飞机碰撞模型
基于灰色预测模型的飞机与场面障碍物碰撞分析
２ 灰色 预测 模型
灰色预测模型 （ Ｇ Ｒ Ｅ Ｙ ＭＯＤ Ｅ Ｌ ）简称 ＧＭ 模型 ，是一 种针对灰色系统的、通过 少量 的、不完全 的信息建立数学模 型并做出预测的分析方法 ， 若模 型为一阶微分方程且仅有一 个变域 ，则为 Ｇ Ｍ （ １ ， １ ）模型…。灰色系统是黑箱概念的一 种推广 ，将信息完全未知、不确定 的系统称为黑色系统，信 息完全 已知和确定的系统称 为白色 系统 ， 介于两者之间的系
（ １ ）机场地面保障 因素 ：地面保障包括车辆装卸、机务 检 修，以及特种车辆运行等； （ ２ ）机组因素：滑行注 意力，对冲突的预见能力，对管 制指令 的理解 ，准备是否充分等；
（ ３ ）其 他 因 素 ：主 要 是 管制 员 因素 ，发布 管 制 指 令 是 否
合理和是否认真对飞机实施监视等。
１ 飞机 与场面 障碍 物碰撞
１ ． １ 飞机 与场 面 障 碍 物 碰 撞 概 念
Байду номын сангаас
飞机 与场面障碍物碰撞属于一个泛指概念 ， 指飞机在机 场区域 内与航 空器 、机场设施设备、车辆 、建筑物等主动或 被动碰撞从而影响飞机安全、正常运行 的事件 ，该类事件对 飞行安全有直接影 响，甚至造成重大灾难 。
中国西部科技
２ ０ １ ４年 １月第 １ ３卷第 １期总第 ２ ９ ４期
２ ３
基 于灰 色 预 测模 型 的 飞机 与场 面 障碍 物碰 撞 分析
剥 、 浩
（ 民航新 疆空中交通管理局管制 中心 ，新 疆 乌鲁木 齐 ８ ３ ０ ０ １ ６ ） 摘 要：飞机与场面障碍物碰撞对 飞行安全构成 了严重威胁 。本文首先论述 了灰 色预测理论 ，然后构 建灰 色预 测模型对我 国
飞机尾翼前缘结构鸟撞模型与试验验证
飞机尾翼前缘结构鸟撞模型与试验验证发表时间：2019-12-30T13:08:15.447Z 来源：《科学与技术》2019年 15期作者：倪磊[导读] 鸟撞是飞机在飞行中遇到的重要危险之一摘要：鸟撞是飞机在飞行中遇到的重要危险之一，同时也是一种突发性和多发性的飞行事故，因此，结构抗鸟撞设计成为飞机设计必须考虑的要素。
本文针对某飞机尾翼前缘结构基于光滑粒子流模拟了结构遭受鸟撞时结构损伤的全过程；以前缘结构鸟撞试验为基础，研究了前缘结构受鸟撞击的破坏模式；分析表明：模型的数值结果与试验结果在前缘结构的变形、破坏模式和应变曲线趋势吻合较好。
关键词：鸟撞；SPH方法；前缘结构中图分类号：V215.9, V216.5 文献标志码：A0 引言飞机飞行期间，飞机的迎风面对于鸟撞是敏感部位，这些结构中常设有各种管路系统等重要设施，一旦遭到破坏，飞机的安全性能就得不到保障，因此结构的抗鸟撞能力是设计必须考虑的。
过去通过昂贵的全尺寸鸟撞试验来验证，如果鸟撞验证试验未通过，这就会大大增加飞机的研制风险。
因此，为了降低设计阶段成本和风险，数值模拟方法被用来支持取证过程[1]。
一个精确的数值模拟模型能够让设计者对鸟撞撞击事件中所表现出的力学行为有更加明确的了解，本文采用大型非线性有限元方法，基于光滑粒子流建立了尾翼前缘结构鸟撞的数值分析模型，详细模拟了结构遭受鸟撞时结构损伤的全过程；同时，开展了飞机尾翼前缘结构鸟撞试验，研究前缘结构受鸟撞击的破坏模式。
最后，对比分析了模型和试验的前缘结构变形、破坏模式和应变曲线趋势，吻合比较好。
1 尾翼前缘结构根据某飞机平尾前缘危险部位筛选情况来看，前缘蒙皮、隔板和前梁腹板的对接位置为最危险部位，因该处的对接均在展向同一位置。
因此，从对接位置向左向右各延伸4个肋站位截取飞机平尾前缘结构中一段来作为分析和试验的目标，试件总长度1523mm，8个肋站位保证了试件遭受鸟撞时，能量能够充分的扩散。
高中物理飞机撞鸟实验教案
高中物理飞机撞鸟实验教案
实验名称：飞机撞鸟实验
实验目的：通过模拟飞机与鸟相撞的情况，探讨碰撞时的能量转化和动量守恒现象。
实验材料：小型模型飞机、鸟类模型、测量器具（尺子、称量器）、能量转化和动量守恒
实验装置。
实验步骤：
1. 将模型飞机悬挂于地面约1米高处，测量其下落高度并记录下来。
2. 使用实验装置模拟飞机与鸟相撞的情况，测量飞机和鸟的质量，并记录下来。
3. 计算飞机和鸟相撞时的总动能和总机械能，并进行数据分析。
4. 观察碰撞时飞机和鸟的反弹情况，分析能量转化和动量守恒的现象。
实验结论：通过实验可以得出碰撞时能量会发生转化，部分动能会转化为其他形式的能量，但总能量和总动量仍然守恒不变。
拓展实验：可以对不同质量、速度的飞机和鸟进行碰撞实验，探讨碰撞时各种因素对能量
转化和动量守恒的影响。
