[发明专利]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

说明书

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1的整数，N为大于等于0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1。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高和风温最大处。

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30~120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：

（1）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。

附图说明

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；