高原机场飞机起飞着陆滑跑距离测试与分析_蔡良才
飞机雨中着陆安全滑跑计算分析
飞机雨中着陆安全滑跑计算分析YAN Gong-ming;PAN Bai-quan;LI Chuan-liang【摘要】在分析了雨水对飞机气动特性及着陆性能影响的基础上,以某型飞机为例,从优化着陆性能和提高安全的角度进行了分析计算,提出了切实可行的雨中着陆安全对策和相关预防措施,具有较大的实际意义.【期刊名称】《装备制造技术》【年(卷),期】2018(000)011【总页数】3页(P119-121)【关键词】雨水;着陆;滑跑距离;安全【作者】YAN Gong-ming;PAN Bai-quan;LI Chuan-liang【作者单位】;;【正文语种】中文【中图分类】V212.130 引言雨中飞行训练，作为复杂气象飞行训练的一项重要科目，对培养飞行员掌握雨中飞行的特点和操纵要领，提高航空兵部队在恶劣气候条件下机动作战的能力，具有重要的现实意义[1]。
但在雨中飞行训练过程中，特别是雨中着陆滑跑时，容易发生冲出跑道的事故。
因此，为了确保飞行安全，提高飞机再次出动率，必须对雨中不同寻常的着陆特点和危害进行分析研究。
本文以某型飞机为例，对其雨中着陆问题进行了专门探讨，提出了一些有益的飞机着陆滑跑的操纵和维护预防措施。
1 雨水对飞机空气动力特性的影响飞机在雨中飞行时，由于飞机表面的吸附和阻滞作用，雨水将在飞机表面形成一层水膜。
研究表明，一般是上表面水膜厚度大于下表面，可达1～2 mm，下表面水膜较薄，也可达0.2 mm以上。
这时水膜与气流的交界面，实质上形成了新的飞机“表面”。
正是这层水膜改变了飞机的外形，特别是翼型，而且这种改变是不间断的无规律可循的，受雨滴和气流影响很大。
比如，当雨滴落到水膜表面时，会溅起一个个凹坑，同时飞行中方向和速度不断变化的相对气流也会在水膜表面形成形状和位置瞬息万变的波澜，这些都进一步加大了翼型的可变性，增大了飞机表面粗糙度和附面层厚度，从而使得摩擦系数大大提高，增大了摩擦阻力；与此同时，粗糙的机翼表面使相对气流的能量损失加大，使气流提前分离，直接造成飞机失速迎角减小，最大升力系数下降和相同迎角下的升力系数下降[2]。
飞机对跑道及其道肩宽度要求的分析
关键词 ： 军用 机 场 ； 道 ； 肩 ； 跑 道 宽度
中图 分 类 号 ： ５ ． １ Ｖ３ １ １ 文献 标 识 码 ： Ａ 文 章 编 号 ：０ ９—３ １ （ ０ ２） ２—０ １ １０ ５６ ２０ ０ ０ ６—０ ４
飞 机 对 跑 道 及 其 道 肩 宽 度 要 求 的 分 析
邵 斌 ， 蔡 良才
（ 军 工 程 大 学 工 程 学 院 ，陕 西 西 安 空 ７ ０３ ） １０ ８
摘 要 ： 合 飞机 装 备 发 展 的实 际情 况 ， 军 用 机 场 建 设 和 地 方 经 济 建 设 发 展 的 关 系 出发 ， 虑 军 结 从 考 用 飞机 的 实 际 使 用 要 求 ， 出 目前 军用 机 场 跑 道 及 其 道 肩 宽 度 规 格 的 不 合 理 性 。 通 过 分 析 飞 机 对 指 跑 道 及 其 道 肩 宽度 的要 求 和 计 算 ， 出 了跑 道 及 其 道 肩 宽度 的修 改建 议 值 ， 满 足 了飞机 的使 用安 提 既
蔡 良才 （ ９ ０一） 男 ， １６ ， 浙江 宁波 人 ， 教授 ， 士 ， 博 主要从 事机 场 工程 研 究
维普资讯
第 ２期 邵 斌等： 飞机 对跑 道及 其道 肩宽 度要 求 的分 析 １ ７
军 用 机 场 在 跑 道 宽 度 设 计 时 ， 充 分 考 虑 飞机 对 跑 道 宽 度 的 特 殊 使 用 要 求 ， 应 同时 考 虑 到 飞 行 员 的技 术 水
平 、 象条件 、 气 导航 和 助 航 设 施 等 影 响 因 素 ， 参 照 Ｉ Ａ 有关 规 定 ， 议 机 场 跑 道 宽 度 为 ３ ４ 并 ＣＯ 建 ０～ ５ｍｃ
A319机型高原机场运行的着陆性能-沈阳航空航天大学学报
*)#& 机型高原机场运行的着陆性能
段黄科，张. 立
（ 国航运控中心 西南分控中心 成都 ,#"!"!）
摘要：首先分析了影响高原机场着陆性能的限制因素，通过结合 *)#& 机型具体分析了高原机场 湿滑道面的着陆性能，得出了高原机场各限制因素对着陆距离的影响程度。通过对到达时着陆性 能的评估，发现了在部分因素改变后，高原运行实际着陆距离很容易超出之前评估的所需着陆距 离。总结了正确评估着陆距离的方法。 关键词：高原机场；着陆性能；着陆距离；签派 中图分类号：+)$$+ !. . . 文献标志码：* !"#：#", )&,& - ., %//0, !"&$ % #!’(, !"#,, "!, "#’
