CN103324778A - 一种多支点飞机地面载荷确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于航空起落架领域，特别是涉及到一种多支点飞机地面载荷确定方法。本发明通过等效转换，将多支点飞机的静不定计算转化为静定计算，再引入多支柱载荷不均匀分配系数，可以有效地保证各起落架结构设计中的载荷边界值，这对优化多支柱起落架结构设计，提高多支柱起落架设计的精度，具有一定的指导作用。另外，本方法的计算思路清晰、严谨，计算方法可靠，易于理解和掌握，在多支柱起落架工程设计中具有很广泛的应用前景。在实际使用中，采用本方法可以减少多支柱起落架载荷研究试验数量，这对节约设计成本，缩短多支柱式起落架的设计周期也具有明显的好处。

Description

一种多支点飞机地面载荷确定方法

技术领域

本发明属于航空起落架领域，特别是涉及到一种多支点飞机地面载荷确定方法。

背景技术

飞机在地面一般采用三点静定支撑方式，早期多采用后三点式布局，目前则大多采用前三点式布局。对传统的三点布局方式，其地面载荷的计算均在相应的规范中作了规定。但随着飞机用途的不断发展与延伸，飞机起飞重量也越来越大，特别是对于大型运输类飞机，越来越多地采用了基于前三点布局基础上的多支点布局方案。而对于飞机两侧主起落架为多个支柱式的起落架布局时，当前的起落架地面载荷计算方法已不能适用。因此，需要寻找新的计算方法，以解决多支点飞机的地面载荷计算问题。

发明内容

本发明的目的是：提出一种多支点飞机地面载荷计算方法，此方法能够解决飞机主起落架为多支柱式布局时飞机地面载荷计算问题，为多支柱式起落架设计提供支持。

本发明的技术方案是：一种多支点飞机地面载荷确定方法，包括以下步骤：

1、确定多支柱起落架载荷不均匀分配系数：

1.1、数值模拟进行分析：

1．1.1、通过迭代求解的方法，计算飞机在规定的着陆角度θ范围内，以大于零的角度θ_i落下直至静止过程中，单个主起落架上垂直载荷V的变化情况，其中：

θ_i＝i·Δ………………………………………………………    [1]

式中，0＜θ_i≤θ，i为选定的计算角度个数，i=1、2、……、m，m为自然数，Δ为各计算角度之间的步长，

1.1.2、根据计算结果，选取每种角度θ_i下，飞机单侧各个主起落架上出现的最大垂直载荷V₁、V₂、……、V_n，其中，n为主起落架个数，计算对应角度下单侧所有主起落架的最大垂直载荷的均值

$\stackrel{\‾}{V}=\frac{\underset{k=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_k}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[2\right]$

1.1.3、选取各个主起落架上最大垂直载荷V₁、V₂、……、V_n，中的最大值V_max，比较最大值V_max与均值

，确定两者之间的比值ζ_i：

${\mathrm{\ζ}}_i=\frac{V_{\max }}{\stackrel{\‾}{V}}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[3\right]$

1.1.4、根据计算出的各个比值ζ_i，选取其中的最大值，作为初始载荷不均匀分配系数ζ'；

1.2、利用动力学仿真软件对初始载荷不均匀分配系数ζ'进行修正：

1.2.1、根据多支柱起落架的布置形式及结构设计形式，利用动力学仿真分析软件，分别建立包含前起落架和多支柱主起落架在内的，一个刚性机体结构的全机有限元仿真模型和一个弹性机体结构的全机有限元仿真模型；

1.2.2、对应θ_i，利用所建立的两个仿真分析模型，模拟各个角度下，飞机在着陆过程中，同侧的各个主起落架上垂直载荷V的变化情况，根据两种模型的仿真分析结果，分别提取每种角度θ_i下，飞机单侧各个主起落架上出现的最大垂直载荷V’_z·1、V’_z·2、……、V'_z·n和V''_z·1、V''_z·2、……、V''_z·n，计算单侧所有主起落架的最大垂直载荷的均值和

${\stackrel{\‾}{V}}_z^{\′}=\frac{\underset{k=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{z\·k}^{\′}}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[4\right]$

${\stackrel{\‾}{V}}_z^{\′\′}=\frac{\underset{k=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{z\·k}^{\′\′}}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[5\right]$

