专利名称：测量拦阻床抵抗飞机尾流吹袭能力的方法和试验用拦阻床的制作方法
技术领域：
本发明涉及机场的安全设施领域，具体来说，是一种用于机场跑道端拦阻系统的、测量其抵抗飞机尾流吹袭能力的试验方法，以及一种试验用拦阻床。
背景技术：
飞机拦阻系统一般铺设在机场跑道端的延长区域内，当飞机从这端起飞时，发动机的高速喷气有可能损伤拦阻床。因此需要通过试验的方法，检验拦阻床对飞机发动机尾流的抵抗能力。试验获得的测量数据将被用到拦阻床的工程应用设计中去，主要用于确定拦阻床的位置。试验中导流装置的设计，特别是斜面坡度数据，也将应用到拦阻床导流板的设计中去。试验拦阻床的固定和保护、持续飞机尾流的发生以及在高风速情况下的参数测量是该试验的难点和关键。美国专利US6971817公开了一种将拦阻单元体上下和四周用顶盖、底托和织物包裹起来以降低飞机尾流破坏程度的设计方法，但没有涉及拦阻床整体抵抗飞机尾流试验的试验方法和试验用拦阻床的设计。
发明内容
本发明的目的是提供一种拦阻床整体抵抗飞机尾流试验的试验方法以及试验用拦阻床，以便检验拦阻床对飞机发动机尾流的抵抗能力，可为拦阻床的工程应用可靠性和进一步改进拦阻床提供依据。本发明提供的一种试验用拦阻床，包括拦阻区域、固定块和导流装置，拦阻区域采用拦阻单元体布置而成，包括M个斜坡段和N个平台段，M为大于等于I的整数，N为大于等于O的整数。按照实际工程应用的设计和铺设拦阻区域。斜坡段的前端紧挨着导流装置，拦阻区域的两侧和后端都布置有固定块，固定块的上表面与相邻的拦阻区域的上表面平齐。拦阻床的所有缝隙都用粘结材料填上。导流装置包括侧面盖板和斜坡状的导流结构体。K个导流结构体紧挨着并排放在一起，K大于等于I。第一个导流结构体的左侧和最后一个导流结构体的右侧安装有侧面盖板进行密封。导流结构体包括坡面盖板、背板和底板，背板垂直于底板，并与底板焊接在一起，盖板用螺栓固定在底板和背板上。坡面盖板由薄铝板或易被飞机机轮压塌的材料制成，底板和背板为铁板或钢板。各导流结构体用胶粘结于地面，其内部为空腔，空腔内放置测量数据记录仪器和重物。导流装置的宽度为斜坡段的宽度加上两侧固定块的宽度之和。导流装置的表面缝隙都用粘接材料填上，导流装置的后侧与斜坡段前端之间的落差用粘接材料填补。在试验用拦阻床前部正对尾流风速最大处至少安装一组传感器。测量数据记录仪器连接传感器，传感器的敏感部分位于试验用拦阻床表面以上5 50cm处。本发明提供的一种测量拦阻床抵抗飞机尾流吹袭能力的方法，具体步骤为步骤1:在地面上固定试验用拦阻床，包括在拦阻区域前方设置导流装置，在拦阻区两侧和后段设置固定装置，与拦阻区域相衔接；并记录试验用拦阻床宽度，斜坡段的长度和坡度，平台段的长度，导流装置的坡度。步骤2 :设置本次试验飞机与试验用拦阻床的间距和相对位置。将试验的飞机放置在试验用拦阻床前，且飞机的尾部垂直指向试验用拦阻床，设置飞机与试验用拦阻床的间距，并根据飞机与试验用拦阻床间距，设置飞机的中心轴线与拦阻床的中心轴线对齐，或者设置飞机发动机的中心轴线与拦阻床的中心轴线对齐，使得试验用拦阻床始终处于风速最闻和风温最大处。步骤3 :飞机原地开启发动机至起飞推力或最大推力，然后吹袭试验用拦阻床T时间，连续测量此时试验用拦阻床的拦阻区域前部正中和一侧的风速和风温。T为3(Γ120秒。步骤4 :观察吹袭后的拦阻区域有无变形、破碎、移动或融化。若无变化，改变飞机与试验用拦阻床的间距和相对位置，转步骤3继续试验；如果有变化，停止试验，分析测量数据记录仪器得到的数据，得到拦阻床对指定机型起飞或者最大推力时的最近承受距离，以及拦阻床抵抗飞机尾流吹袭的最大风速和最高风温。