湿滑跑道飞机着陆轮胎-水膜-道面相互作用

基于飞机在湿滑跑道着陆时轮胎-水膜-道面相互作用流体力学平衡,得到道面积水水膜厚度、飞机行驶速度和轮胎花纹沟槽深度为动水压强的主要影响因素。以波音737-800的主轮胎为主要研究对象,建立轮胎-水膜-道面相互作用三维模型,基于Fluent软件建立三者相互作用有限元分析模型,采用流体体积函数(VOF)法获得轮胎迎水面水流分布情况和平均动水压强,利用上述有限元模型对动水压强影响因素进行规律性分析,得出动水压强的显著影响因素为道面积水水膜厚度和飞机行驶速度,动水压强与水膜厚度及行驶速度呈正相关,水膜厚度大于3 mm时水膜产生的动水压强增长较快,等于12 mm时动水压强达到并超过胎压(1.47 MPa),存在滑水风险。行驶速度小于100 km/h时,动水压强值小于胎压,不存在滑水风险。基于上述分析结果建立动水压强与水膜厚度、行驶速度和轮胎花纹沟槽深度之间的相关关系式,考虑着陆升力的影响,获得不同降雨条件下波音737-800临界滑水速度及着陆距离延长值,为飞机着陆安全行驶提供重要理论依据。     

机场跑道水泥混凝土道面板尺寸分析

中国机场通常采用板宽不超过5 m的水泥混凝土道面板，国际上已有机场采用板宽6 m以上的水泥混凝土道面板。相比大尺寸水泥混凝土道面板，小尺寸道面板容易产生病害。为了研究道面板尺寸对道面性能的影响，基于弹性层状理论体系建立道面结构有限元模型，通过改变水泥混凝土道面板平面尺寸，研究了考虑温度梯度时飞机荷载作用下道面板内的应力变化。通过某机场实例分析了温度梯度和飞机荷载共同作用下道面板平面尺寸对道面使用寿命的影响，结果表明:道面板内应力受温度梯度影响较大，常见机型荷载作用下，夏季道面板内拉应力25%以上是由温度梯度荷载造成；不同尺寸道面板在相同荷载作用下，道面产生的损伤量不同，设计过程中加入道面板温度应力计算，选择合适的道面板尺寸，可以显著提高水泥混凝土道面的预期使用寿命。      

车路耦合荷载下沥青混凝土路面振动响应

为研究沥青混凝土路面的振动特性，采用滤波白噪声法拟合出路面平整度时域模型，基于1/4车辆模型，考虑车辆–道路的耦合作用，分析不同车辆速度、不同路面平整度等级时，车辆对路面的实时动荷载；建立道路三维有限元模型，研究车辆随机动荷载作用下道路的振动响应，分析道路各结构层参数对道路表面中心振动基频的影响。结果表明：路面平整度等级、车辆行驶速度对车–路耦合系统影响显著，当路面平整度等级由A级变化至C级时，同一行驶速度下的车辆动荷载增大了20%；道路振动基频随土基动模量呈对数关系增加，土基动模量由60 MPa增大至260 MPa，道路振动基频由5.61 Hz增大至10.80 Hz，振动基频增幅高达48.06%；在常用动模量变化范围内，面层、基层、垫层的动模量对基频的影响较小；随着面层、基层与垫层厚度的增加，道路基频呈线性减小的趋势，面层厚度对振动频率影响的敏感性大于基层厚度，基层厚度对振动频率影响的敏感性大于垫层厚度；在常用结构层厚度变化范围内，振动基频分别减小9.28%、18.05%与12.75%。试验结果证明：振动基频计算较正确，计算结果可为道路承载力快速测试提供理论支持。     

飞机跑道荷载响应深度变化规律

针对目前刚性道面未考虑道面结构参数、起落架机型及滑跑速度与响应深度之间关系的现状,借助ANSYS软件建立45m×15m×10m的有限元模型,计算了8种面层厚度、6种面层模量、5种基层厚度、5种基层模量和5种土基模量下B737-800动荷载的响应深度,并类比另4种机型的计算结果,分析了起落架构型对结果的影响;同时形成了B737-800起飞过程中响应深度的动态变化曲线.研究结果表明,响应深度随面层厚度、面层模量、基层厚度与基层模量的增大呈线性减小趋势,随土基模量的增大而增大,两者关系服从二次函数,且土基模量对响应深度最为敏感;同时起落架构型对响应深度也有较大贡献;飞机起飞过程中,响应深度呈先小幅增加而后迅速减小的非线性变化.研究结果为机场道面结构参数的选取和场道维护提供了理论依据和参考.      