再选取各个主起落架上最大垂直载荷V'_z·1、V'_z·2、……、V'_z·n和V''_z·1、V''_z·2、……、V''_z·n中的最大值V'_z·max和V''_z·max，比较最大值V'_z·max与均值

最大值V''_z·max与均值

确定刚性机体结构情况下及弹性机体结构情况下两者之间的比值ζ'_z·i和ζ''_z·i：

${\mathrm{\ζ}}_{z\·i}^{\′}=\frac{V_{z\·\max }^{\′}}{{\stackrel{\‾}{V}}_z^{\′}}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[6\right]$

${\mathrm{\ζ}}_{z\·i}^{\′\′}=\frac{V_{z\·\max }^{\′\′}}{{\stackrel{\‾}{V}}_z^{\′\′}}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[7\right]$

1.2.3、利用所建立的两个仿真分析模型，模拟飞机以一定的速度，在滑跑过程中，同侧的各个主起落架上垂直载荷V的变化情况，飞机速度根据设计要求选取；根据两种模型的仿真分析结果，分别提取各速度下，飞机单侧各个主起落架上出现的最大垂直载荷V'_h·1、V'_h·2、……、V'_h·n和V''_h·1、V''_h·2、……、V''_h·n，计算单侧所有主起落架的最大垂直载荷的均值

和

${\stackrel{\‾}{V}}_h^{\′}=\frac{\underset{k=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{h\·k}^{\′}}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[8\right]$

${\stackrel{\‾}{V}}_h^{\′\′}=\frac{\underset{k=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{h\·k}^{\′\′}}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[9\right]$

再选取各个主起落架上最大垂直载荷V'_h·1、V'_h·2、……、V'_h·n和V''_h·1、V''_h·2、……、V''_h·n中的最大值V'_h·max和V''_h·max，比较最大值V'_h·max与均值

最大值V''_h·max与均值

确定刚性机体结构情况下及弹性机体结构情况下两者之间的比值ζ'_h·i和ζ''_h·i：

${\mathrm{\ζ}}_{h\·i}^{\′}=\frac{V_{h\·\max }^{\′}}{{\stackrel{\‾}{V}}_h^{\′}}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[10\right]$

${\mathrm{\ζ}}_{h\·i}^{\′\′}=\frac{V_{h\·\max }^{\′\′}}{{\stackrel{\‾}{V}}_h^{\′\′}}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[11\right]$

1.2.4、得到上述仿真分析结果后，将着陆与滑跑情况下的比值ζ'_z·i、ζ''_z·i和ζ'_h·i、ζ''_h·i与初始载荷不均匀分配系数ζ'进行比较，并根据仿真结果对初始载荷不均匀分配系数ζ'进行修正，最终得到载荷不均匀分配系数ζ；

2、根据多支柱式主起落架各机轮接地点位置，确定这些接地点的等效中心点，以等效中心点作为主起落架的虚拟承载点，以距等效中心点最近的主起落架缓冲系统数据作为虚拟承载点的缓冲系统数据，建立虚拟主起落架，虚拟主起落架的结构与距等效中心点最近的主起落架结构相同；

3、采用迭代计算的方法，计算在给定的飞机重量和重心下，前起落架距飞机重心的水平距离a和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b，以及重心距地面的垂直高度H和重心距虚拟主起落架轮轴中心点的垂直高度h；迭代计算过程包括：

3.1、以前起落架和各主起落架全伸长状态为迭代初始点，计算该状态下，前起落架距飞机重心的水平距离a'和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b'；

3.2、根据计算得到的参数a'和b'，计算前起落架和虚拟主起落架缓冲系统载荷，根据该载荷计算前起落架和虚拟主起落架缓冲系统的位移，得到一组新的参数a'和b'，在根据这组新的参数，重新计算前起落架和虚拟主起落架缓冲系统载荷及位移，迭代循环直至参数a'和b'不再发生变化，此时得到的前起落架距飞机重心的水平距离a'和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b'，即为给定重量和重心下的前起落架距飞机重心的水平距离a和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b；

3.3、根据前起落架和虚拟主起落架缓冲系统位移，计算重心距地面的垂直高度H和重心距虚拟主起落架轮轴中心点的垂直高度h；

3.4、根据迭代得到的上述参数，计算前起落架和虚拟主起落架的停机载荷：

$\left\{\begin{array}{c}{V}_{q\·\mathrm{tj}}=\frac{b}{a+b}G\·g\\ V_{\mathrm{dz}\·\mathrm{tj}}=\frac{a}{2(a+b)}G\·g\end{array}\right.\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[12\right]$

