一种计算飞机尾撬支反力的方法

标题：一种计算飞机尾撬支反力的方法

摘要：本发明涉及飞行力学技术领域，具体提供了一种计算飞机尾撬支反力的方法，首先建立飞机机体坐标系，设定初始参数：飞机航向位移、飞机垂向位移和俯仰角，通过初始参数算出飞机所受外力：飞机升力、飞机阻力、俯仰力矩、主轮支反力和主轮摩擦力，再通过飞机所受外力算出运动参数：俯仰角加速度、航向加速度和垂向加速度，通过迭代方式算出机尾触地前各时刻的中间参数：俯仰角加速度、俯仰力矩、主轮支反力和主轮摩擦力，根据小扰动理论估算出触地时刻的中间参数数值，进而求出机尾触地时刻的尾撬支反力，利用尾撬支反力的大小判断机尾触地损伤级别，避免飞机机尾触地时维修工人检查不到位，造成飞机后续飞行中事故的安全隐患。

申请号：CN201710258111.6

申请日：2017/4/19

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种计算飞机尾撬支反力的方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一，建立飞机机体坐标系，其中X方向为飞机航向，Z方向为飞机垂向，设定初始飞机运动参数：初始X向位移x0、初始Z向位移z0和为俯仰角θ0；步骤二，飞机前轮离地、主轮未离地并且机尾触地前，飞机升力L计算公式如公式(1)所示，L=12ρ V2SCL(θ , δ e, H)—(1); 飞机阻力D计算公式如公式(2)所示，D=12ρ V2SCD(θ , δ e, H)—(2); 俯仰力矩Ma计算公式如公式(3)所示，Ma=12ρ V2SbcCM(θ , δ e, H)—(3); 公式(1)至(3)中，ρ为大气密度，V为来流速度，S为气动参考面积，bC为平均气动弦长，CL为升力系数，CD为阻力系数，CM为俯仰力矩系数，δe为升降舵偏转角度，H为飞机重心到地面的高度；主轮支反力F1计算公式如公式(4)所示，F1＝kz+c?Vz??(4)；公式(4)中，k为主起落架Z向刚度，c为主起落架缓冲器阻尼，z为Z向位移，Vz为飞机Z向速度；主轮摩擦力f1计算公式如公式(5)所示，f1＝μ1F1???(5)；公式(5)中，μ1为主轮摩擦系数；将初始X向位移x0、初始Z向位移z0和初始俯仰角θ0代入公式(1)至(5)中，计算对应的飞机所受外力，所述飞机所受外力包括飞机升力L、飞机阻力D、俯仰力矩Ma、主轮支反力F1和主轮摩擦力f1；步骤三，公式(6)为飞机前轮离地、主轮未离地并且机尾触地前的运动方程，将步骤二中求出的所述飞机所受外力代入公式(6)中求出对应的运动参数，所述运动参数包括俯仰角加速度俯仰角θ、飞机航向加速度和飞机垂向加速度mV· x=-P+D+f1cosθ +(G-F1)sinθ mV· z=L+f1sinθ -(G-F1)cosθ Jθ · · =Ma-F1(L2-L1)cosθ -f1[ h1cosθ +(L2-L1)sinθ ] —(6); 公式(6)中，m为飞机质量，P为发动机推力，G为重力，J为纵向转动惯量，L1为机体水平时重心距机头的距离，L2为机体水平时主起落架距机头的距离，h1为机体水平时主起落架轮胎距重心的高度；步骤四，设置时间步长t0，重复执行步骤二和步骤三进行迭代运算，求出机尾触地前各个时刻的俯仰角加速度俯仰角θ、俯仰力矩Ma、主轮支反力F1和主轮摩擦力f1，直到机尾触地，记录机尾触地前的θ、Ma、F1和f1，其中，判定机尾触地的标准为俯仰角θ的计算值与临界值之差的绝对值小于0.1rad；步骤五，估算出机尾触地时刻的俯仰角加速度俯仰角θ’ 、俯仰力矩Ma’ 、主轮支反力F1′ 和主轮摩擦力f1′ ；步骤六，公式(7)为飞机前轮离地、主轮未离地并且机尾触地后的运动方程，mV· x=-P+D+(f1+f2)cosθ +(G-F1-F2)sinθ mV· z=L+(f1+f2)sinθ -(G-F1-F2)cosθ Jθ · · =Ma-F1(L2-L1)cosθ -F2(L3-L1)cosθ -f1[ h1cosθ +(L2-L1)sinθ ] -f2[ h2cosθ +(L3-L1)sinθ ] —(7); 公式(7)中，主轮离地瞬间和主轮离地后，主轮支反力F1和主轮摩擦力f1均为0，L3为机体水平时尾撬距机头的距离，h2为机体水平时尾撬距重心的高度，F2为尾撬支反力，f2为尾撬摩擦力；尾撬摩擦力f2计算公式如公式(8)所示：f2＝μF2???(8)；其中，μ为尾撬摩擦系数；通过公式(7)和公式(8)得到尾撬支反力F2的表达式，如公式(9)所示：F2=Ma-Jθ · · -F1(L2-L1)cosθ -f1[ h1cosθ +(L2-L1)sinθ ] (L3-L1)(cosθ +μ sinθ )+μ h2cosθ —(9); 将步骤五中计算得出的机尾触地时刻的θ’ 、Ma’ 、F1′ 、f1′ 代入公式(9)求出机尾触地时刻的尾撬支反力F2。

专利类型：发明申请