将飞机与试验用拦阻床的间距由远及近设置来进行试验。本发明的优点在于(I)实现了对拦阻床抵抗飞机尾流能力的定量测试，试验拦阻床尺寸小且其安装不损坏地面，试验既有效又经济。(2)基于飞机特性参数中飞机尾流的区域分布、速度分布、温度分布等相关数据，设计试验拦阻床的摆放位置和与飞机的间距，使其始终处于风速最高、风温最大处，并按照风速逐渐增大的顺序安排试验。这样不仅测试结果真实可靠，包含了工程实际中可能发生的最不利的情形，而且还保障了试验安全。
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图1a为本发明的尾流吹袭试验示意图，其中飞机机尾正对试验用拦阻床；图1b为本发明的尾流吹袭试验示意图，其中飞机发动机正对试验用拦阻床；图2为本发明的试验用拦阻床不包括两侧固定块的侧视图；图3为本发明的导流装置的结构示意图；图4为本发明的导流结构体的结构示意图；图5为本发明的导流结构体上安装测量仪器的示意图；图6为本发明的测量拦阻床抵抗飞机尾流吹袭能力的方法的流程图。图中101-飞机发动机 102-飞机尾部 103-拦阻床104-斜坡段105-平台段106-固定块107-导流装置 201-地面202-拦阻单元体 301-侧面盖板 302-导流装置结构体303-铆钉/螺栓401-盖板402-背板403-底板404-重物405-焊接处 501-测量数据记录仪器 502-卡扣 503-传感器504-传感器敏感部位505-背板上钻孔
具体实施例方式下面将结合实施例对本发明的技术方案作进一步的详细说明。
检验拦阻床对飞机发动机尾流的抵抗能力试验的目的是为工程应用的拦阻床设计提供数据依据，因此试验条件应该高度仿真、并覆盖工程实际中可能遇到的最差情况。具体体现为试验用拦阻床的设计、导流装置的设计、拦阻单元体和导流装置表面的材质均应与实际工程应用的产品一致或更易受到飞机尾流吹袭的破坏，并使用飞机尾流能达到实际应用情况下的相当量级的真实飞机进行试验。如图1 a、图1b和图2所示，本发明涉及的一种试验用拦阻床103，主要包括斜坡段104、平台段105、固定块106和导流装置107。拦阻区域的设计和铺设应按照实际工程应用的拦阻床的方式进行，采用拦阻单元体202布置而成，至少应包括一个斜坡段104，可包含多个斜坡段104和平台段105。斜坡段104的前端紧挨着导流装置107，斜坡段104和平台段105的两侧和后端都布置有固定块106。固定块106的上表面与相邻的拦阻区域的上表面平齐。拦阻床所有缝隙都用粘接材料(如硅胶等)填上。为了排除边缘效应对测试结果的影响，设置固定块106，对拦阻床起保护作用。固定块106可以是重物或混凝土建筑而成，或是特殊加工过后的拦阻单元体，可用胶粘接于地面也可砌于地面上。固定块106应能经受所有试验条件下的尾流吹袭，不发生任何移动和变化。固定块106不应影响试验的合理性。固定块106在试验中的表现也不作为拦阻床抵抗飞机尾流能力的考虑依据。如图3所示，导流装置107包括两个侧面盖板301和多个斜坡状的导流结构体302。多个导流结构体302紧挨着并排放在一起，内部为空腔，第一个导流结构体302的左侧和最后一个导流结构体302的右侧安装有侧面盖板301进行密封。导流装置107的表面缝隙都用粘接材料填上，后侧与斜坡段104的前端之间的落差用粘接材料填补。导流装置107的宽度为斜坡段104的宽度加上两侧固定块的宽度之和，其坡度设置为实际使用的导流板坡度。