,区，在机场建
设初期，由于受技术、资金和地形的限制，建设的 跑道长度较短，机场净空差，绝大多数高原机场被 列入特殊机场［%］，飞行难度大，运行保障要求高， 对飞机性能有更高要求。 !" !# 飞机的着陆距离显著增加
在高原机场运行，相同的着陆重量，飞机的真 空速要 比 平 原 机 场 大 得 多，如 邦 达 机 场（ 标 高 * ))* 米）,% ’ 的条件下 ,*" #( 的表速对应的真 空速为 ,$) #(，发动机的推力明显减小，飞机加、 减速变慢，这 ! 个不利因素的叠加使飞机在高原 机场着陆距离显著增加。 !" $# 飞机进近爬升和越障能力下降
1760,(/0：F>%/ @$@8< G%</A $0$&H/8E A>8 &%#%A%06 G$(A)</ A>$A $GG8(A A>8 &$0E%06 @8<G)<#$0(8 )0 @&$A8$5 $%<" @)<A/ $0E $0$&H/8/ A>8 &$0E%06 @8<G)<#$0(8 )0 C8A $0E /&%E8 @&$A8$5 $%<@)<A/ C%A> A>8 /@8(%G%( *)#& #)E8&, F>8 %#@$(A )G A>8 &%#%A%06 G$(A)</ )0 A>8 &$0E E%/A$0(8 )G @&$A8$5 $%<@)<A/ C$/ )DA$%08E, F>8 @$@8< $AA$%0/ A>$A $(A5$& &$0E%06 E%/A$0(8 )G A>8 @&$A8$5 %/ 8$/H A) 8I(88E A>8 <8’5%<8E &$0E%06 E%/A$0(8 $GA8< (>$068/ )G G$(A)</ C%A> A>8 8J$&5$A%)0 )G A>8 &$0E%06 @8<G)<#$0(8 )0 $<<%J$&, F>8 #8A>)E/ )G ()<<8(A&H 8J$&5$A%06 &$0E%06 E%/" A$0(8 $<8 /5##$<%K8E,
直升机高原滑跑起飞性能试飞技术研究
直升机高原滑跑起飞性能试飞技术研究文章研究了高原条件直升机滑跑起飞的试飞技术，提出了估算不同海拔高度机场最大滑跑起飞重量的方法，并给出了一种高原滑跑起飞飞行试验流程，以提高试飞效率并降低试飞风险。
通过实际试飞验证表明该方法有效实用，具有很好的应用价值。
标签：直升机；飞行试验；滑跑起飞；高原Abstract：In this paper，the flight test technology of helicopter taxiing and take-off in plateau condition is studied，the method of estimating the maximum take-off weight of the airport at different altitudes is put forward，and a flight test flow of plateau taxiing and take-off is given，in order to improve the efficiency of flight testing and reduce the risk of flight testing. The actual flight test shows that this method is effective and practical and has good application value.Keywords：helicopter；flight test；taxiing and take-off；plateau引言直升機可能的起飞轨迹主要取决于悬停状态以及前飞状态的剩余功率。
直升机在有限的剩余功率情况下可以以不同的起飞轨迹完成起飞，但这些轨迹的飞行高度和飞行速度可能有明显的差异，因而起飞距离和有效载荷是不同的，直升机工作场地的大小决定着直升机的起飞方式以及起飞距离，有效载荷则决定着直升机的工作效益。
飞机着陆受力分析及减震技术研究
飞机着陆受力分析及减震技术研究在飞机着陆过程中，机身因与地面接触而产生的动、静载荷全部都被飞机的起落架承受着，作为构成飞机的主要部件，对于着陆过程中，因飞机撞击地面、跑道滑行等运动而产生的力，起落架可以全部吸收并消耗殆尽。
