新型飛機(jī)跑道方案樣本

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1、錯(cuò)誤 ! 未找到 資料內(nèi)容僅供您學(xué)習(xí)參考，如有不當(dāng)或者侵權(quán)，請(qǐng)聯(lián)系改正或者刪除。 新型傾斜飛機(jī)跑道設(shè)計(jì)構(gòu)想 引言 機(jī)場(chǎng)跑道是指飛機(jī)場(chǎng)內(nèi)用來(lái)供應(yīng)航空飛行器起飛或降落的超 長(zhǎng)條形區(qū) 域 , 其材質(zhì)能夠是瀝青或混凝土 , 或者是弄平的草、 土或碎石地面 , 也能夠是水面 , 甚至能夠是木板 , 頁(yè)巖 , 珊瑚蟲 , 粘土等鋪設(shè)的?，F(xiàn)在全球范圍內(nèi)跑道普遍使用以陸地為基礎(chǔ)。 第一章 現(xiàn)有飛機(jī)跑道概述 現(xiàn)在的飛機(jī)跑道都是水平鋪設(shè)的 , 飛機(jī)在著陸過(guò)程

2、中存在著較長(zhǎng)的著陸滑跑距離 , 其所具有的能量以熱能的形式散失而無(wú)法重復(fù)利用。 在起飛過(guò)程中的滑跑距離則更長(zhǎng)。 這導(dǎo)致了在現(xiàn)有技術(shù)條件下 , 飛機(jī)跑道的長(zhǎng)度難以縮短 , 能量被大量浪費(fèi)。 引用源。 列出了部分型號(hào)飛機(jī)的起飛著陸性能 : 飛 機(jī) 型 米格 -27 幻影 5 F-4E 波音 747 DC-8 超 號(hào) 63 起 飛 滑 700 900 1338 3170 3505 跑距離 /m 著 陸 滑 800 830 915 1942 1801 跑距離 /m

3、 表格 1 資料內(nèi)容僅供您學(xué)習(xí)參考，如有不當(dāng)或者侵權(quán)，請(qǐng)聯(lián)系改正或者刪除。 從 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 中能夠看出 , 戰(zhàn)斗機(jī)起飛和著陸滑跑距離 較短 , 在 1000m左右 , 而運(yùn)輸機(jī)則在 m 至 3000m 左右。特別是在 高原地區(qū) , 由于空氣稀薄 , 相同速度下產(chǎn)生的升力小于水平面 , 因此在起飛過(guò)程中所需的滑跑加速距離特別長(zhǎng)。 世界上最長(zhǎng)的民用 機(jī)場(chǎng)跑道中國(guó)昌都邦達(dá)機(jī)場(chǎng)長(zhǎng)度 5500 米, 海拔 4300 多米。美國(guó)加 利福尼亞州穆羅克的羅杰斯干湖床上的愛德華空軍基地跑道長(zhǎng)度 達(dá) 11265 米。

4、有沒有一種方法能夠在現(xiàn)有飛機(jī)性能的前提下縮短飛機(jī)跑道長(zhǎng)度呢 ? 第二章 理想化模型 能夠嘗試建立一個(gè)理想化的物理模型 : 在水平地面上運(yùn)動(dòng)的質(zhì)量為 m的質(zhì)點(diǎn) , 速度為 v, 地面摩擦因數(shù)為μ , 停止距離為 s. 則 有 ( 以下 , G 為其重力 , N 為其與地面的壓力 , l 為其在斜面的位移 , g 為重力加速度 , f 為摩擦力 ) 則 錯(cuò)誤 ! 未找到引用源。 :

5、 圖 1 資料內(nèi)容僅供您學(xué)習(xí)參考，如有不當(dāng)或者侵權(quán)，請(qǐng)聯(lián)系改正或者刪除。 N G G mg fN fs1 1 mv 2 0 2 得出 s1  v 2 2 g 如果 , 將水平面改為傾角為θ的傾斜面 , 則如 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 圖 2 G mg N G cos

6、 f N f G cos ma a  dv dt 資料內(nèi)容僅供您學(xué)習(xí)參考，如有不當(dāng)或者侵權(quán)，請(qǐng)聯(lián)系改正或者刪除。 dl v dt 積分 , 得 0 l cos ) vdv g(sin v 0 即 l v 2 cossin ) 2 g ( s2 l cos 從而有 s2  v2 2g( tan ) 因此 s1 s2 因此 , 初速度相同

