最小生理噪声进场航迹飞行管理方法

 微波着陆系统MLS的最优航迹计算以减小居民最敏感的生理噪声为基本优化性能准则,用感觉噪声级Sone为单位。计算了考虑了噪声传播时温度、风梯度、沿进场航迹附近区域生活居民区分布位置及密度等影响。通过对杜塞尔道夫-罗奥申航空港计算结果证实,使航空港附近居民的平均有效感觉生理噪声级(Sone)较原有Jeppesen标准方式降低了20％以上。     

大型民用运输机噪声航迹及其仿真研究

噪声是民机型号适航合格取证的一项重要指标,噪声航迹是噪声合格审定的重要环节。本文讨论大型客机噪声合格审定基准噪声航迹及其计算。首先明确当前噪声航迹的定义,接着提出一种满足当前适航条例的民用运输机噪声航迹计算模型,最后给出算例分析,并指出未来研究的方向。     

基于ANP数据库的飞机起飞剖面航迹的计算研究

从ANP数据库中获取各机型的飞行程序和性能参数．结合理论飞行程序，研究了如何计算飞机起飞航迹以及航迹上各点的推力、速度，姿态等的算法，并以波音747-200为例计算和绘制飞机起飞的剖面航迹，为绘制飞机或机场周围噪声等值线图以及进行飞机噪声适航审定提供了研究的前提和基础。     

最大边线噪声级算法研究

在新飞机适航审定过程中,噪声适航是非常重要的一环。而在噪声适航审定过程中,边线噪声级又是特别难以确定的。基于此,依据有效感觉噪声级和飞行高度之间的函数关系探讨了一种计算最大边线噪声级的算法,为噪声适航审定提供了可供借鉴的计算方法。     

民用飞机气动性能对适航噪声的敏感性研究

通过分析民用飞机气动性能对适航噪声的影响,说明在民用飞机的降噪研究中,除了追求对噪声源的抑制,还可以通过民用飞机气动性能的优化提升来降低适航噪声级。对民用飞机的起飞过程,升阻比增大,起飞基准航迹的航迹角增大,到飞越测量点的距离变大。该变化对横侧噪声级影响较小,但是会降低飞越噪声级。针对本研究的飞机构型,升阻比每增大1%,飞越噪声降低0.06 EPNdB。民用飞机的着陆过程中,最大升力系数增大,着陆基准航迹的进场速度会降低,进场噪声级会降低。最大升力系数每增大1%,进场基准速度降低0.5%,进场噪声级降低0.10 EPNdB。     

减推力起飞对环境的影响

为研究减推力起飞对环境的影响,包括其对噪声排放的影响和对二氧化碳以及氮氧化物等主要大气污染物排放的影响,本研究使用对照试验的方法,通过不同型号民用客机设置对照组,根据对照试验的结果进行处理分析,以分析减推力起飞对于环境的影响.通过分析可以得出,减推力起飞造成近距离噪声小幅升高,并伴有氮氧化物排放量降低,而对于二氧化碳的排放量几乎没有影响.     

基于ANP数据库的飞机起飞仿真研究

以可视化的方式全面直观的反应其航迹,来检验或者分析飞机起飞过程,为解决飞机噪声问题提供技术理论支持,利用ANP数据库,从中获取各种机型的飞行程序和性能参数,计算飞机起飞航迹及航迹上各点的推力、速度、姿态等,实现了飞机起飞过程及其航迹的三维可视化仿真。     

运12F通过FAA飞越噪声试验审核

<正>近日,中航工业哈飞运12F科研试飞团队在黑河机场出色完成运12F飞越噪声试验工作,获得美国FAA高度评价。飞越噪声试验是FAA适航审查中十分重要的科目,试飞大纲由美国环境保护署编制,FAA官员现场监控。因飞越噪声试飞对试飞场地的环境要求极高,为提高飞行试验的效率,本次试验采用起飞航迹切入法进行,此方法在我国适航取证飞行试验中尚属首次。据悉,飞越噪声试验对环境要求较高,风速要求小于2.5米/秒以下,湿度20%~90%之间,噪声测量点周围应为较平坦的地区,没有吸收特性过大的茂密、高大的杂草或灌木、树林,不     

CFM56-5B发动机减额定推力和灵活起飞推力辨析

在发动机的日常维护和使用中,我们经常接触到几个有关起飞推力的概念:最大额定推力起飞、减额定推力起飞、减推力起飞、灵活推力起飞。使用不同的推力起飞,不但关系到发动机的使用寿命、可靠性、维护和运营成本;而且在某些特殊机场,也有环保减噪方面的要求。 减额定推力起飞是使发动机的起飞功率低于最大值。如果飞机选装有减额定推力起飞功能,则FADEC(全功能数字发动机控制)装置可以调定一个减额定等     

机场噪声监测系统及评价指标分析

简要概述了机场周围飞机噪声监测系统的组成,重点对如何设置监测点做了详细介绍.分析了现有机场周围飞机噪声评价标准的优、缺点,最后提出了两个补充指标,现有的评价标准WECPNL(计权等效连续感觉噪声级)结合这两个补充指标就可以充分地评价机场环境噪声.     