起落架可以有效减缓飞机的振动幅度，使飞机在与地面撞击时承受较小的载荷，不仅可以为飞机的安全飞行提供保障，还可以为人们提供舒适度优良的乘坐环境。
标签：飞机着陆受力分析；起落架；减震技术传统的减振方案在设计时的主要思想是如何提高起落架缓冲器的工作效率、提高缓冲性能，如何对起落装置现有的耗能方式进行创新优化等。
文章通过对降落区概念的探讨，阐述了降落区的缓冲机构应该与飞机的起落架共同承担飞机因着陆而产生的力的原理，希望有利于我国减振技术的创新与发展。
1 飞机着陆动力学以及减振技术的发展要想在飞机着陆过程中减少起落架的冲击载荷，首先要深入的了解并掌握起落架在着陆过程中的动态响应，找出对起落架动态载荷有重要影响的因素。
很多学者针对这一情况进行了研究，随着研究的不断深入与发展，研究出现了两条的分支，一种是精确建模。
即建立可以对飞机在着陆过程中起落架的动态过程进行准确描述的理论模型；一种是分析对起落架动态载荷有重要影响的因素，制定适宜的减震设计方案消除这些障碍性因素，最终在飞机着陆过程中，实现减震。
准确且详细的描述飞机着陆过程中起落架的动态过程，可以便于确定对起落架动态载荷有重要影响的因素的数量以及性质。
而创建新的减震设计方案，可以有效促进精确建模研究的发展。
这两种研究方向相互协作，共同发展，对我国飞机减震技术的发展有着积极的作用。
2 飞机着陆受力分析2.1 基于对称着陆情况下在飞机着陆过程中，飞起主起落架一同着陆，即飞机着陆时，与飞机的纵对称面相比，飞机的运动状态是对称的，被称为对称着陆。
通过实际观测可知，飞机在着陆过程中，不存在完全对称的状态，但假设存在对称着陆而进行研究，基本适用于飞机的着陆情况。
飞机起飞与着陆过程中的最短滑跑距离
飞机起飞与着陆过程中的最短滑跑距离邓扬晨1，王亚辉1，秦立东1，陈华2，马明亮3（1.沈阳飞机设计研究所，沈阳110035）（2.西北工业大学机电工程学院，西安710072）（3.九江学院材料科学与工程学院，九江332005）摘要：为了确定飞机地面滑行过程中的最短滑跑距离，本文通过优化的方式给出发动机的最佳安装角和飞机地面滑跑的最佳迎角，以及前起落架的最佳凸伸量；并通过算例给出了高度与地面滑跑距离之间的关系曲线，为飞机在高原机场的起降提供一定的参考；最后，综合全文给出4点结论。
关键词：飞行器；起飞；着陆；滑跑距离；优化Reduction of Takeoff/Landing Running DistancesDeng Yangchen1，Wang Yahui1，Oin Lidong1，Chen Hua2，Ma Mingiiang3（1.Shenyang Aircraft Design Research Institute，Shenyang110035，China）（2.Institute of Manufacturing Eiectricity Engineering，Northwestern Poiytechnicai University，Xi’an 710072，China）（3.Institute of Materiai Science Engineering，Jiujiang University，Jiujiang 332005，China）Abstract：A study to minimize the takeoff/ianding distances was accompiished by the optimization of parameters，such as engine instaiiation angie，aircraft running angie of attack and nose ianding gear protrusion.An exampie is given where the takeoff and ianding characteristics were caicuiated for a con-ceptuai design using the optimization curves and the running distance vs aititude above the sea ievei was derived.Four conciusive remarks were drawn from the study.Key words：aircraft；takeoff；ianding；running distance；optimization飞机地面滑跑距离的长短不仅反映了飞机的性能水平的高低，同时也在影响其他的一些因素。