注意事项：在进行实验时要注意安全，避免碰撞导致意外伤害。
实验结束后要做好清理工作，保证实验环境整洁。
基于Reason模型的可控飞行撞地事故危险源分析
Science and Technology &Innovation ┃科技与创新2021年第01期·111·文章编号：2095－6835（2021）01－0111－03基于Reason 模型的可控飞行撞地事故危险源分析＊许林辉，张辉，刘尚豫（中国民用航空飞行学院，四川广汉618307）摘要：可控飞行撞地（CFIT ）是全球航空致命率最高的事故类型之一。
根据Reason 模型，结合可控飞行撞地事故特点对十字航空3597号班机事故进行危险源分析，并针对于3597号班机整个事故过程中所存在的问题提出对应的改善建议，以减少类似事故的发生，进一步保障飞行安全。
关键词：可控飞行撞地；危险源；Reason 模型；飞行安全中图分类号：V328文献标志码：ADOI ：10.15913/ki.kjycx.2021.01.0411引言国际航空运输协会（IATA ）对可控飞行撞地（CFIT ）的定义为：飞机在飞行过程中并未失去控制的情况下，与地面、水面或障碍物发生碰撞的事故。
这类事故的关键在于飞机是可以正常飞行的，并且在机组人员的操控下。
造成这类事故的因素有很多，通常调查发现这类事故的原因不是飞机故障，而事故原因往往在于人，比如机组资源管理（CRM ）不当，没有严格按照标准操作程序（SOP ），飞行员能力欠缺，飞行计划有问题，飞行员缺乏情景意识不能在危险情况下迅速复飞。
国际航空运输协会可控飞行撞地事故报告（2008—2017年）显示，在837起事故中，死亡事故149起，占比17.8%。
2008—2017年六大致命事故类别数据统计如图1所示。
从图1中可以得出，CFIT 事故的47起中有42起致命事故，占比28.2%，可见CFIT 是第二大致命事故类，仅次于飞行失控（LOC-I ）。
CFIT 事故是灾难性的，报告表明CFIT 事故将导致89%的乘客或机组人员死亡。
鉴于这种高死亡风险事故，CFIT 已被国际航空运输协会安全和飞行运行部门和行业代表评估为安全干预和风险缓解的最高优先事项之一。
机载防撞系统垂直防撞的物理模型
机载防撞系统垂直防撞的物理模型彭良福;林云松【摘要】如何准确预测和估算本机与入侵飞机相遇时在最接近点的垂直间隔距离,是机载防撞系统(TCAS)在垂直方向上选择防撞措施的关键问题.采用空间相遇几何学的方法,建立了本机与入侵飞机相遇时垂直防撞的两种物理模型,基于该模型推导出了预测两机之间垂直间隔距离的计算公式,并且进行了计算机仿真.仿真结果表明,该模型能够准确预测本机与入侵飞机相遇时在最接近点的垂直间隔距离.最后,给出了本机在垂直方向上选择防撞措施的决策咨询条件和逻辑处理流程.【期刊名称】《电讯技术》【年(卷),期】2010(050)008【总页数】5页(P7-11)【关键词】机载防撞系统(TCAS);垂直决策咨询;防撞模型【作者】彭良福;林云松【作者单位】西南民族大学,电气信息工程学院,成都,610041;电子科技大学,自动化工程学院,成都,610054【正文语种】中文【中图分类】V241;V328自从1981年美国联邦航空局(FAA)提出并着手研制机载防撞系统(Traffic alert Collision Avoidance System，TCAS)以来，经过二十多年的发展，从只能提供交通咨询(TA)的第一代机载防撞系统TCASⅠ，到既能提供交通咨询又能提供垂直方向决策咨询(VRA)的第二代机载防撞系统TCASⅡ，机载防撞系统逐步在美国、欧洲和中国得到了广泛的应用[1-5]。
迄今为止，只有少数几家公司能够制造机载防撞系统。
因此，建立和分析机载防撞系统的物理模型，对于研究和了解机载防撞系统的防撞机制，具有重要的理论意义和工程参考价值。
1 防撞措施用于避免飞机在空中相撞的机动措施有转向(水平机动)、变速(水平机动)和升降(垂直机动)3种，这3种机动措施可以单独或者组合使用。
受飞机飞行性能的限制，客机和运输机一般采用垂直机动来避免碰撞，战斗机采用垂直机动和水平机动的组合来避免碰撞。
限于篇幅，本文只针对飞机垂直机动的防撞模型予以讨论。
飞行冲突解脱与恢复几何模型及管制策略
飞行冲突解脱与恢复几何模型及管制策略1 冲突解脱几何模型冲突解脱几何模型是用于解决飞行冲突的重要工具，它可以快速准确地分析和解决飞行冲突。
它有三种常见的几何模型：两点冲突解脱，旋转冲突解脱和三点冲突解脱。
1.1 两点冲突解脱两点冲突解脱是指出现冲突的两架飞机之间的冲突解脱，当距离太小或朝向不同时，这种解决方法可以安全地解决冲突。
它包括横向和纵向两种方式。