导流装置107在试验中不应发生任何移动和变化。如图3和图4所示，导流结构体302包括由薄铝板或其他易被飞机机轮压塌材料制成的坡面盖板401、由厚铁板或厚钢板等材料制成的背板402和底板403。背板402垂直于底板403，并与底板403焊接在一起。盖板401用螺栓303固定在底板403和背板402上。各导流结构体302用胶粘结于地面，其内部为空腔，空腔内可添加铁块、钢筋等重物406以增加自重，也可存放测量数据记录仪器501，如图5所示，试验前后可拧开螺栓303打开盖板401操作仪器。测量数据记录仪器501所连接的传感器503，例如温度传感器、风速传感器等可固定于导流结构体302上，为此可对导流结构体302稍作修改，但迎风面上所有缝隙都应填平。在试验用拦阻床前部正对尾流风速最大处至少应安装一组传感器503。如图5所示，为安装传感器503的一种方式，在导流结构体302的背板402上钻一个与导流结构体302空腔相连通的孔505，用于放置传感器503与测量数据记录仪器501连接的数据线，将传感器503用卡扣502固定在背板402上，保证传感器敏感部分504位于试验用拦阻床表面以上5 50cm处。基于上述实验用拦阻床，本发明提供的一种测量拦阻床抵抗飞机尾流吹袭能力的方法，如图6所示，具体包括如下步骤步骤1:在平整地面上用胶粘接的方式铺设试验用拦阻床103。记录拦阻床宽度，斜坡段104的长度和坡度，平台段105的长度，导流装置107的坡度。若设置有多个斜坡段和平台段，需要详细记录各斜坡段和平台段的参数。步骤2 :选择有代表意义的机型作为试验飞机，基于飞机特性参数中飞机尾流的区域分布、速度分布、温度分布等相关数据，设计试验用拦阻床103与实验飞机的间距以及相对摆放位置，试验飞机放置在试验用拦阻床前，飞机的尾部垂直指向试验用拦阻床。当拦阻床距离飞机较远时，飞机尾流最大的位置一般在飞机正后方，如图1a所示，为飞机机尾正对试验用拦阻床的示意图，飞机尾部指向试验用拦阻床，飞机的中心轴线与试验用拦阻床的中心轴线对齐。当试验用拦阻床距飞机较近时，飞机尾流最大位置一般在飞机发动机正后方。如图1b所示，为飞机发动机正对试验用拦阻床的示意图，飞机尾部指向试验用拦阻床，飞机发动机的中心轴线与试验用拦阻床的中心轴线对齐。应按照飞机与试验用拦阻床的间距逐渐缩小的顺序进行试验，同时应调整飞机和试验用拦阻床的横向位置，具体可参考机型参数手册，使试验用拦阻床始终处于风速最高、风温最大处。试验前根据飞机特性参数做好位置的设计，在地面画好飞机机轮的定位线，每次试验前使飞机对准就位即可。步骤3 :飞机原地开启发动机至起飞推力或最大推力，吹袭试验用拦阻床装置，并保持3(Γ120秒，连续测量此时试验用拦阻床的拦阻区域前部正中和一侧的风速、风温等参数。步骤4 :发动机关车后下载测量数据并检查拦阻区域损伤情况。通过对拦阻区域损伤情况的观察和对试验数据的分析，可以测得相应拦阻床对指定机型起飞或者最大推力时的最近承受距离，更进一步地，可以得到拦阻床在不同速度的飞机发动机尾流吹袭下的承受能力，即拦阻床在何等距离上可承受住何等风速的飞机发动机尾流吹袭。一般来说，拦阻床任何部分出现移动、破碎或热损伤即认为拦阻床无法承受此时的尾流吹袭。如果拦阻区域无变化，则继续试验。 试验顺序按照风速逐渐增大的原则安排，即将飞机和拦阻床的间距由远及近设置，有利于保障试验安全。通过试验，可得到拦阻床在不同速度的飞机尾流吹袭下的承受能力。