飞机起飞航迹计算中发动机推力计算方法
第10卷 第2期2010年4月交通运输工程学报Journal of Traffic and Transportation EngineeringVol 110 No 12Apr.2010收稿日期:2010201226基金项目:空军后勤部科研基金项目(J Y06005)作者简介:宋花玉(19712),男,陕西西安人,空军工程大学讲师,从事机场规划与道面结构研究。
文章编号:167121637(2010)022*******飞机起飞航迹计算中发动机推力计算方法宋花玉1,蔡良才2(11空军工程大学理学院,陕西西安 710038;21空军工程大学工程学院,陕西西安 710038)摘 要: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10m ,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35m ,最大相对误差不超过8.3%,计算方法可靠。
关键词:机场净空;起飞航迹;发动机瞬时推力;拉格朗日插值中图分类号:V212.13 文献标志码:AComputational method of engine thrust inaircraft take 2off track calculationSON G Hua 2yu 1,CA I Liang 2cai 2(1.School of Science ,Air Force Engineering University ,Xi πan 710038,Shaanxi ,China ;2.School of Engineering ,Air Force Engineering University ,Xi πan 710038,Shaanxi ,China )Abstract :In order to confirm aircraft take 2off t rack ,a comp utational met hod of engine instantaneous t hrust was p ut forward by using numerical calculation t heory.Based on certain engine instantaneous t hrust s and t hrust curve ,t he unknown t hrust s were calculated by Lagrange interpolatio n.Two certain aircraft s πtake 2off t racks were comp uted when t heir engineinstantaneous t hrust s were calculated by t he algorit hm ,and a comparison between comp utation t racks and act ual flight test fitted t racks was made.Co mparison result shows t hat t he maximum absolute error of aircraft 1is not more t han 10m ,and t he one of aircraft 2is not more t han 35m.The maximum relative error of aircraft 1is not more t han 3.9%,and t he one of aircraft 2is not more t han 8.3%.The result indicates t hat t he algorit hm is precise and feasible.2tabs ,3figs ,10ref s.K ey w ords :airport clearance air ;take 2off t rack ;engine instantaneous t hrust ;Lagrange interpolatio nAuthor resume :SON G Hua 2yu (19712),male ,lecturer ,+86229284787620,huayu 2song @.0 引 言飞机起落航迹是确定机场净空要求的主要依据,准确计算飞机起飞航迹,对科学制定机场净空要求具有重要意义[125]。