其中横向两点解脱法又称“动向结合法”，即飞行员根据两机方位角差实施相同方向上的动作，使两机之间的距离增加；另一种是纵向两点解脱法，即飞行员根据两机高度差，分别实施上移和下移的动作。
1.2 旋转冲突解脱旋转冲突解脱是指在飞行冲突时，机组采取适当悬停/转弯/拐弯等方式，以确保飞机的安全性，使飞机各垂直轴之间的相对位置发生变化。
这种解决方法可以快速有效地避免两机之间的冲突，并尽量减少能量消耗。
1.3 三点冲突解脱三点冲突解脱是指出现冲突时，三架飞机之间的冲突解脱，它以多点同步解脱的方式实现，其中任意两架飞机需各实施不同的动作，以达到冲突解脱的目的。
2 管制策略管制策略是对冲突解脱几何模型的有效管制，目的是实现有效的冲突解脱，规范飞行管制员在冲突发生后的应对营救行动，以获得最佳冲突解脱结果。
2.1 冲突短中长期根据冲突情况的复杂程度，飞行冲突管理策略分为短期、中期和长期三个阶段。
短期策略指在冲突发生后，由管制员设计最佳管制策略，确保冲突解脱成功；中期策略指避免冲突事件的发生，尤其是当出现未知的情况时；长期策略指集中在管制交通格局上，维持全局空中交通安全，确保空中交通顺畅。
2.2 方案核心飞行冲突管制策略营救方案包括8项内容：躲避计算机加力成功标准；立即采取有效行动解决冲突；精准定位双方飞行位置；防止拐弯、巡航高度及速度突变；配合有效管制离场；在冲突前有效监控及把握飞行空间；运用扩展增稳策略；合理控制冲突的形成时间等。
2.3 恢复几何模型恢复几何模型是将冲突解脱以及管制策略解决的消除冲突后的恢复阶段，它可以帮助机组快速恢复原有的航线航迹，以便安全继续航行，同时减少飞行过程中的风险。
飞机撞击荷载计算模型中压溃力选取分析_韩鹏飞_刘晶波_陆新征_林丽_岑松
Abstract:
The Riera model is a simplified practical model for the calculation of aircraft impact load. The results
of aircraft impact tests and numerical simulations are usually compared with the calculation results of this model in many studies. Since an impact load consists of a crushing force and an inertial force by introducing and analyzing this model, the crushing force is needed to be determined. In order to use the Riera model more reasonably, the existing formulas for crushing force calculations are summarized, but there is a great difference in the calculation results of crushing forces by using these formulas. And the comparison between the test data and calculation results by deformed length and impact time of projectile is also made to assess these formulas for crushing forces. The formulas, which are more suitable for crushing force calculation in aircraft impact cases, are given and the influence of crushing forces on impact loads is discussed. The crushing force should not be ignored with respect to inertial forces and it has a big influence on impact loads. Key words: aircraft impact; theoretical analysis; formulas; crushing force; containment
机载防撞系统垂直防撞的物理模型
第５ ０卷 第 ８ 期
２１ ００年 ８月
电讯技术
Ｔ ｌｃ ｍｍｕ ｉａ ｏ ｎ ｅ ｆ ｇ ｅｅ ｏ ｎ ｃ ｔ ｎ Ｅ ｏｎ ｅ ｎ ｉ ｉ