7、時(shí)在傾斜軌道上運(yùn)動(dòng)的質(zhì)點(diǎn)停止所需的距 離要短于在水平軌道上運(yùn)動(dòng)的質(zhì)點(diǎn)。 同理 , 質(zhì)點(diǎn)收到外力作用加速至一定速度時(shí) , 在傾斜軌道上向斜下方運(yùn)動(dòng)要比單純借助外力加 速所需的距離要短。 因此 , 借助傾斜軌道能夠利用重力的效應(yīng) , 縮短飛機(jī)的滑跑距離。 第三章 飛機(jī)滑跑模型 3.1 起飛過(guò)程 可是飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)情況要比質(zhì)點(diǎn)復(fù)雜的多 , 除了重力、 支持力、摩擦力之外 , 還有升力和空氣阻力 , 而后兩者都是隨速度變化的 資料內(nèi)容僅供您學(xué)習(xí)參考，如有不當(dāng)或者侵權(quán)，請(qǐng)聯(lián)系改正或者刪除。 函數(shù)。下面對(duì)于飛

8、機(jī)起飛時(shí)滑跑距離的問(wèn)題作進(jìn)一步討論。 飛機(jī)起 飛 ( 或降落 ) 受力如 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 所示 圖 3 開始 , 飛機(jī)的阻力和升力都等于 0; 隨著滑跑速度的增加 , 阻 力和升力也跟著增大。 當(dāng)滑跑速度略大于飛機(jī)的失速速度的 10%時(shí) , 飛機(jī)抬頭 , 迎角增加 , 升力很快超過(guò)重力 , 由于地面摩擦阻力的 消失和起落架的收起使飛機(jī)阻力大大減小 , 飛機(jī)凈推力增加。 飛行速

9、度達(dá)到 1.2vs ( 失速速度 ) 時(shí) , 飛機(jī)轉(zhuǎn)入爬升。 按照 FAA規(guī)定 , 起 飛安全速度大于等于 1.2vs 。 其中 vs  2G CL, max S ( G 為飛行重力 , C L, max 為最大升力系數(shù) , S 為機(jī)翼面積 ) 則有 N W L 資料內(nèi)容僅供您學(xué)習(xí)參考，如有不當(dāng)或者侵權(quán)，請(qǐng)聯(lián)系改正或者刪除。 f N 平行地面方向向前合力為 F T D (G L) F ma 觀察此式 ,

10、加速度 a 為 T( 發(fā)動(dòng)機(jī)推力 ) 、 D( 空氣阻力 ) 、 G( 飛機(jī)重力 ) 、 L( 升力 ) 、 的函數(shù)。起飛之際 , 在大部分起 飛距離內(nèi) , T 為合理常數(shù) ( 特別是對(duì)噴氣式飛機(jī) ) , G 、 也是常 數(shù)。但 L 和 D兩者隨速度而改變。因?yàn)? L 1 v2 SC 2 L 和 1 2 S(CD ,0

11、 CL2 D v ) 2 eAR 其中 AR 為飛機(jī)的展弦比。對(duì)于 需做些解釋。當(dāng)飛機(jī)接近地 面飛行時(shí) , 其翼尖漩渦的強(qiáng)度 , 因?yàn)榕c地面的交互影響 , 多少有 些降低。因?yàn)檫@些漩渦 , 誘導(dǎo)機(jī)翼產(chǎn)生下降流 w ( downwash) , 接 著又生誘導(dǎo)阻力 ; 當(dāng)飛機(jī)接近地面飛行時(shí) , 下降流和連帶的誘導(dǎo) 阻力都降低了 , 這一現(xiàn)象稱之為地面效應(yīng) ( ground effect) , 這

12、 是因?yàn)轱w機(jī)高于地面接近降落的瞬間 , 具有上浮傾向。 基于空氣動(dòng) 力學(xué)原理得 近似式為 （ 2 ） 16h / b 1 (16h / b)2 其中 , h 為機(jī)翼距地面高度 , b 為翼展。 基于上述 , 要精確計(jì)算在起飛距離內(nèi)速度對(duì)時(shí)間的變化和最 資料內(nèi)容僅供您學(xué)習(xí)參考，如有不當(dāng)或者侵權(quán)，請(qǐng)聯(lián)系改正或者刪除。

13、 后的離地距離 , 需對(duì)上式進(jìn)行積分。 且應(yīng)分別由上兩式考慮到 T 和 D 因速度不同的變化 , 以及任何對(duì)推力 T 的速度影響。這些力沿起 飛距離的標(biāo)準(zhǔn)變化如 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 所示。其中 s 正比于 v 2 。因 D 和 T 都正比于動(dòng)壓 q 1 v 2 , 故她們?cè)趫D中看來(lái) , 近似線性變 2 化 ; 同時(shí) , 該圖依賴噴氣飛機(jī)繪出 , 故推力 T 亦為相正確常數(shù)。

14、 圖 4 簡(jiǎn)單而近似的起飛距離 sL0 可求得如下。假定 T 為常數(shù) , 也假 定阻力和摩擦力之和平均值為 D (W L) 平均 , 以產(chǎn)生適當(dāng)?shù)钠痫w 距離 sL 0 。于是 , 作用于起飛飛機(jī)的有效力為 F有效  T [ D  (W  L)] 平均 由 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 來(lái)看 ,  該假定是合理的  :  故加速力為  F有效 。 F有效  m dv dt ds v dt