式中，V_q·tj为前起落架停机载荷；V_dz·tj为虚拟主起落架停机载荷；G为飞机重量，g为重力加速度；

3.5、将虚拟主起落架上的停机载荷平均分配到各个主起落架，即得到单个主起落架上停机载荷V_zh·tj：

$V_{\mathrm{zh}\·\mathrm{tj}}=\frac{V_{\mathrm{dz}\·\mathrm{tj}}}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[13\right]$

式中，n为单侧主起落架个数；

主起落架停机载荷V_zh·tj不考虑不均匀分配系数，前起落架停机载荷不变；

4、根据步骤3中所确定的各个参数，按照地面载荷规范规定的三支点飞机地面载荷计算方法，计算规范中给定的着陆、滑行、操纵等各个载荷情况下，虚拟主起落架载荷和前起落架载荷；

5、将得到的各虚拟主起落架载荷乘以不均匀分配系数ζ后，平均分配至各个主起落架，从而得到单个主起落架在各种载荷情况下的地面载荷，计算时，前起落架载荷不变。

本发明的优点是：本发明通过等效转换，将多支点飞机的静不定计算转化为静定计算，再引入多支柱载荷不均匀分配系数，可以有效地保证各起落架结构设计中的载荷边界值，这对优化多支柱起落架结构设计，提高多支柱起落架设计的精度，具有一定的指导作用。另外，本方法的计算思路清晰、严谨，计算方法可靠，易于理解和掌握，在多支柱起落架工程设计中具有很广泛的应用前景。在实际使用中，采用本方法可以减少多支柱起落架载荷研究试验数量，这对节约设计成本，缩短多支柱式起落架的设计周期也具有明显的好处。

具体实施方式

下面结合实例对本发明做进一步详细描述。

一种多支点飞机地面载荷确定方法，包括以下步骤：

1、确定多支柱起落架载荷不均匀分配系数：

1.1、数值模拟进行分析：

1.1.1、通过迭代求解的方法，计算飞机在规定的着陆角度θ范围内，以大于零的角度θ_i落下直至静止过程中，单个主起落架上垂直载荷V的变化情况，其中：

θ_i＝i·Δ………………………………………………………  [1]

式中，0＜θ_i≤θ，i为选定的计算角度个数，i=1、2、……、m，m为自然数，Δ为各计算角度之间的步长，

1.1.2、根据计算结果，选取每种角度θ_i下，飞机单侧各个主起落架上出现的最大垂直载荷V₁、V₂、……、V_n，其中，n为主起落架个数，计算对应角度下单侧所有主起落架的最大垂直载荷的均值

$\stackrel{\‾}{V}=\frac{\underset{k=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_k}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[2\right]$

1.1.3、选取各个主起落架上最大垂直载荷V₁、V₂、……、V_n，中的最大值V_max，比较最大值V_max与均值

，确定两者之间的比值ζ_i：

${\mathrm{\ζ}}_i=\frac{V_{\max }}{\stackrel{\‾}{V}}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[3\right]$

1.1.4、根据计算出的各个比值ζ_i，选取其中的最大值，作为初始载荷不均匀分配系数ζ'；

1.2、利用动力学仿真软件对初始载荷不均匀分配系数ζ'进行修正：

1.2.1、根据多支柱起落架的布置形式及结构设计形式，利用动力学仿真分析软件，分别建立包含前起落架和多支柱主起落架在内的，一个刚性机体结构的全机有限元仿真模型和一个弹性机体结构的全机有限元仿真模型；

1.2.2、对应θ_i，利用所建立的两个仿真分析模型，模拟各个角度下，飞机在着陆过程中，同侧的各个主起落架上垂直载荷V的变化情况，根据两种模型的仿真分析结果，分别提取每种角度θ_i下，飞机单侧各个主起落架上出现的最大垂直载荷V'_z·1、V'_z·2、……、V'_z·n和V''_z·1、V''_z·2、……、V''_z·n，计算单侧所有主起落架的最大垂直载荷的均值