Ｖｏ ． ０ Ｎ ． １５ ｏ ８
Ａｕｇ．２ ０ ０１
文章 编号 ：０ １ ９Ｘ（０ ０ ０ １０ —８ ３ ２ １ ｝８—００ ０ ７—０ ５
Ｐｈ ｓｃ ｌＭ ｏ ｅ ｏ ｒ ｉ ａ ｌ ｓｏ ｏ ｄ ｎ ｅ ｙ ｉａ ｄ ｌｆ ｒ Ｖｅ ｔｃ ｌＣｏ ｌ ｉ ｎ Ａｖ ｉ ａ ｃ ｉ
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空域航空器碰撞风险评估的建模仿真研究
文章编号 ： １ ０ ０ ６ — ９ ３ ４ ８ （ ２ ０ １ ３ ） ０ ７ — ０ ０ ４ ２ — ０ ４
计
算
机
仿
真
２ ０ １ ３ 年７ 月
空 域 航 空 器 碰 撞 风 险 评 估 的 建 模 仿 真 研 究
党淑 雯 ， 田蔚 风
（ １ ．上海工程技术大学飞行 学院 ， 上海 ２ ０ １ ６ ２ ０ ； ２ ． 上海交通大学测量技术仪器系 ， 上海 ２ ０ ０ ２ ４ ０ ） 摘要 ： 空域运行风险评估利用预估碰撞 风险概 率来保证 飞行间隔 。为保 障空域安全 ， 提 出采 用缩小垂直 间隔 （ Ｒ Ｖ Ｓ Ｍ） Ｒ ｅ ｉ ｃ ｈ 模型 的椭柱形改进模型 ， 用以对 Ｒ Ｖ Ｓ Ｍ空域碰撞风险进行建模分析 。新算法 首先确定评估 空域、 影响安全性 的各参数 间的 关 系和最大可接受 的碰撞风险值等用以建立模型 ， 计算 出碰撞 风险的发生概率 ； 最后采用 ｌ 界值 比对方法得 出当前 的安全 等级 系数 ， 以确定 出标准 。采用结构尺寸较大机型的实测数据进行仿 真， 并将 Ｅ ｖ ｅ ｎ ｔ 模型算法与新方法进行 比较 。仿真结果 验证 了新模型简化算法的 同时也提高了评估精度 ， 具 备可行性 和优越性 。 关键词 ： 缩小垂直 间隔 ； 碰撞风险 ； 椭柱形 ； 区域导航精度
中 图分 类号 ： Ｎ ９ ４ ５ ． １ ２ 文献标识码 ： Ａ
Ｒｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ ｏ ｎ Ｍｏ ｄ ｅ ｌ ｉ ｎｇ ａ ｎｄ Ｓｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｆ ｏ ｒ Ｃｏ ｌ ｌ ｉ ｓ ｉ ｏ ｎ Ｒｉ ｓ ｋ Ａｓ ｓ ｅ ｓ ｓ ｍｅ ｎ ｔ
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空中碰撞概念模型
空中碰撞概念模型
空中碰撞（Aerial Collision）是指两个或多个飞行器在飞行过程中发生意外碰撞的事件。
这类事件可能发生在民用航空、军用航空或者无人机领域。
空中碰撞可能造成严重的后果，包括人员伤亡、设备损坏以及环境污染。
为了降低空中碰撞的风险，研究人员和工程师们开发了一系列空中碰撞概念模型。
这些模型有助于更好地理解碰撞过程，提高飞行安全。
以下是一些空中碰撞概念模型的关键要素：
1.飞行器类型：模型需要考虑不同类型的飞行器，如民用客机、军用飞机、直升机、无人机等。
不同类型的飞行器具有不同的尺寸、重量、速度和机动性，这些都可能影响碰撞过程。
2.飞行器相对位置：模型需要描述飞行器在空中的位置关系，包括它们之间的距离、相对速度和方向。
这些参数对于预测碰撞可能性和碰撞后果至关重要。
3.碰撞参数：模型需要分析碰撞过程中的关键参数，如碰撞角度、撞击速度和撞击能量。
这些参数将影响飞行器在碰撞后的受损程度。
4.碰撞后果：模型需要评估碰撞对飞行器的影响，包括结构损坏、系统失效和人员伤亡。
此外，模型还需要考虑环境污染和气候影响。
5.避免碰撞的策略：模型需要提出避免空中碰撞的策略和措施，如飞行间隔、避让机动和空中交通管制。
这些策略将降低飞行器在空中发生碰撞的风险。
6.模型验证和改进：研究人员需要对模型进行验证，确保其预测结果的准确性。
此外，研究人员还需要根据实际情况对模型进行改进，以提高其预测能力。
02碰撞4种模型 - 副本
1、碰撞模型特点：在碰撞的瞬间，相互作用力很大，作用时间很短，作用瞬间位移为零，碰撞前后系统的动量守恒。
无机械能损失的弹性碰撞，碰撞后系统的动能之和等于碰撞前系统动能之和。
碰撞后合为一体的完全非弹性碰撞，机械能损失最大。
1小球a、b用等长细线悬挂于同一固定点O.让球a静止下垂，将球b向右拉起，使细线水平．从静止释放球b，两球碰后粘在一起向左摆动，此后细线与竖直方向之间的最大偏角为60°.忽略空气阻力，求：(1)两球a、b的质量之比；(2)两球在碰撞过程中损失的机械能与球b在碰前的最大动能之比．2．反冲模型物体的不同部分在内力作用下向相反方向的运动，称为反冲。