高原机场飞机着陆滑跑距离计算与分析
高原机场飞机着陆滑跑距离计算与分析蔡良才1，张因子1，王海服1 *，种小雷1 ，邵斌1 ，曲崇杰2【摘要】摘要分析了高原机场的飞机着陆滑跑过程，针对现有方法关于刹车折算摩擦系数的取法不适合计算高原机场飞机着陆滑跑距离的问题，提出了基于速度与摩擦系数关系的刹车摩擦系数计算方法，并考虑了刹车性能、位置的影响，建立了高原着陆数学模型。
应用Visual C++语言编写了飞机着陆滑跑距离计算程序，经高原机场测试，Ⅰ型飞机的实测滑跑距离与程序计算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%；Ⅱ型飞机的实测滑跑距离与程序计算距离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。
结果表明计算模型可用于高原机场着陆滑跑距离计算，模型精度较高，计算范围广。
【期刊名称】空军工程大学学报（自然科学版）【年(卷),期】2014(000)003【总页数】6【关键词】关键词高原机场；滑跑距离；压力高度；摩擦系数；测试模型飞机着陆滑跑距离是决定跑道长度的关键因素之一[1]，现行的着陆滑跑距离确定方法基于飞机滑跑过程中恒定的摩擦力与摩擦系数而提出，用飞机滑跑过程中的平均摩擦系数估算着陆滑跑过程中的摩擦力，与飞机实际着陆情况不符。
在平原机场由于飞机着陆速度小、滑跑距离短，用该方法计算着陆滑跑距离误差在允许范围内，但在高原机场，飞机着陆速度大、滑跑距离长，用定值来估算摩擦系数进而计算着陆滑跑距离的误差较大，不能满足工程要求[2-4]。
因此需要对刹车摩擦系数的计算方法进行改进，得到满足工程要求的高原机场着陆滑跑距离计算模型[5-6]。
1 飞机高原着陆滑跑过程1.1 飞机高原着陆地面滑跑过程分析飞行员驾驶飞机着陆时，在2点滑跑过程中不刹车或轻微踩刹车，不放减速伞，经2～3 s后放下前轮，当前轮接地后才加大刹车量，同时放减速伞，经1～2 s减速伞才完全起作用。
因此，本文在计算刹车放减速伞情况下的着陆滑跑距离时，将着陆滑跑距离Sl0分为2点滑跑段Sj、刹车段Ssh、刹车放伞段Sfs 等3段，其中第1段为两点滑跑，第2、3段为3点滑跑[7]，则可得飞机陆滑跑距离Sl0的计算公式为:Sl0=Sj+Ssh+Sfs(1)1.2 滑跑过程受力分析从飞行力学原理可知，飞机在有纵向坡度φ的跑道上滑跑时，其受力状态见图1，有慢车推力、空气阻力、地面摩阻力、升力、道面支持力及重力。
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空 军 工 程 大 学 学 报(自然科学版)第1卷第2期JO URN AL O F AIR FORCE EN GIN EERIN G UN I V ERSITY V o l.1N o.2 2000年6月(N ATU RAL SCIEN CE EDI TION)J un.2000高原机场飞机起飞着陆滑跑距离测试与分析蔡良才, 郑汝海, 种小雷, 邵 斌, 王何巍(空军工程大学工程学院,陕西西安 710038)摘 要: 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。
关键词: 高原;机场;起飞着陆;测跑距离;测试中图分类号: V351.11 文献标识码:A 文章编号:1009-3516(2000)02-0004-04我国高原地区地理位置比较特殊,周边环境复杂,高原机场占有很重要的地位,加强高原机场建设日趋显得重要。
高原机场跑道与平原机场跑道一样,直接供飞机起飞着陆滑跑用,是飞行场地的主体。
因此,跑道长度是飞行场地平面尺寸设计的最主要项目。
1 飞机滑跑距离测试方法1.1 人工测试方法1.1.1 测试方法人工测试的方法如图1所示,首先在飞机进场以前预先分别在跑道的起飞起始点、起飞离地点、着陆接地点及停止点附近,凭经验在一定的位置上插上4图1 人工测试飞机滑跑距离示意图组标志彩色旗,每一组按规定的间距插上8至10面彩旗,并分别测出每面彩旗距离跑道端或跑道中点的距离。