基于操纵面故障影响估计的安全飞行轨迹优化

操纵面故障将改变飞机受到的气动力和力矩,降低机动性能和控制能力,基于传统质点模型的航迹规划方法难以解决此类飞机安全飞行轨迹优化问题.因此,引入由故障引起的侧滑和侧力,估计故障后气动力系数,建立故障飞机模型;针对故障飞机控制和机动能力下降的问题,在原故障模型的基础上引入控制量变化率,构建轨迹优化对象模型,并将控制量变化率最小作为优化指标;采用高斯伪谱法优化计算安全飞行轨迹.仿真实验以副翼和方向舵故障为例进行设计,结果满足运动方程及各控制量、状态量约束,并能实现平稳飞行.     

倾转旋翼机巡航状态旋翼滑流影响

倾转旋翼机由于需要兼顾垂直起降和高速平飞2种典型工况下的动力需求，采用大直径旋翼作为推进装置会使机翼大部分处于旋翼滑流区内，这与常规螺旋桨飞机存在较大差异。为评估不同数值计算方法并研究旋翼滑流对倾转旋翼机气动特性的影响，针对选取两叶旋翼的某倾转旋翼机方案，利用激励盘模型、多参考系（MRF）模型、滑移网格模型分别进行了巡航状态下旋翼滑流对全机气动特性影响的数值模拟研究。结果表明:相对于无滑流状态，滑流定常影响使全机阻力增大，最大升阻比降低了7.5%，尾翼产生的升力增大，纵向静稳定度增加了17.1%，全机低头力矩增大；当迎角较小时，滑流虽然改变了机翼表面的升力分布，但是全机升力变化不大；滑流非定常影响会使全机气动特性产生周期性波动，升力系数波动幅度为9.0%，阻力系数波动幅度为10.8%，并且随着迎角的增大，波动幅度也越大。      

飞机软道面安全拦阻系统建模与仿真

飞机在起飞或降落时,如果冲出跑道,拦阻系统能够有效地将飞机拦停,避免对飞机和乘客造成伤害.飞机安全拦阻系统是机场正常工作的重要保障设施.基于此设计了一种新的软道面(soft ground)安全拦阻系统(arresting system),该系统具有结构简单、可靠性高、机动性大、通用程度高等特点.结合飞机六自由度模型和精确的阻力模型,建立了系统的数学模型.此模型能够仿真拦阻系统的工作过程,通过仿真得到拦停距离和起落架载荷等重要参数.与国外真实试验结果进行比较,仿真结果验证了该系统模型的有效性,表明该方法在新机场的建设和现有机场改造中具有广阔的应用前景.     

基于结合力模型的自适应飞机防滑刹车控制

飞机在起飞和着陆过程中刹车系统工作的可靠性和效率的提高,对提升整个飞行周期的安全性有着重要的意义.针对不同的跑道状况(干、湿等)、跑道材质(沥青、软土)或温度等条件下,飞机轮胎与跑道之间的结合力会存在较大差异而直接影响刹车效果甚至有效性的问题,采用与速度相关的动态LuGre摩擦力模型表示结合力,将未知的跑道状态映射到结合力模型参数,通过对模型参数进行估计,达到对跑道状态进行识别的目的.首先建立飞机机体和机轮动力学模型,使用状态观测器对结合力模型中不可测量的内部摩擦状态变量进行估计,并由自适应律获得当前跑道状态对应的模型参数,而后在线求解结合力模型的伪稳态模型得到结合系数最大值及相应的滑移率,将此滑移率作为控制系统的跟踪目标,利用反馈线性化思想构造前馈控制器进行防滑刹车控制,最后通过仿真验证控制效果.     