冲压发动机导弹爬升轨迹与推力调节规律优化

针对以冲压发动机为动力的导弹爬升问题,建立了飞行轨迹和推力规律一体化优化设计模型。采用基于三次样条的直接离散方法,将弹道优化问题转化为参数优化问题,选取兼顾全局搜索能力和局部搜索精度的粒子群-变尺度法(PSO-BFGS)串联混合算法求解最省燃料爬升弹道,得到了"先减速再加速"爬升方案。相比传统的采用最大推力规律、仅优化爬升轨迹的爬升方案,一体化设计能充分发挥冲压发动机的推力调节能力,使导弹以较小的平均飞行速度完成爬升过程,可以显著节省燃耗,提高导弹的性能。     

Y7-200A飞机失速速度试飞

根据在确定Ｙ７－２００Ａ飞机失速速度中所遇到的困难,提出了确定Ｙ７－２００Ａ飞机失速速度的新方法。在对该机对发空中慢车功率状态推力为负进行了验证的基础上,对所有构形的失速速度飞均以双发空中慢车状态来完成。最后,给出了失速速度试飞结果。结果表明,该方法在试飞中是切实可行的,可用于同类型飞机的试飞验证。     

Aeroacoustic and aerodynamic optimization of propeller blades

It is of great significance to develop a high-efficiency and low-noise propeller optimization method for new-generation propeller aircraft design. Coupled with free form deformation method, dynamic mesh interpolation technology, optimization algorithm, surrogate model, aerodynamic calculation and aeroacoustic prediction model module, the integrated aerodynamic and aeroacoustic design method of propeller is built. The optimization design for the six-blade propeller is carried out. The non-reduction in efficiency, thrust coefficient and the minimum of aerodynamic noise is treated as the optimization design objective. The spatial vorticity distribution of the propeller before and after the design is also analyzed by using unsteady computational fluid dynamics method. The results show that the optimized propeller can effectively reduce the aerodynamic noise level. The maximum total sound pressure level can be reduced by 5 dB without reducing its aerodynamic performance. The developed method has good application potential in low-noise optimization design of propeller and other rotating machinery.     

单室双推力固体火箭发动机两级推力的最佳选择

从理论上探讨了单室双推力固体火箭发动机中影响其两级推力的主要因素。建立了导弹/发动机一体化设计的优化模型,对一种推进剂实现双推力,双燃速推进剂实现双推力两种情况分别进行了计算和分析。求出了使导弹射程达到最大,又能够在设计中实现的最佳推力方案。     

基于Fibonacci搜索方法的航空发动机性能寻优

介绍了Fibonacci搜索方法应用于发动机性能优化中的原理,建立带两个出口面积、气流马赫数可变的引射器的涡喷发动机的总体性能计算模型,应用Fibonacci搜索方法在优化参数区间内对该发动机进行了最大推力、最低油耗、最低涡轮前温度模式的寻优.举例说明了Fibonacci搜索方法应用的具体过程.给出了不同高度、马赫数下的寻优结果.结果表明:最优目标性能满足的约束边界与飞行高度、马赫数密切相关.不同的飞行高度、马赫数对应了不同的最优控制策略.但不论飞行任务如何,根据该方法进行的优化控制所获得的目标性能是最佳的.该优化方法不仅适用于该类涡喷发动机,也为其他类型航空发动机的优化控制打下一定的基础.      

Y12F飞机噪声局方并行试飞适航审定技术

民用飞机为获得型号合格证,应按照有关噪声适航规章条款进行噪声适航合格审定,噪声测试飞行试验是表明符合性的最佳途径。以CAAC和FAA发布的相关噪声适航文件为基础,研究了Y12F飞机噪声测试并行飞行试验所涉及的测试设备、试验场地、气象条件、飞行试验程序、数据测量和处理等方面的适航审定技术。所构建的噪声测试飞行试验适航审定方法,有效地指导完成了Y12F飞机噪声测试的适航验证工作,并完成CAAC和FAA同步审查,为获得CAAC型号合格证和FAA型号合格证奠定了基础。该研究成果可为螺旋桨小飞机和螺旋桨通勤类飞机等新机型的噪声适航合格审定提供借鉴和指导,同时也可为意愿获取FAA型号合格证的申请人提供参考。     

Autonomous mission reconstruction during the ascending flight of launch vehicles under typical propulsion system failures

In recent years, Chinese Long March(LM) launchers have experienced several launch failures, most of which occurred in their propulsion systems, and this paper studies Autonomous Mission Reconstruction(AMRC) technology to alleviate losses due to these failures. The status of the techniques related to AMRC, including trajectory and mission planning, guidance methods,and fault tolerant technologies, are reviewed, and their features are compared, which reflect the challenges faced by AMRC technology...     

基于智能软件的着舰飞行/推力控制系统

针对舰载飞机在低动压状态下操纵性能下降导致航迹角不能精确跟踪姿态角的问题,基于设计多变量鲁棒控制系统的正规矩阵参数优化方法,采用智能设计软件IntelDes 3.0设计了保持迎角恒定的着舰飞行/推力综合控制系统.非线性数值仿真结果表明,该控制系统的性能较好,对气动系数摄动的鲁棒性较强.