反冲的特点是物体间相互作用的内力大，在外力远远小于内力情况下，可以认为动量守恒。
常见的反冲现象有：喷气式飞机的运动，火箭的运动，放射性元素的衰变等。
2一个连同装备总质量为M=100kg的宇航员在距离飞船x=45m处与飞船处于相对静止状态，背着装有质量为m0=0.5 kg氧气的贮气筒。
筒上装有可以使氧气以v=50 m/s的速度喷出的喷嘴，宇航员必须向着返回飞船的相反方向放出氧气，才能回到飞船，同时又保留一部分氧气供途中呼吸用，宇航员的耗氧率为Q=2.5×10-4 kg/s，不考虑喷出氧气对设备及宇航员总质量的影响，则： (1)瞬时喷出多少氧气，宇航员才能安全返回飞船？ (2)为了使总耗氧量最低，应一次喷出多少氧气？返回时间又是多少？1气球质量为200 kg，载有质量为50 kg的人，静止在空气中距地面20 m高的地方，气球下方悬一根质量可忽略不计的绳子，此人想从气球上沿绳慢慢下滑至地面，为了安全到达地面，则这绳长至少应为多长？(不计人的高度)2光滑水平面上放着质量m A ＝1 kg的物块A与质量为m B ＝2 kg的物块B，A与B均可视为质点，A靠在竖直墙壁上，A、B间夹一个被压缩的轻弹簧（弹簧与A、B均不拴接），用手挡住B不动，此时弹簧弹性势能为E p＝ 49 J．在A、B间系一轻质细绳，细绳长度大于弹簧的自然长度，如图所示．放手后B向右运动，绳在短暂时间内被拉断，之后B冲上与水平面相切的竖直半圆光滑轨道，其半径R＝0.5 m，B恰能运动到最高点C．取g＝10 m/s2，求：⑴绳拉断后瞬间B的速度v B的大小；⑵绳拉断过程绳对B的冲量I的大小；⑶绳拉断过程绳对A所做的功W．。
reich及event碰撞风险模型的对比分析
长沙航空职业技术学院学报JOURNAL OF CHANGSHA AERONAUTICAL VOCATIONAL AND TECHNICAL COLLEGE 第19卷第4期2019年12月Vbl.l9No.4Dec. 2019D01:10.13829/ki.issn.l671-9654.2019.04.20REICH及EVENT 碰撞风险模型的对比分析左青海，韩晓杰，张智巍(中国民用航空飞行学院空中交通管理学院，四川 广汉618300)摘要：保障尾流安全间隔是航空安全领域的难题，为了优化分析航空器的碰撞风险，依据国内管制的要求， 釆用两种碰撞风险模型——REICH 模型和EVENT 模型来研究碰撞风险，并侧重于REICH 模型的算法，将实际 中的参数带入REICH 模型和EVENT 模型中进行运算，把两种模型的运算结果进行对比得出：REICH 模型和EVENT 模型都能精确分析航空器安全间隔的参数重要性，EVENT 模型运算起来更为方便而REICH 模型中的参数相对冗杂。
两种模型各有优缺点，需要;J 艮据实际空域情况采用合适的模型。
关键词：REICH 模型；EVENT 模型；碰撞风险；安全间隔中图分类号：V355.1文献标识码：A 文章编号:1671-9654 ( 2019 ) 04-0087-05Comparative Analysis of REICH and EVENT Collision Risk ModelZUO Qing-hai, HAN Xiao-jie, ZHANG Zhi-wei(College of A ir Traffic Management, Civil A viation Flight University of C hina, Guanghan Sichuan 618300)Abstract: Ensuring wake turbulence safety separation is a difficult problem in the field of aviation safety. In order to optimize the analysis of aircraft collision risk, two kinds of collision risk models, REICH model and EVENT model, are used to study the collision risk according to the requirements of domestic control. The algorithm of REICH model is emphasized, and the actual parameters are brought into REICH model andEVENT model. Comparing the results of