和

${\stackrel{\‾}{V}}_z^{\′}=\frac{\underset{k=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{z\·k}^{\′}}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[4\right]$

${\stackrel{\‾}{V}}_z^{\′\′}=\frac{\underset{k=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{z\·k}^{\′\′}}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[5\right]$

再选取各个主起落架上最大垂直载荷V'_z·1、V'_z·2、……、V'_z·n和V''_z·1、V''_z·2、……、V''_z·n中的最大值V'_z·max和V''_z·max，比较最大值V'_z·max与均值

最大值V''_z·max与均值确定刚性机体结构情况下及弹性机体结构情况下两者之间的比值ζ'_z·i和ζ''_z·i：

${\mathrm{\ζ}}_{z\·i}^{\′}=\frac{V_{z\·\max }^{\′}}{{\stackrel{\‾}{V}}_z^{\′}}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[6\right]$

${\mathrm{\ζ}}_{z\·i}^{\′\′}=\frac{V_{z\·\max }^{\′\′}}{{\stackrel{\‾}{V}}_z^{\′\′}}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[7\right]$

1.2.3、利用所建立的两个仿真分析模型，模拟飞机以一定的速度，在滑跑过程中，同侧的各个主起落架上垂直载荷V的变化情况，飞机速度根据设计要求选取。根据两种模型的仿真分析结果，分别提取各速度下，飞机单侧各个主起落架上出现的最大垂直载荷V'_h·1、V'_h·2、……、V'_h·n和V''_h·1、V''_h·2、……、V''_h·n，计算单侧所有主起落架的最大垂直载荷的均值

和

${\stackrel{\‾}{V}}_h^{\′}=\frac{\underset{k=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{h\·k}^{\′}}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[8\right]$

${\stackrel{\‾}{V}}_h^{\′\′}=\frac{\underset{k=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{h\·k}^{\′\′}}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[9\right]$

再选取各个主起落架上最大垂直载荷V'_h·1、V'_h·2、……、V'_h·n和V''_h·1、V''_h·2、……、V''_h·n中的最大值V'_h·max和V''_h·max，比较最大值V'_h·max与均值

最大值V''_h·max与均值

确定刚性机体结构情况下及弹性机体结构情况下两者之间的比值ζ'_h·i和ζ''_h·i：

${\mathrm{\ζ}}_{h\·i}^{\′}=\frac{V_{h\·\max }^{\′}}{{\stackrel{\‾}{V}}_h^{\′}}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[10\right]$

${\mathrm{\ζ}}_{h\·i}^{\′\′}=\frac{V_{h\·\max }^{\′\′}}{{\stackrel{\‾}{V}}_h^{\′\′}}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[11\right]$

1.2.4、得到上述仿真分析结果后，将着陆与滑跑情况下的比值ζ'_z·i、ζ''_z·i和ζ'_h·i、ζ''_h·i与初始载荷不均匀分配系数ζ'进行比较，并根据仿真结果对初始载荷不均匀分配系数ζ'进行修正，最终得到载荷不均匀分配系数ζ；

2、根据多支柱式主起落架各机轮接地点位置，确定这些接地点的等效中心点，以等效中心点作为主起落架的虚拟承载点，以距等效中心点最近的主起落架缓冲系统数据作为虚拟承载点的缓冲系统数据，建立虚拟主起落架，虚拟主起落架的结构与距等效中心点最近的主起落架结构相同；

3、采用迭代计算的方法，计算在给定的飞机重量和重心下，前起落架距飞机重心的水平距离a和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b，以及重心距地面的垂直高度H和重心距虚拟主起落架轮轴中心点的垂直高度h；迭代计算过程包括：

3.1、以前起落架和各主起落架全伸长状态为迭代初始点，计算该状态下，前起落架距飞机重心的水平距离a'和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b'；

3.2、根据计算得到的参数a'和b'，计算前起落架和虚拟主起落架缓冲系统载荷，根据该载荷计算前起落架和虚拟主起落架缓冲系统的位移，得到一组新的参数a'和b'，在根据这组新的参数，重新计算前起落架和虚拟主起落架缓冲系统载荷及位移，迭代循环直至参数a'和b'不再发生变化，此时得到的前起落架距飞机重心的水平距离a'和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b'，即为给定重量和重心下的前起落架距飞机重心的水平距离a和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b；