新型变摩擦滑橇式飞行器滑跑纠偏

相较于轮式起落架，结构轻巧紧凑的滑橇式起落架更适用于扁平化的高超声速飞行器，然而前轮后橇布局所固有的地面力学特性使得飞行器在中速滑跑阶段存在严重的航向失稳问题。针对滑橇式飞行器滑跑航向稳定性较差的问题，提出了一种具备航向增稳功能的新型变摩擦滑橇式起落架。建立了滑橇式飞行器的非线性地面滑跑动力学模型，考虑了气动载荷、地面载荷和纠偏机构模型；基于摩擦特性试验结果得到了滑橇及摩擦材料摩擦系数的多参数拟合公式，并将其代入所提滑跑模型以提高精度；引入积分视线（ILOS）法建立了滑橇式飞行器滑跑纠偏控制系统，并采用粒子群算法优化控制参数。试验结果表明：滑橇及摩擦材料的摩擦系数均随速度和压强的增加先增大后减小；典型初始工况下的滑跑仿真结果验证了基于变摩擦滑橇纠偏控制的有效性；当摩擦材料摩擦系数从0.3增至0.4时，飞行器地面滑跑安全边界提升16.6%。     

高速无人机地面变速滑跑转弯方向稳定性研究

高速起降无人机地面滑跑过程中受到轮胎力、气动力、舵面力等多个非线性因素的影响，容易发生转弯失控，在地面打转甚至冲出跑道等严重事故。目前利用分岔理论分析飞机地面滑跑非线性转弯系统稳定性时，都是基于匀速滑跑的平衡态系统，无法分析加减速对非线性非自治飞机地面滑跑系统稳定性的影响。对此，提出利用达朗贝尔原理将非线性动态系统转化为等效非线性平衡态系统进行分岔特性研究。在MATLAB/Simulink中建立无人机非线性地面变速滑跑动力学模型，并基于达朗贝尔原理在系统模型中引入惯性力，将系统转化为等效平衡态系统，进而利用数值延拓法对系统全局稳定性及分岔特性进行求解，分析了无人机变速滑跑过程中加速度对无人机转弯方向稳定性的影响，并对系统出现的鞍结分岔现象、Hopf分岔现象进行分析。通过对3种典型工况下无人机的运动状态和受力进行分析，揭示了无人机地面变速滑跑转弯时发生方向失稳的本质与机理。同时，在加速度单参数分岔分析的基础上，采用开折方法，将前轮转角作为附加参数引入无人机地面滑跑动力学模型，进行双参数分岔分析，讨论了双参数组合对无人机地面滑跑方向稳定性的影响规律，并就双参数分岔过程中新出现的BT分岔、G...     

大型飞机A380-800在既有跑道起降的适应性研究

为了探究已建跑道能否满足大型飞机A380-800起降的要求,建立了弹性层状的刚性道面模型和A380-800的整个主起落架模型,通过数值计算,分析了A380-800对道面土基的响应深度、场道面层层底最大拉应力和面层最大竖向位移的影响,并与B747-400的计算结果进行了对比。结果表明:尽管A380-800的最大起飞重量比B747-400大41.09%,但A380-800主起落架机轮数目多、间距和轮距均较大,有利于增强应力扩散、减弱叠加效应,所以其土基响应深度与B747-400仅相差4.29%;其层底最大拉应力的平面位置因受主起落架机轮布置的影响,与B747-400的层底最大拉应力出现在不同位置,且两种机型的层底最大拉应力值仅相差1.09%;其面层最大竖向位移出现在三轴双轮中心轴所在断面,而B747-400面层最大竖向位移出现在内侧双轴双轮的后轴所在断面,且两种机型的面层最大竖向位移仅相差0.49%。因此,从力学特性角度,以B747-400为设计机型或适应B747-400正常起降的道面结构层能够适应A380-800的正常起降。      