the two models, it is concluded that both REICH model and EVENTmodel can accurately analyze the parametric importance of aircraft safety separation, and the EVENT model ismore convenient to operate while the parameters of REICH model are relatively complicated. The two models have their own merits and demerits. Different models need to be adopted according to the actual situation inairspace.Key words: REICH Model; EVENT Model; collision risk; safety separation随着民航业的飞速发展，空中交通流量增长迅猛，航班的安排越来越紧凑，所以频繁地出现航班延误现象。
机载防撞系统水平防撞模型的建模与仿真
作者简介 ： 良福（９６ ， ， 彭 １６ 一）男 四川成都人 ， 工程 师 ， ， 高级 博士 主要从事机载 防撞系统 、 号与信息处理研究 信
Ｅ — ｍａ ｌ ｐ ｎ ｌａ ｇｕ＠ １ ６． ｏ ｉ： ｅ ｇ ｉｎ ｆ ２ ｃ ｍ
第 ４期
彭 良福等 ： 载防撞 系统水平 防撞模 型的建模与仿真 机
为 了避 免 与人侵 飞机 相 撞 ， 机 可 以采 取 ２类 机 本
动飞行避让措施 （ 独或组 合 ） ①升 降（ 单 ： 爬升／ 降， 下 垂直机动） ②转 向（ ； 左转／ 右转 ， 水平 机动 ） 。 目前 的机载 防撞 系统 （ Ｃ Ｓ Ⅱ） ＴＡ 是通 过 建 立垂 直 防撞模 型
近年来 国内外 多次试 验 表 明 ， 播 式 自动 相 关 监 视 （ Ｄ 广 Ａ Ｓ—Ｂ） 术 是 下 一 代 空 管监 视 技 术 的发 展 方 技 向 －］ ２。它不仅 可 以应 用 于空 中交 通状 况 的显示 ， 也可 以应 用 于机 场 场 面监 视 。 由于 目前 民航 飞机 上使
来 评估 和判 断本 机 采 取垂 直 方 向的 避 让措 施 （ 升或 爬 下 降 ） ， 否 在 两 机 相 遇 的 最 接 近点 产 生 安 全 的垂 后 能
在建 立水平 防撞模 型 时 ， 将入 侵飞 机与本 机之 间 的相 对距 离投 影到本 机所 在 的水平平 面 内 ， 需要 然后 预 测本 机与人 侵 飞机在最 接 近点 的水 平相 遇距 离 。因此 ， 平 相 遇距 离是 指 在本 机所 在 的水平 平 面 上相 遇距 水
离的投影值 。首先将本机与入侵飞机的位置在水平面上进行投影（ 见图 １ 。本机与入侵飞机之间的相对方 ） 位角度 ０是本 机机 头 的正前方 与入 侵飞机 之 间的夹 角 。当入侵 飞机位 于本 机机 头 的右方 时 ， “＋” 反 之 ０取 ， 则取“ ” 一 。由图 １ 可知 ， 假设实际测量的本机与入侵飞机的方位角度 为 ０ 相对距离为 尺 ， ， 垂直高度差 为
直升机桨叶扬起下坠过程碰撞模型影响研究
振动工程学报
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直升机桨叶扬起下坠过程碰撞模型影响研究
吴 世 杰"韩 东"林 长 亮$
!"6南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室"江苏 南京 $"%%":# $6中航工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司"黑龙江 哈尔滨 "#%%::$
收 稿 日 期 $%"?D%#D"##修 订 日 期 $%"&D%#D"A 基金项 目国 家 自 然 科 学 基 金 资 助 项 目 !""A?$"$P$#直 升 机 旋 翼 动 力 学 国 家 级 重 点 实 验 室 基 金 资 助 项 目
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关 键 词 直 升 机 #桨 叶 #碰 撞 模 型 #限 动 块 #动 响 应 中图分类号/$"A6!#/$?#B 6"文献标志码C文章编号"%%ADA#$!!$%"&$%#D%&!?D%& E8F%"%6":!&#'G69+>060HH+6"%%ADA#$!6$%"&6%#6%"!
