对河湾最大冲刷水深计算方法从理论上进行研究,确定了河湾最大冲刷水深计算公式,并结合收集的野外实测资料确定经验系数。     

河湾最大冲刷水深计算研究

在河湾边界条件特征、河湾水流特征、河床形态特征全面分析基础上 ,对河湾最大冲刷水深计算方法从理论上进行研究 ,确定了河湾最大冲刷水深计算公式 ,并结合收集的野外实测资料确定经验系数     

雷暴低空风切变引起的长周期飞行振动

典型尺度的雷暴低空风切变以长周期振动频率激励飞机,使其偏离预计下滑航迹.在正弦风切变假定下,利用计算机计算和飞行模拟器模拟研究了长周期振动频率上下的正弦波风切变对飞机着陆航迹的影响.结果表明,计算机计算与飞行模拟器模拟得到的飞行航迹并不完全一致,说明用现有模拟飞行器模拟模式训练飞行员处置雷暴低空风切变是不全面的.     

用活塞位移确定上止点相位的方法

用位移传感器实测发动机活塞在上止点附近的位移,确定上止点相位.如果直接根据活塞位移实测结果确定上止点相位,存在较大的偏差,而根据实测结果用二次拟合的方法确定则可以提高上止点相位的确定精度,并给出了相应的步骤.