本发明的试验所使用的飞机和拦阻床应根据工程应用情况进行选择和设计，主要参数包括多个测量点的风速、风温、吹袭时间、飞机和拦阻床间距、拦阻床的结构尺寸和铺设方式(包括拦阻单元体的完整形态结构)、导流装置斜坡角度。试验中应注意(I)试验中风速大、温度高，试验前应清空发动机前方与后方，保证没有人员、设备、工具、材料等任何物体，所有人员、物体全部位于安全区域。试验完毕确认危险解除后人员方可上场。(2)试验前严密检查拦阻床粘接、密封、固定是否牢固，并确认测量装置的供电和数据线等不会在试验中被破坏。(3)在试验前应对风速风温等做出预测，并选择量程适当的测量装置。风速风温的预测可在飞机制造商给出的对应机型参数手册中找到数据。(3)试验前后应及时检查风速计读数，及时下载数据。应注意保护数据，最好使用自带电源、能及时检查拦阻床有无开裂、移动、松动等变化，摄像拍照存证。试验过程中在适当位置设立安全观察员，如发现异常立即通知机组收油门至慢车，以免发生危险。(4)试验中飞机原地长时间推大车，因此需及时检查飞机、发动机状况，以保证试验安全。飞机推大车对飞机重量有要求，应明确并满足重量要求，例如可以在飞机上装载重物。实施例在某机场跑道北端进行拦阻床抵抗飞机尾流试验。试验用拦阻床的拦阻区域包括一个斜坡段104和一个平台段105。设置斜坡段104铺设成7米宽、6. 6米长，坡度为2%，前端高度为O. 08米，后端高度为O. 21米。平台段105铺设为7米宽、5米长、O. 21米高。 拦阻单元体202的底面尺寸为I X I米，带有顶盖和底托，顶盖相互粘结，底托与地面粘接。拦阻床侧面两列拦阻单元体202和最后一行的拦阻单元体202作为固定块106加固使用，保护拦阻区域，不作为测试对象，具体做法是用铁丝把拦阻单元块202顶盖与拦阻单元块202底托捆绑在一起，纵、横各捆两道，并粘接于地面。试验拦阻床前紧挨着为导流装置107。导流装置107与试验拦阻区域加上固定块等宽，斜率为20%，导流装置107的最高处为O. 09米，比试验床的起点高出O. 01米，保护后面的试验区域不直接迎风。导流装置由7个导流装置结构体302组成，每个导流装置结构体302长lm。所有缝隙处均涂胶填缝。导流装置107利用自重来抵抗风力，内部空腔中插入钢棒和钢筋，导流装置107的底部与地面粘接。在导流装置107末端侧边和中间位置的背板402上，均安装风速传感器和温度传感器，传感器敏感部位504距离拦阻床表面20cm，持续测量整个试验过程中的风速和风温。传感器数据传输至隐藏在导流装置空腔内的测量数据记录仪器501，并被保存下来。将一架737-300飞机推至试验用拦阻床103前，设置好机尾到拦阻床的距离后，开启发动机至起飞推力，并保持60秒。发动机关车后检查拦阻床，若没有损伤，则认 为该型飞机在拦阻床前这个距离起飞不会损伤拦阻床。将飞机与试验用拦阻床距离减小，再次试验。特别地，在距离足够近时，将飞机位置从机尾对准试验用拦阻床中线改为飞机一侧发动机对准试验用拦阻床中线。试验条件数据如表I所示，试验场地环境温度为21摄氏度。表I拦阻床抵抗飞机尾流试验参数表
权利要求