3.3、根据前起落架和虚拟主起落架缓冲系统位移，计算重心距地面的垂直高度H和重心距虚拟主起落架轮轴中心点的垂直高度h；

3.4、根据迭代得到的上述参数，计算前起落架和虚拟主起落架的停机载荷：

$\left\{\begin{array}{c}{V}_{q\·\mathrm{tj}}=\frac{b}{a+b}G\·g\\ V_{\mathrm{dz}\·\mathrm{tj}}=\frac{a}{2(a+b)}G\·g\end{array}\right.\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[12\right]$

式中，V_q·tj为前起落架停机载荷；V_dz·tj为虚拟主起落架停机载荷；G为飞机重量，g为重力加速度；

3.5、将虚拟主起落架上的停机载荷平均分配到各个主起落架，即得到单个主起落架上停机载荷V_zh·tj：

$V_{\mathrm{zh}\·\mathrm{tj}}=\frac{V_{\mathrm{dz}\·\mathrm{tj}}}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[13\right]$

式中，n为单侧主起落架个数。

主起落架停机载荷V_zh·tj不考虑不均匀分配系数，前起落架停机载荷不变；

4、根据步骤3中所确定的各个参数，按照地面载荷规范规定的三支点飞机地面载荷计算方法，计算规范中给定的着陆、滑行、操纵等各个载荷情况下，虚拟主起落架载荷和前起落架载荷；

5、将得到的各虚拟主起落架载荷乘以不均匀分配系数ζ后，平均分配至各个主起落架，从而得到单个主起落架在各种载荷情况下的地面载荷，计算时，前起落架载荷不变。

本发明的工作原理是：通过等效转换，将多支点飞机的静不定计算转化为静定计算，再通过引入多支柱载荷不均匀分配系数，计算单个起落架所能承受的最大载荷边界，从而确定多支柱起落架的地面载荷。

实施例：

将本方法用于某型采用多支柱式起落架布局的飞机地面载荷计算为例，对本发明做进一步详细描述，具体步骤如下：

1、确定多支柱起落架载荷不均匀分配系数；

多支柱主起落架载荷不均匀分配系数的确定原则是：数值模拟、仿真分析和实测数据统计分析相结合的原则。

1.1、数值模拟进行分析：

1.1.1、该型飞机主起落架布局形式采用飞机两侧各为3支柱式的布局，飞机规定的着陆角度为8°。选取：θ₁=2°，θ₂=4°，θ₃=6°，θ₄=8°。

1.1.2、对应角度下单侧所有主起落架的最大垂直载荷的均值V，如表1所示：

表1

1.1.3、分析结果如表2所示：

表2

1.1.4、根据计算结果，取初始载荷不均匀分配系数ζ'=1.131。

1.2、利用动力学仿真软件对初始载荷不均匀分配系数ζ'进行修正：

1.2.1、利用动力学仿真分析软件Adams，建立一个刚性机体结构的全机有限元仿真模型和一个弹性机体结构的全机有限元仿真模型，进行仿真分析。

1.2.2、着陆过程仿真结果如表3所示：

表3

选取的分析角度θi	2°	4°	6°	8°
					刚性机体模型仿真结果ζ'i	1.026	1.071	1.106	1.146
弹性机体模型仿真结果ζ''i	1.034	1.092	1.127	1.173

1.2.3、滑跑过程仿真结果如表4：

表4

给定的滑跑速度Vt	80	100	150	200
					刚性机体模型仿真结果ζ'i	1.132	1.138	1.146	1.161

弹性机体模型仿真结果ζ''i

1.141

1.153

1.175

1.197

1.2.4、将仿真分析结果与数值分析中确定的初始载荷不均匀分配系数ζ'进行比较，可以看出，数值分析的结果偏小，其原因主要是因为数值模拟是从起落架机构运动的角度出发，利用工程力学的原理进行计算的，该过程未考虑飞机着陆速度，机翼升力等因素的影响，而利用动力学仿真软件进行分析则可以全面考虑各种影响因素。但两者分析结果的变化趋势相同，因此，根据仿真结果对初始载荷不均匀分配系数ζ'可以进行必要的修正，最终确定载荷不均匀分配系数ζ取1.2。

