探讨双机相撞的特点及其对策

一、引言双机相撞的飞行事故，是空中交通管理中的灾难，历来为从事航空事业的人们所关注。本世纪50年代，美国发生了名次两机相撞的飞行事故，引起了美国总统和参众两院的严重关切，导致了美国的空中交通管理改由美国联邦航空局（FAA）统一主管。70年代，日本发生了一次军民飞机相撞的飞行事故，不得不实行美国的办法，进行统一的空中交通管理。随着民用航空事业的发展，单位空域中飞行的飞机不断增多，一些航空发达的国家，也相继采用美国的体制，改善空中交通管理。虽然军民飞机之间相撞的飞行事故减少了，然而，民航飞机之间相撞的飞…     

世界飞机相撞事故统计分析

本文收集了1990—2009年20年间世界范围内发生的61起飞机相撞事故的数据,采用统计归纳的方法,对飞机相撞事故的数量趋势、事故类型、发生的飞行阶段、机型及飞行任务、发生时间段、发生地进行分析,探索飞机相撞事故发生的原因和规律。最后分析了我国现阶段民航发展的现状,认为我国现阶段飞机防相撞的工作重点应该放在军民航冲突和通用航空的飞机相撞事故预防上,并提出了相应的预防措施。     

我国双机空中相撞事故及事故征候统计分析

文章对60年来我国发生的双机空中相撞及近年来大量的事故征候进行了统计,分析了事故涉及机型、事故发生的时间段、区域及原因。尤其对近年来发生的小飞机与大飞机之间飞行冲突、危险接近及不安全事件进行了综合剖析,提出了措施建议。双机空中相撞,是指离地飞行的两架航空器实体在三维空间位置上的相互占用或重叠现象。如果两架航空器发生空中相撞,通常要经过无相撞风险阶段、飞行冲突阶段、危险接近阶段和空中相撞阶段。1949年以来,我国军民航     

多无人机编队飞行气动耦合仿真

针对多无人机紧密编队飞行中的气动耦合问题,提出了一种基于涡流模型分析和计算流体力学(CFD)仿真相结合的气动耦合研究方法.该方法首先在分析长机尾涡对僚机产生诱导速度的基础上,分别建立了僚机气动增量、两机相对位置及相对方位的数学模型,进一步通过仿真计算得到编队飞行时的最佳间距,最后利用CFD对长机与僚机间的气动耦合效应进行了仿真.结果表明:X-47B无人机按此间距编队飞行时,僚机的升阻比从5.4774提高到7.2231.     

“超黄蜂”直升机飞行事故探讨

对"超黄蜂"发生的一起严重飞行事故,理论结合实践,从影响直升机飞行状态的关键系统和动部件入手,探讨飞行事故原因,分析了由于空中出现意外情况,飞行员操纵不当,直升机进入涡环,飞行员不自觉改出涡环,迫降失败。本事故的教训对"超黄蜂"(或直八)、"海豚"(或直九)直升机的飞行和维护保障都有一定的意义。     

鸟与航空

自从飞机问世以来，就一直潜藏着鸟与飞机在空中相撞的危机。随着飞机数量的不断增加、飞行速度的不断提高、涡轮喷气、涡轮风扇发动机的发明和使用以及飞机在军事及商业领域日益广泛的应用，使得鸟与飞机相撞的概率及鸟机相撞发生的灾难性事故也大大增加，鸟给航空业确实出了一道既危险、代价又大且不易解决的难题。本文叙述了鸟与飞机相撞的严重危害及消除鸟危害的方法，也企望通过本文引起我国航空界同仁对鸟机相撞危机的警觉与重视。     

近地低速飞行时旋翼尾涡系的畸变及其诱导速度

本文用一简化自由涡模型模拟旋翼尾涡系,用一简单涡模拟地面涡,对近地低速飞行时旋翼尾涡系的畸变及其引起的诱导速度变化作了研究。在地面涡和地面的影响下,桨盘附近的尾涡几何位置发生很大变化,导致桨盘处的诱导速度发生很大变化。尾涡畸变在桨盘处引起的诱导速度变化远远大于地面涡和地面在桨盘处直接产生的诱导速度。考虑尾涡畸变后计算出的诱导速度在桨盘处的分布和实验符合很好。     