基于改进前景理论的航空货运联盟博弈分析

航空货运联盟的应用有助于航空公司的业务经营，航空公司通过低运营成本，提高服务质量，使得用户获得较大的满足感。以航空货运联盟为基础，探讨不同航空公司在航空货运联盟中有关航线运输业务自营或外包的决策问题。考虑前景理论中的损失厌恶，采用改进的风险价值函数刻画航空公司的成本损失；建立得益矩阵，并通过动态演化博弈分析决策过程。结果表明:当自营成本分摊系数越大，外包成本分摊系数、风险损失系数和风险凹凸系数越小，固定成本越大，飞机的单位运输成本越小，收益率越大时，S航空公司若货运量大于其他航空公司，则宜采取业务自营，反之，则业务外包；当自营成本分摊系数越小，外包成本分摊系数越大时，S航空公司选择自营概率越大；当S航空公司货运量越大时，其选择自营概率越大；其他航空公司自营概率越大，S航空公司自营概率越小。      

基于受限参变率的飞翼无人机舵面阵风减缓控制

飞翼无人机具有俯仰惯量低、纵向稳定性弱等问题，使其阵风响应对飞行参数的变化较为敏感，并且飞翼无人机的舵面较多，不同的控制策略下阵风减缓的效果不同。因此，对这类飞行器进行考虑参数变化率阵风减缓线性变参数（LPV）控制律设计，并对不同舵面组合方式的控制性能展开对比研究。结合参数依赖的Lyapunov函数方法和变参斜投影降阶算法，构建了同时考虑参数变化率限制和模型降阶条件的LPV阵风减缓控制器。基于该方法对Mini-MUTT飞翼无人机模型设计LPV阵风减缓控制器；探究了不同舵面控制策略对减缓效果的影响。结果表明:采用变参斜投影降阶算法得到的降阶模型可有效表征全阶模型的动力学特性；设计的LPV阵风减缓控制器能够保证阵风在较宽速度范围内有效减缓；在单一舵面阵风减缓中，置于外侧的舵面控制效果优于内侧舵面；而在双舵面阵风减缓中，双舵面的控制效果优于单一舵面，但控制所需输入能量也会增加。在工程应用中需要针对具体问题，综合考虑控制效果和能量消耗以确定合适的控制策略。      

低轨卫星的气动特性预测与分析

针对低轨卫星高空自由分子流区的飞行环境特征,采用GOCE卫星典型弹道下的气动数据对DSMC仿真方法进行了算例验证,并就CLL模型下不同物面反射系数对GOCE卫星流场特征及气动特性的预测差异进行了对比分析,给出不同物面反射系数对卫星阻力预测的定量差异.结果表明,本文方法所得气动阻力与文献结果吻合较好,能够在此飞行区域给出合理的气动阻力;当反射系数从0.1逐渐变化至1.0时,卫星流场的驻点区域、尾部方向舵区域压力分布逐渐从带状结构向扇形结构过渡;在所研究的工况下,随着物面反射系数的增加,摩阻系数预测结果偏大,压阻系数预测结果偏小,总阻力先增加后减小,约在反射系数0.8附近达到最大.      

基于MBD的飞机测试工艺数字化定义方法

飞机测试可模拟飞行环境，验证飞机功能符合性和性能精准性。近年来，飞机装配过程已逐步转变至三维装配工艺设计，而飞机测试仍局限于通过文档形式进行测试任务描述和过程执行。基于模型定义（MBD）对飞机测试顶层设计进行了研究，提出测试工艺设计概念和测试工艺数字化定义方法。将飞机全过程测试分为4个阶段，形成从测试设计到测试结果的工艺模型定义，并实现部分工程化验证。结果表明:基于MBD的测试工艺数字化定义结果可作为唯一数据源，实现飞机测试的统一表达与信息传输。      