1.3、根据同类型多支点飞机的地面载荷实测数据进行验证。

实测数据显示，飞机着陆的角度在1°～4°之间，所得到的着陆阶段的载荷比值在1.02～1.08之间。另外，滑跑阶段的实测数据统计结果显示，飞机滑跑速度在70km/h-220km/h之间时，所得到的滑跑阶段的载荷比值在1.072-1.203之间。从实测数据来看，其结果与仿真分析结果比较接近。这说明所确定的载荷不均匀分配系数ζ=1.2能够满足飞机的实际使用要求，可以用于多支柱起落架载荷计算。

2、根据多支柱式主起落架各机轮接地点位置，确定这些接地点的等效中心点。

该飞机两侧主起落架采用3支柱式串列布局，前、中、后主起落架等距布置。取中间的主起落架接地点为等效中心点，及虚拟主起落架承载点，以中间主起落架的缓冲系统数据作为虚拟主起落架的缓冲系统数据，建立虚拟主起落架，虚拟主起落架的结构中主起落架结构相同。

3、采用迭代计算方法，计算在给定的飞机重量和重心下，前起落架距飞机重心的水平距离a和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b，以及重心距地面的垂直高度H和重心距虚拟主起落架轮轴中心点的垂直高度h。

3.1、全伸长状态下，前起落架距飞机重心的水平距离a'和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b'：

a'=12492mm；b'=1363.44mm

3.2、计算给定重量和重心下，前起落架距飞机重心的水平距离a和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b：

a=12437.89mm；b=1417.55mm；

3.3、计算重心距地面的垂直高度H和重心距虚拟主起落架轮轴中心点的垂直高度h：

H=3954.5mm；h=3223.55mm

3.4、计算前起落架和虚拟主起落架的停机载荷：

V_q·tj=125912.97N；

V_dz·tj=598027.64N；

3.5、将虚拟主起落架上的停机载荷平均分配到各个主起落架，前起落架停机载荷不变：

V_q·tj=125912.97N；

V_zh·tj=199324.55N；

4、根据步骤3中所确定的各个参数，按照地面载荷规范规定的三支点飞机地面载荷计算方法，计算规范中给定的着陆、滑行、操纵等各个载荷情况下，虚拟主起落架载荷和前起落架载荷。

地面载荷规范中对三支点飞机地面载荷计算方法和计算过程规定的非常明确，是工程设计中普遍采用的一种常规算法，该方法计算出的地面载荷计算结果数据庞大，采用图表均不能方便地显示出全部的计算结果数据，因此，本例中对按地面载荷规范计算的结果予以省略。

5、将得到的各虚拟主起落架载荷乘以不均匀分配系数ζ后，平均分配至各个主起落架，从而得到单个主起落架在各种载荷情况下的地面载荷。计算时，前起落架载荷不变。

本发明通过等效转换，将多支点飞机的静不定计算转化为静定计算，再引入多支柱载荷不均匀分配系数，可以有效地保证各起落架结构设计中的载荷边界值，这对优化多支柱起落架结构设计，提高多支柱起落架设计的精度，具有一定的指导作用。另外，本方法的计算思路清晰、严谨，计算方法可靠，易于理解和掌握，在多支柱起落架工程设计中具有很广泛的应用前景。在实际使用中，采用本方法可以减少多支柱起落架载荷研究试验数量，这对节约设计成本，缩短多支柱式起落架的设计周期也具有明显的好处。

Claims (1)

1.一种多支点飞机地面载荷确定方法，其特征在于，包括以下步骤：

确定多支柱起落架载荷不均匀分配系数：

1.1、数值模拟进行分析：

1．1.1、通过迭代求解的方法，计算飞机在规定的着陆角度θ范围内，以大于零的角度θ_i落下直至静止过程中，单个主起落架上垂直载荷V的变化情况，其中：

θ_i＝i·Δ………………………………………………………    [1]

式中，0＜θ_i≤θ，i为选定的计算角度个数，i=1、2、……、m，m为自然数，Δ为各计算角度之间的步长，

1.1.2、根据计算结果，选取每种角度θ_i下，飞机单侧各个主起落架上出现的最大垂直载荷V₁、V₂、……、V_n，其中，n为主起落架个数，计算对应角度下单侧所有主起落架的最大垂直载荷的均值

$\stackrel{\‾}{V}=\frac{\underset{k=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_k}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[2\right]$