N5*等在对直升机旋 翼 在 舰 面 上 起 动 和 停 转 过 程 中 的气弹动力学 问 题 做 相 关 研 究 时(&)"碰 撞 模 型 采 用 条件铰弹簧模型&OK,+4等分析了旋翼 在复杂气 动 环境下的动响 应 问 题(P)"并 针 对 不 同 风 向 和 风 速 条 件下旋翼的瞬态动 响 应 做 了 研 究"给 出 了 直 升 机 旋 翼 在 钻 井 平 台 上 起 动 和 停 转 的 安 全 操 纵 范 围& I,+4和 ;5分 析 了 直 升 机 旋 翼 在 舰 面 上 起 动 和 停 转动力学问题("%)"采用非线性 弹 簧 模 拟 桨 叶 与 限 动 块之间的碰撞&Q(22,HH(和 Q,)9K,)将桨叶与限动 块之间碰撞模型表示为弹 性 力 和 耗 散 力 的 合 力 & ("") R,--等构建 了 舰 船D直 升 机D旋 翼 模 型 "该 ("$D"A) 模 型 由多个离散的刚体 和 柔 性 体 组 成"用 线 性 弹 簧 处 理 桨叶与限 动 块 之 间 的 碰 撞&IK()-0等 采 用 桨 叶 主 动扭转降 低 舰 面 旋 翼 起 动 和 停 转 过 程 旋 翼 过 大 挥 舞"结 果 表 明 该 方 法 有 潜 力 降 低 过 大 的 旋 翼 挥 舞("#)&;,+等分 析 了 舰 船 运 动 对 舰 面 旋 翼 起 动 和 停转过程中旋翼瞬态气弹 响 应 的 影 响(":)"研 究 表 明 舰船纵摇 运 动 的 影 响 非 常 显 著&IK()-0等 针 对 舰 船运动对一弗洛德数相似舰面旋翼的气弹响应影响 做了研究("?)"研究结果表明特 定 条 件 下 舰 船 运 动 会 导致桨叶挥舞超出可接受范围&康浩等建立了舰载 直升机旋翼在起动和停转过程中的瞬态气弹动力学
简化碰撞模型对直升机桨叶扬起下坠动响应影响
直 升机在 执行 任务 时可 能会 遇到恶 劣 天气 ，特 别是 在 海面上 执行 任务 时 ，复杂 多变 的海况 会影 响 旋翼 的起 动 和停 转 。直 升 机 旋 翼 在起 动 和 停 转 过 程 中 ，会 以较低 转 速 旋 转 ，桨 叶 此 时产 生 的离 心力 较 小 ，导致桨 叶 的离心 力 刚度也较 小 。那 么直升 机
Ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ ｏｆｔｗｅｅｎ Ｂｌａｄｅ ａｎｄ Ｄｒｏｏｐ Ｓｔｏｐ ｏｎ Ｄｙｎａｍ ｉｃ Ｒｅｓｐｏｎｓｅ ｏｆ Ｂｌａｄｅ Ｄｒｏｏｐ Ｓｔｏｐ
Ｗ ｕ Ｓｈｉｊｉｅ，Ｈａｎ Ｄｏｎｇ （Ｎａｔｉｏｎａｌ Ｋｅｙ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ ｏｆ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｏｎ Ｒｏｔｏｒｃｒａｆｔ Ａｅｒｏｍｅｃｈａｎｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ Ｕ ｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ
简 化 碰 撞 模 型 对 直 升 机 桨 叶扬 起 下坠 动 响应 影 响
吴 世 杰 韩 东
（南 京 航 空 航 天 大 学 直 升 机 旋 翼 动 力 学 国家 级 重 点 实 验 室 ，南 京 ，２１００１６）
水上飞机与船舶碰撞风险因素建模
水 上 飞 机 与 船 舶 碰 撞 风 险 因素 建 模
翁 建 军 ， 周 阳 。
（ １ ． 武汉理 工大 学 航 运学 院 ， 湖 北 武汉 ４ ３ ０ ０ ６ ３ ； ２ ． 内河 航运技 术湖 北省 重点实 验室 ， 湖北 武汉 ４ ３ ０ ０ ６ ３ ）