飞机空中相撞事故的分析及预防

引言“海阔凭鱼跃,天高任鸟飞。”对飞行不甚了解的人,总认为偌大一个天空,可以自由飞翔。殊不知,飞机一旦飞离地面,就必须严格遵守各种规章制度,航行路线、速度、高度一般都应按预定飞行计划执行,实在不能随意地自由飞行,弄得不好还会发生飞机空中相撞事故。当两架飞机存在速度差,且同时出现在同一个空间位置时,飞机就会发生相撞。从     

无人机紧密编队飞行控制仿真研究

以"长机-僚机"编队模式为模型,研究了无人机紧密编队飞行问题,建立了三维空间双机编队飞行动力学模型,分析紧密编队飞行时长机涡流产生的气动耦合效应对僚机升力、阻力和侧力的影响的变化,建立等效气动模型,根据僚机距离长机最优位置的误差通过PID方法调整僚机与长机的相对距离进行队形保持控制。     

大飞机空速异常辅助决策功能空速构建方法研究

空速是非常重要的飞行参数,大飞机空速异常可能引起严重的飞行事故,并且难以通过地面检查完全排除空速异常故障。针对空速异常发生频率高、故障类型多、对飞行安全影响大,且空速异常发生后飞行员处置负担重等问题,设计一种大飞机空速异常辅助决策功能。在不同飞行阶段和飞机性能下,设计余度表决判断算法、飞行状态符合性判断算法、基于风速的空速重构算法和基于升力方程的空速重构算法;并以大运飞机为例,进行仿真验证。结果表明：本文设计的算法有效。     

飞行器阵风响应的CFD-6DOF仿真分析

飞行器在大气中飞行,不可避免地受到阵风的影响。阵风所附加的气动载荷引发飞行器飞行状态的改变,过大幅值的阵风影响飞行的性能与安全。针对这种状况,首先采用改进的Lamb-Ossen涡模型,建立尾涡形式的阵风场;然后采用基于CFD技术的非定常N-S方程求解,并在计算网格中引入"网格速度"来模拟阵风,对SWIM(Subsonic Wall Interference Model)尾涡中的定常气动特性进行验证;最后通过CFD-6DOF的耦合,对SWIM俯冲穿越尾涡场的飞行轨迹进行研究。结果表明:计算结果与实验值符合较好;SWIM在尾涡中飞行时出现抖动、下沉、改变飞行状态、剧烈翻转的现象,与实际飞行器进入尾涡中的轨迹特性类似。     

剪切翼梢增升减阻机理

在计算与风洞实验的基础上 ,提出了机翼剪切翼梢气动布局 ,对平面形状与翼型进行了优化设计 ,达到了巡航状态与爬升阶段较高的增升减阻要求。计算采用涡格面元法与涡升力展向分布吸力比拟法相结合的方法 ,既能考虑气动力的非线性因素 ,又有较高的计算精度与速度。计算结果与实验数据十分吻合。通过分析得到 ,在矩形翼翼梢处增加具有较大前缘后掠角的梯形剪切翼梢有不仅增加机翼展弦比 ,且可改变展向环量分布 ,使其接近椭圆分布 ;剪切翼梢上的前缘涡可抑制翼端涡的作用 (使翼端涡强度变弱 ) ,并在剪切翼梢上产生附加升力     

翼尖涡流场特性及其控制

大型运输飞机的尾涡系是诱发后继小型飞机空难的重要原因,需要有效的涡控制装置来削弱其强度.通过风洞实验,研究了翼型为NACA23016的矩形半机翼模型翼尖尾涡流动结构和控制方法.应用七孔探针空间流场定量测试技术研究了翼尖涡的流动结构,给出了翼尖尾涡在下游两倍弦长距离内的速度和压力场分布随迎角变化的规律.在机翼翼梢布置不同组合方式的翼梢涡扩散器,来控制翼尖涡.研究结果表明,正负90°和60°安装角的双翼梢涡扩散器可将翼尖涡涡核的静压增加60%以上.其旋涡强度削弱机理为:翼梢涡扩散器将集中的翼尖涡破碎分成两个或多个强度更弱的旋涡.在流体粘性的作用下,旋涡能量耗散更快,可有效地削弱翼尖尾涡的强度.     