然后,等飞机由滑行道滑入跑道准备起飞停止时,将飞机距前后最近两面彩旗的位置记录下来,当飞机滑跑至离地点时,将飞机离地点距另一组前后两面最近彩旗的位置记录下来。
同样等飞机沿着陆轨迹下滑着陆时,将飞机接地点和停止点分别相对于各组标志旗中最近两面旗帜的位置记录下来。
1.1.2 滑跑距离计算人工测试飞机起飞滑跑距离的计算比较简单,就是将飞机起飞滑跑起点(或着陆滑跑接地点)距跑道端的距离S1(或S3)记录下来,再将飞机起飞离地点(或着陆滑跑停止点)距跑道端的距离S2(或S4)记录下来,最后分别将这两个值相减就是飞机的起飞滑距距离L(或着陆滑距距离L L)。
1.2 仪器测试方法采用人工测量飞机起飞着陆滑距距离的方法虽然比较简单实用但比较粗略,除非动用大量的人员。
目前新研制了一种飞机起落航迹激光定位系统,这种仪器将激光测距仪、电子经纬仪、数据储存器合为一体,可从飞机开始滑行至飞机离地,或从飞机接地着陆滑跑,直至停止过程内跟踪飞机,每隔1.2s采集一组数据并将其贮存在存储器内。
1.2.1 选择测站设置点通常机场周围地区地势高低不平,地形环境复杂,障碍物较多,直视距离较近。
离机场越远,此种情况越⒇收稿日期:2000-01-21基金项目:空后科研基金资助作者简介:蔡良才(1960-),男,教授,博士.严重,尤其是跑道两侧。
考虑到所选站点必须满足将飞机在跑道上起飞着陆滑跑过程置于视距以内的要求,站点需选在跑道两侧离跑道较近的地方。
实践证明,该距离在300～600m 较为合适。
1.2.2 站点定位以机场跑道上的某一已知定位点为基准,对所选各站点进行测量定位,为坐标转换提供原始数据。
(1)选定基准点和基准方向通常选主跑道中点A 为基准点,主跑道中线AB 为基准方向,C 为经过勘察选定的站点。
如前所述,在C 处应能直视A 点和飞机在跑道上的起飞着陆滑跑轨迹线,见图2。
(2)测定站点位置和高度在站点C 处立一标尺,将仪器架设在A 处,测出相对于A 点的斜距S 、相对于主跑道中心线AB 方向角α以及俯仰角β。
实际的斜距和俯仰角还与标尺上测点高度和仪器本身架设高度有关,考虑这图2 滑跑轨迹测试的站点设置两个因素的影响后,可得到准确的水平距离L 、α和β。
于是,由已知点A 的位置和高度可得到站点C 的位置和高度。
给C 点定位的另一个方法是,在站点C 处架设仪器,在A 和B 处各立一标尺,可测出AC 与BC 的夹角α和斜距S 1、S 2及俯仰角β1、β2,从而确定C 的位置和高度。
这种方法的好处是,利用仪器给站点定位和实际测轨迹都在C 处,通常较为方便。
同理,可以测出其它站点的位置和高度。
2 滑跑距离测量2.1 测试前的准备工作使测试仪处于待测状态。
通过激光测距仪望远镜瞄准待测飞机或搜索即将出现待测飞机的区域,并在大约2min 以内、在整个一条起飞或着陆轨迹的测量过程中要始终跟踪瞄准目标。
2.2 测出测距仪与经纬仪系统的不同轴偏差由于测试仪主要是由电子经纬仪和激光测距仪拼装而成,不可避免地使得两个系统在空间不能完全同轴,因此,在测试轨迹之前,事先需进行不同轴偏差的测定,以便校正系统不同轴引起的测试误差。
测试方法是,在测试现场选一个较远的建筑物上类似于避雷针物体的顶端作为测量不同轴偏差的目标,先将测距仪的望远镜光学系统中的“十”字标尺线的中点对准该顶端,记下方位角α1和俯仰角β1,则Δα=α1～α1,Δβ=β1～β2即为测得的不同轴偏差值。
2.3 测量滑跑距离一台测试仪需2人操作,一人操纵数据采集控制器兼记录,另一个睢准跟踪。
测试时通过激光测距仪望远镜跟踪瞄准的飞机进行测距和测角,仪器自动地以 1.2s /次的速率将所得数据按序号、俯仰角和方位角、距离的顺序实时采集并存储,直到测完一条滑跑轨迹。
2.4 测试数据传送和处理2.4.1 数据传送利用专用电缆和标准接口,将数据采集控制器与便携式计算机连接好,将储存在数据采集控制器中的一条或多条轨迹(<1000个轨迹点)的原始数据传送到便携式计算机中。
2.4.2 数据处理数据处理包括对由数据采集控制器中的存储器传送过来的多条轨迹数据进行分隔,修正已测得的测距仪与经纬仪的不同轴偏差,修正由于测角与测距存在时差引入的系统误差,算出每个轨迹点的高度数据和地平面投影距离数据。
由于采集下来的数据不能直接反映滑跑轨迹,需要做一定的转换。
为此,专门编制了一套数据处理软件,将采集的数据,进行修正并转换成飞机相对于跑道中点位置坐标。
在测试过程中,数据采集器首先从经纬仪中采集数据,再从激光测距仪中采集数据,其间有0.16s 的时间差,而计算所需的是经纬仪与激光测距仪同时的读数。