摘 要： 我 国 民 用 水 上 飞机 产业 正处 于 起 步 阶 段 ， 保 障 水 上 飞 机 的 航 行 安 全 是 十 分 重 要 的 。 结 合 水 上 飞 机 水 面 滑
Ａｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ：Ａ ｓ ｔ ｈｅ ｃ ｉ ｖｉ ｌ ｓ ｅ ａ ｐ ｌ ａ ｎ ｅ ｉ ｎｄｕ ｓ ｔ ｒ ｙ ｉ ｓ ｂｅ ｇｉ ｎｎ ｉ ｎｇ ｔ ｏ ｄｅ ｖ ｅ ｌ ｏｐ，ｅ ｎｓ ｕ ｒ ｉ ｎｇ ｓ ｅ ａ ｐ ｌ ａ ｎｅ ｎａ ｖｉ ｇａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ａ ｆ ｅ ｔ ｙ ｉ ｓ ｂｅ ｃ ｏｍ ｉ ｎｇ ｉ ｍ— ｐ ｏｒ ｔ ａ ｎｔ ． Ａｃ ｃ ｏ ｒ ｄ ｉ ｎ ｇ ｔ Ｏ ｔ ｈｅ ｄ ｙｎ ａ ｍｉ ｃ ｃ ｈａ ｒ ａ ｃ ｔ ｅ ｒ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ ｓ ｏｆ ｓ ｅ ａ ｐｌ ａ ｎｅ ｓ ｉ ｎ ｔ ｈｅ ｐｒ ｏｃ ｅ ｓ ｓ ｏ ｆ ｈｙ ｄ ｒ ｏ ｐｌ ａ ｎｉ ｎｇ， ｔ ａ ｋｉ ｎｇ ｏ ｆ ｆ ａ ｎｄ ｌ ａ ｎｄ —
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飞机碰撞模型
摘要
第六架在边长为160km的正方形区域内以的飞行角从坐标为（0,0）的点出发，在飞行过程中不与其它五架飞机发生碰撞，即在该区域内与其它任意飞机的距离大于8km，就要不断调整该飞机的飞行角度，使其任意时刻与其他飞机的距离大于8km，利用空间中点的距离定义，计算任意时刻该飞机与其他飞机的距离，找到调整角度的最小值为。
1、问题重述
在约10000km高空的某边长160km的正方形区域内，有5架飞机均以800km/h的速度作水平飞行，不碰撞的标准为在该区域内任意两架飞机的距离大于8km。
现有5架飞机在区域内飞行且它们不会碰撞，其初始坐标和飞行方向由下表给出：
现有第6架飞机要进入该区域，坐标为（0,0）,飞行角为，如果其与内部的5架飞机发生碰撞，就需要调整其飞行角度，请建立优化模型，确定其与内部5架飞机不碰撞的最小调整角。
2、基本假设
1、五架飞机在规定正方形区域飞行中不随意改变路线；
2、飞机在飞行中不考虑其他未知因素；
3、符号说明
：正方形区域的边长；
：第i架飞机飞行的方向角度；
：第六架飞机飞行过程中的调整角度；
：第架、第架飞机的距离；
：第架飞机在区域内飞行的路线长度；
：第架飞机的飞行速度；
：第架飞机在区域内的飞行时间；
：第i架飞机的横坐标；
：第i架飞机的纵坐标；
4、模型的建立与求解
1、模型的建立
先根据五架飞机起始点与终点坐标，在规定的网格区域内画出它们的飞行路线，再根据给出的区域长度与各架飞机飞行速度，计算出各架飞机在区域内的飞行时间，
再根据计算得出的时间，得出时刻各架飞机的坐标，求出在该时刻第六架飞机与其他五架飞机的距离
即
当<8时，此时就需要调整第六架飞机的飞行角度，使其与另外五架飞机
的距离达到不碰撞的要求，即。
依次进行下去，直到第六架飞机飞出正方形区域位置为止。
2、 模型的求解
首先需根据飞机的飞行方向角度和飞行速度，计算出每架飞机在正方形区域内的飞行路线的长度
或
飞行路线如下图
飞机飞行路线图
计算飞行时间
再计算第六架飞机与其他飞机的距离
最后利用Matlab，计算出不碰撞的最小调整角度，为
5、模型的评价与改进
1、该模型计算得出的一系列飞行调整角度为不连续的值，与精确地调整角度有较小偏差。
2、模型计算复杂，运行时间较长。
3、该模型的飞机飞行调整方向角度计算需要人为的输入控制，计算机无法自己给出调整角度值。
参考文献
[1]。