后缘喷流对三角翼绕流影响的N-S方程数值分析

本文用拟压缩性方法求解不可压流雷诺平均拟压缩Ｎ－Ｓ方程组,对带有后缘喷流的三角翼粘性绕流进行了数值模拟,求解中采用了Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ隐式近似因子分解格式以及ＭＭＬ代数湍流模型。计算结果说明,后缘喷流使涡核压强降低,使涡核速度增大,从而对三角翼前缘分离涡有稳定作用,并能增大上翼面的负压值和下翼面的正压值,从而可以增加部分升力。计算结果还说明,喷口面积或喷流下偏会使上述作用增强。     

Equilibrium state of trailing vortices: two-dimensional model of a far-field vortex wake

The equilibrium statistical mechanics of a system composed of a large number of two-dimensional point vortices is employed to describe the vortex system shed from aircraft wings. According to this theory, these higher energy states of the vortex system can only be achieved by segregating the point vortices of like kind into two clusters that descend with a constant velocity. The solution is given in terms of the integral constraints for each cluster: total circulation, center of inertia, and kinetic energy. The negative non-dimensional inverse temperature of the system and the length scale related to angular momentum of a single trailing vortex are obtained versus initial interaction energy of the vortex system. Comparison of the theoretical results with available experimental data shows good agreement between the calculated tangential velocity distribution in the trailing vortex and the data. The flow characteristics for three different wing loads are also compared to emphasize the effect of initial circulation distribution along a lifting wing on the vorticity distribution in the equilibrium trailing vortices.     

双三角机翼前缘涡襟翼的试验研究

通过风洞试验对双三角翼的内涡襟翼及外涡襟翼进行了研究。探讨了影响涡襟翼效率的各种因素及其规律,其中包括机翼前缘区状态、涡襟翼形状、涡襟翼偏度、内、外涡襟翼的搭配以及后缘襟翼效率等。尤其是根据内外翼涡场的不同研究了复合平面形状机翼内涡襟翼与外涡襟翼设计上的特点,为设计双三角翼的涡襟翼提供了参考数据。研究结果表明,正确设计前缘涡襟翼与后缘襟翼可以优化大后掠双三角机翼的低速性能。     

求解非定常空气动力系数主导极点的近似方法

在计算与风洞实验的基础上, 提出了机翼剪切翼梢气动布局, 对平面形状与翼型进行了 优化设计, 达到了巡航状态与爬升阶段较高的增升减阻要求。计算采用涡格面元法与涡升力展向 分布吸力比拟法相结合的方法, 既能考虑气动力的非线性因素, 又有较高的计算精度与速度。计 算结果与实验数据十分吻合。通过分析得到, 在矩形翼翼梢处增加具有较大前缘后掠角的梯形剪 切翼梢有不仅增加机翼展弦比, 且可改变展向环量分布, 使其接近椭圆分布; 剪切翼梢上的前缘 涡可抑制翼端涡的作用(使翼端涡强度变弱) , 并在剪切翼梢上产生附加升力。     

弹体头部形状与弹翼位置对弹翼涡破裂位置的影响

1.引言 近代战斗机和战术导弹,为获得高机动性能,一般均在大迎用下飞行.众所周知弹翼涡的破裂对大迎角导弹气动特性有着重要影响.因此影响涡破裂的因素是设计部门极为关     

翼梢小翼后缘舵面偏转对机翼气动特性影响研究

以大型客机某方案机翼为基本翼,基于N-S方程数值模拟的方法,研究融合式翼梢小翼后缘操纵舵面偏转对机翼空气动力特性影响。研究发现,翼梢小翼舵面偏使得机翼气动特性发生显著变化。一方面,偏转舵面导致了机翼最大升阻比的降低,然而它可以优化不同飞行阶段升阻比。其中,舵面外偏,机翼在阻力增加不大的条件下,升力明显增大,有利于提高起飞、爬升性能;舵面不偏条件下升阻比最大,有利于提高巡航效率;舵面内偏,机翼阻力明显增大,有利于提高飞机着陆性能。另一方面,舵面偏转可以控制机翼翼梢涡的发展,有助于耗散机翼尾涡及激发翼梢涡自身的不稳定性而加速耗散。     

纵向尾流间隔计算方法研究

综合考虑了飞机的速度、翼展、机翼面积、发动机推力等参数,应用空气动力学中的环量计算理论、尾流消散原理等,将动量定理和涡阻力的计算原理应用到尾流间隔的计算,分别建立了纵向尾流间隔计算模型。采用实际数据计算验证模型的正确性。