模拟月壤铺粉过程DEM数值仿真

空基激光选区熔化（SLM）技术与原位资源利用（ISRU）概念结合，有望解决地外大规模基地建设的工程难题。SLM铺粉过程对成形件性能和质量有重要影响。基于非球形粒子叠加球模型方法，建立模拟月壤颗粒几何模型；基于线性弹簧-阻尼接触作用模型、Hamaker理论及牛顿运动定律，建立颗粒动力学模型；采用三维离散单元方法（DEM）及软球模型，进行不同工况下模拟月壤在铺粉过程中的流变特性研究。结果显示:所提模型和方法能开展指定工况和环境参数的模拟月壤颗粒系统流动性和堆积行为数值仿真研究；月面低重力环境导致粉床表面粗糙度变大、堆积密度和平均配位数变小；通过降低铺粉速度和优化刮刀型面，可以有效改善月基铺粉的粉床质量，获得更密实和均匀的粉床结构。      

不规则燃油箱惰化系统进出口优化方法

为解决不规则燃油箱惰化时，出现的氧体积分数分布不均匀、惰化区域不充分的难题，以熵权改进优劣解距离（TOPSIS）理论为基础，提出一种适用于不规则油箱惰化系统的优化方法，并结合数值仿真方法进行综合评价，实现波音747飞机惰化系统进出口的优化设计。结果表明：根据熵权改进TOPSIS理论设计的惰化方案，不仅可以降低惰性气体流量需求，而且可以使得惰化空间氧体积分数分布更为均匀；优化后的波音747飞机惰化方案，综合性能指标提升22.67%，速度性指标提升2.97%，均匀性指标提升27.78%；单侧偏置惰化方案设计思路，可以增加流通路径、延长惰性气体存续时间，使得油箱惰化时氧气分布更为均匀、氧体积分数下降迅速。     

基于速度观测的双余度电液舵机系统容错同步控制

考虑飞机电液舵机活塞杆运动速度不易测量的情况，提出一种基于速度观测的容错同步控制策略，解决了双余度电液舵机系统（DREHAS）内泄漏共模故障（IL-CMF）下的位置跟踪控制问题。首先，通过引入2组参考轨迹并对模型进行线性变换，实现舵面位置跟踪与两舵机力输出同步控制解耦；其次，在扩展状态观测器（ESO）中加入故障参数自适应项，设计一种自适应扩展状态观测器（AESO）估计两通道舵机活塞杆速度和扰动，从而克服了故障条件下利用原系统模型设计ESO带来的估计结果不准确问题；最后，基于AESO的估计结果及故障参数在线更新结果，利用反步法设计了一种非线性容错同步控制器。Lyapunov稳定性分析结果表明，该控制方法可确保IL-CMF故障及时变干扰条件下，闭环系统所有信号有界，系统输出满足规定的性能要求。IL-CMF故障及常值干扰条件下，系统跟踪误差渐进收敛于零。仿真实验进一步验证了所提方法的有效性。      

直齿锥齿轮的齿面苗率半径和速度分析

根据切齿原理和产形面与被切齿面间的关系推导出直齿锥齿轮的齿面曲率半径和综合曲率半径的表达式，并与当量齿轮法的求解结果进行了比较；在齿面坐标数值计算的基础上，分析了齿面上点的速度，为精确分析直齿锥齿轮的弹流工况及在弹流条件下的接触应力分布提供了依据．     

基于改进Faster R-CNN的SAR图像飞机检测算法

在合成孔径雷达（SAR）图像分析领域，飞机作为一种重要目标，对其的检测越来越受到重视。针对传统SAR图像飞机检测算法需要人工设计特征且鲁棒性较差的问题，提出了一种基于改进Faster R-CNN的SAR图像飞机检测算法。制作了一个SAR图像飞机数据集（SAD），以Faster R-CNN为检测框架，利用改进k-means算法设计更合理的先验锚点框，以适应飞机目标的形状特点；借鉴inception模块思想，设计多路不同尺寸卷积核以扩展网络宽度，增强对浅层特征的表达；分析残差网络Layer5层的特征输出具有更大的感受野，对其上采样后进行特征融合以利用更多的上下文信息；同时引入Mask R-CNN算法中提出的RoI Align单元，消除特征图与原始图像的映射偏差。实验结果表明:相比原始的Faster R-CNN算法，所提改进的Faster R-CNN算法在SAR图像飞机数据集上平均检测精度提高了7.4%，同时保持了较快的检测速度。