为此,在进行数据转换之前需作时差角度校正。
具体校正公式如下:5第2期蔡良才等 高原机场飞机起飞着陆滑跑距离测试与分析当前面的角度值大于后面的角度值时:a3=a1-[(a1-a2)÷ 1.2×0.16](1) 当前面的角度值小于后面的角度值时:a3=a1+[(a2-a1)÷ 1.2×0.16](2) 3 测试结果分析在西藏、青海三个高原机场对三种飞机起飞滑跑距离进行了测试,其中两种飞机采用了人工测量方法,一种飞机采用了仪器测量方法。
3.1 综合修正系数的确定起飞(着陆)滑跑综合修正系数K(K L),是实际起飞着陆滑跑距离与相应的按理论驾驶动作得出的起飞(着陆)滑跑距离的比值,即由下式确定:K=SS0 或 K L=S LS L0(3)式中:S或S L为实际测得的起飞或着陆滑跑距离;S0或S L0为理论计算得出的起飞或着陆滑跑距离,可根据牛顿第二运动定律和飞行力学原理推得,即:飞机起飞滑跑距离公式为:S0=V0GG0Δ±V W22gP aGKΔ-_±i(4)其中:G为飞机的计算起飞重量;G0、V0为从飞机说明书查得的起飞重量和相应的在标准大气条件下的离地速度;Δ为空气相对密度;V W为分解到跑道方向上的风速;g为重力加速度;P a为考虑发动机用旧、进气道和滑跑速度等影响后,发动机作用在飞机上的平均推力;KΔ为空气相对密度Δ对推力影响的系数;_为起飞滑跑综合阻力系数;i为跑道平均纵坡。
飞机着陆滑跑距离公式为:S L0=V l0G lG l0Δ±V W22g_l-P lG l±i(5)式中:G l为飞机的计算着陆重量;G l0、V l0为从飞机说明书查得的着陆重量,在标准大气条件下的着陆速度;_l 为着陆滑跑的综合阻力系数;P l为在着陆滑跑过程中发动机作用在飞机上的推力。
在实际飞行训练中,飞行员驾驶飞机起飞着陆时往往会产生一些误差,主要是飞机的离地迎角和着陆迎角比设想的要小一些,因而实际离地速度比设想的大一些。
另外,飞机着陆时放阻力伞往往比设想的会迟一些,刹车也开始得晚,而且往往没有满刹。
所以,造成实际的起飞着陆滑跑距离比理论计算的飞机滑跑距离长一些,使得K和K L值都大于1。
3.2 综合修正系数的数据分析为了确保K值的精确度,应先对这些实测数据用有关的数理统计理论进行分析。
3.2.1 求平均值实测的S或S L数据,一般不会完全相同,所以K或K L也不一样。
但其分布情况一般属正态分布,平均值是最具有代表性的数值。
在这里以飞机A综合修正系数的实测数据为实例计算如下。
K=∑ni=1K in=45.87940= 1.147(6) 各种飞机起飞着陆滑跑距离综合修正系数具体数值如表1所示。
3.2.2 判定异常数据在一组实测数据中,往往有个别数据表1 高原机场飞机综合修正系数K或K L值飞机A飞机B飞机CK范围 1.0149～1.3676 1.0010～ 1.3199 1.2493～ 1.4733平均 1.1467 1.1238 1.3625K L范围 1.5922～ 1.6260 2.1737～ 2.4985平均 1.6086 2.3358过大或过小。
这种个别不正常的数据有可能是测错的,或者是特例,把它叫做异常数据。
对于怀疑为异常的6空军工程大学学报2000年数据,应加以判定和作出取舍,如果根据主观判定,加以取舍是不合适的。
宜用数理统计中有关异常数据的处理方法进行判定。
这些方法中,采用格拉布斯方法较好。
经判定全部实测数据是正常可信的。
3.3 测试精度分析3.3.1 人工测试误差人工测试误差取决于标志旗的间距和观测人员的多少。
通常标志旗间距为50m ,测试误差可以控制在±10m 。
3.3.2 仪器测试误差(1)仪器固有误差。
激光测距仪本身具有一定的测距误差,最大为±0.5m ,这一精度完全满足飞机轨迹的平面定位的精度要求。
(2)目标跟踪误差。
在轨迹测试中跟踪飞机目标时,仪器通常架设在整个测试轨迹的中间部位的一侧,瞄准的飞机部位往往先是飞机的头部,逐渐过度到飞机的尾部,瞄准点位置变化,如大飞机可达35-40m 左右。
这样由于瞄准飞机不同部位,会产生±20m (最大)的误差,但随着飞机尺寸的减小,这一误差也随之减小,这些误差相对于机场跑道长度设计来说是符合要求的。
4 结束语课题组利用飞机起落航迹激光定位系统,提出了飞机起飞着陆滑跑距离的测试方法;根据测试资料,得到了三种主要飞机起飞着陆滑跑距离的综合修正系数值,解决了高原机场跑道长度设计计算中的关键问题。