1.一种试验用拦阻床，其特征在于，包括拦阻区域、固定块和导流装置，拦阻区域采用拦阻单元体布置而成，包括M个斜坡段和N个平台段，M为大于等于I的整数，N为大于等于O的整数；斜坡段的前端紧挨着导流装置，拦阻区域的两侧和后端都布置有固定块，固定块的上表面与相邻的拦阻区域的上表面平齐，拦阻区域的所有缝隙都用粘结材料填上；导流装置的宽度为斜坡段的宽度加上两侧固定块的宽度之和； 导流装置包括侧面盖板和斜坡状的导流结构体；K个导流结构体紧挨着并排放在一起，K大于等于I ;第一个导流结构体的左侧和最后一个导流结构体的右侧安装有侧面盖板进行密封；导流结构体包括坡面盖板、背板和底板，背板垂直于底板，并与底板焊接在一起，坡面盖板用螺栓固定在底板和背板上；坡面盖板由薄铝板或易被飞机机轮压塌的材料制成，底板和背板为铁板或钢板；各导流结构体用胶粘结于地面，其内部为空腔，空腔内放置测量数据记录仪器；导流装置的表面缝隙都用粘接材料填上，导流装置的后侧与斜坡段前端之间的落差用粘接材料填补；在试验用拦阻床前部正对尾流风速最大处至少安装一组传感器；传感器与测量数据记录仪器连接，且传感器的敏感部分距离试验用拦阻床表面以上5 50cm处。
2.根据权利要求1所述的试验用拦阻床，其特征在于，所述的固定块为重物或混凝土建筑而成，或为加工过的拦阻单元体，用胶粘接于地面或者砌于地面上。
3.根据权利要求1所述的试验用拦阻床，其特征在于，所述的传感器的安装方式为在导流结构体的背板上钻一个与导流结构体空腔相连通的孔，用于穿过传感器与测量数据记录仪器连接的数据线，用卡扣将传感器固定在背板上。
4.根据权利要求1所述的试验用拦阻床，其特征在于，所述的拦阻单元体的底面尺寸为1X1米，带有顶盖和底托，顶盖相互粘结，底托与地面粘接；所述的固定块为拦阻单元加工成，具体是用铁丝把拦阻单元块的顶盖与底托捆绑在一起，纵、横各捆两列，并粘接于地面。
5.基于权利要求1 4任一所述的一种测量拦阻床抵抗飞机尾流吹袭能力的方法，其特征在于，包括如下步骤 步骤1:在平整地面上用胶粘接的方式铺设试验用拦阻床，并记录试验用拦阻床宽度，斜坡段的长度和坡度，平台段的长度，导流装置的坡度； 步骤2 :将试验的飞机放置在试验用拦阻床前，且飞机的尾部垂直指向试验用拦阻床，设置飞机与试验用拦阻床的间距，并根据设置的间距，设置飞机的中心轴线与拦阻床的中心轴线对齐，或者设置飞机发动机的中心轴线与拦阻床的中心轴线对齐，使得试验用拦阻床始终处于风速最闻和风温最大处； 步骤3 :飞机原地开启发动机至起飞推力或最大推力，然后吹袭试验用拦阻床3(Γ120秒，连续测量此时试验用拦阻床的拦阻区域前部正中和一侧的风速和风温； 步骤4:观察吹袭后的拦阻区域有无变形、破碎、移动或融化，如果有变化，分析测量数据记录仪器得到的数据，得到拦阻床对指定机型起飞或者最大推力时的最近承受距离，以及拦阻床抵抗飞机尾流吹袭的最大风速和最高风温；如果没有变化，改变飞机与试验用拦阻床的间距和相对位置，转步骤3继续试验；所述飞机与试验用拦阻床的间距由远及近设置。
全文摘要
本发明提供一种测量拦阻床抵抗飞机尾流吹袭能力的方法和试验用拦阻床。试验用拦阻床在拦阻区域的两侧和后端设置固定块，前端的导流装置和拦阻区域模拟实际工程设计，导流装置可靠自重和粘结固定于地面，试验拦阻床的迎风面所有缝隙都用粘接材料填上。本发明方法使用真实飞机按照预定间隔、以不同对齐方式将飞机置于拦阻床前，开启发动机至起飞推力并保持30~120秒后，检查拦阻床损伤情况。经观察结果和分析试验数据，得到拦阻床在不同速度的飞机尾流吹袭下的承受能力。本发明实现了对拦阻床抵抗飞机尾流能力的定量测试，试验拦阻床尺寸小且其安装不损坏地面，试验经济有效，且测试结果真实可靠，包含了工程实际中可能发生的最不利的情形。
文档编号G01M99/00GK103063465SQ20131000363
公开日2013年4月24日 申请日期2013年1月6日 优先权日2012年9月4日
发明者姜春水, 肖宪波, 孔祥骏, 史亚杰, 姚红宇 申请人:中国民航科学技术研究院