1.1.3、选取各个主起落架上最大垂直载荷V₁、V₂、……、V_n，中的最大值V_max，比较最大值V_max与均值

确定两者之间的比值ζ_i：

${\mathrm{\ζ}}_i=\frac{V_{\max }}{\stackrel{\‾}{V}}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[3\right]$

1．1.4、根据计算出的各个比值ζ_i，选取其中的最大值，作为初始载荷不均匀分配系数ζ'；

1．2、利用动力学仿真软件对初始载荷不均匀分配系数ζ'进行修正：

1.2.1、根据多支柱起落架的布置形式及结构设计形式，利用动力学仿真分析软件，分别建立包含前起落架和多支柱主起落架在内的，一个刚性机体结构的全机有限元仿真模型和一个弹性机体结构的全机有限元仿真模型；

1.2.2、对应θ_i，利用所建立的两个仿真分析模型，模拟各个角度下，飞机在着陆过程中，同侧的各个主起落架上垂直载荷V的变化情况，根据两种模型的仿真分析结果，分别提取每种角度θ_i下，飞机单侧各个主起落架上出现的最大垂直载荷V'_ｚ·1、V'_z·2、……、V'_z·n和V''_z·1、V''_z·2、……、V''_z·n，计算单侧所有主起落架的最大垂直载荷的均值

和

${\stackrel{\‾}{V}}_z^{\′}=\frac{\underset{k=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{z\·k}^{\′}}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[4\right]$

${\stackrel{\‾}{V}}_z^{\′\′}=\frac{\underset{k=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{z\·k}^{\′\′}}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[5\right]$

再选取各个主起落架上最大垂直载荷V'_z·1、V'_z·2、……、V'_z·n和V''_z·1、V''_z·2、……、V''_z·n中的最大值V'_z·max和V''_z·max，比较最大值V'_z·max与均值

最大值V''_z·max与均值

确定刚性机体结构情况下及弹性机体结构情况下两者之间的比值ζ'_z·i和ζ''_z·i：

${\mathrm{\ζ}}_{z\·i}^{\′}=\frac{V_{z\·\max }^{\′}}{{\stackrel{\‾}{V}}_z^{\′}}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[6\right]$

${\mathrm{\ζ}}_{z\·i}^{\′\′}=\frac{V_{z\·\max }^{\′\′}}{{\stackrel{\‾}{V}}_z^{\′\′}}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[7\right]$

1.2.3、利用所建立的两个仿真分析模型，模拟飞机以一定的速度，在滑跑过程中，同侧的各个主起落架上垂直载荷V的变化情况，飞机速度根据设计要求选取；根据两种模型的仿真分析结果，分别提取各速度下，飞机单侧各个主起落架上出现的最大垂直载荷V'_h·1、V'_h·2、……、V'_h·n和V”_h·1、V”_h·2、……、V”_h·n、计算单侧所有主起落架的最大垂直载荷的均值

和

${\stackrel{\‾}{V}}_h^{\′}=\frac{\underset{k=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{h\·k}^{\′}}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[8\right]$

${\stackrel{\‾}{V}}_h^{\′\′}=\frac{\underset{k=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{V}_{h\·k}^{\′\′}}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[9\right]$

再选取各个主起落架上最大垂直载荷V'_h·1、V'_h·2、……、V'_h·n和V''_h·1、V''_h·2、……、V''_h·n中的最大值V'_h·max和V''_h·max，比较最大值V'_h·max与均值

最大值V''_h·max与均值

确定刚性机体结构情况下及弹性机体结构情况下两者之间的比值ζ'_h·i和ζ''_h·i：

${\mathrm{\ζ}}_{h\·i}^{\′}=\frac{V_{h\·\max }^{\′}}{{\stackrel{\‾}{V}}_h^{\′}}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[10\right]$

${\mathrm{\ζ}}_{h\·i}^{\′\′}=\frac{V_{h\·\max }^{\′\′}}{{\stackrel{\‾}{V}}_h^{\′\′}}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[11\right]$

1.2.4、得到上述仿真分析结果后，将着陆与滑跑情况下的比值ζ'_z·i、ζ''_z·i和ζ'_h·i、ζ''_h·i与初始载荷不均匀分配系数ζ'进行比较，并根据仿真结果对初始载荷不均匀分配系数ζ'进行修正，最终得到载荷不均匀分配系数ζ；

根据多支柱式主起落架各机轮接地点位置，确定这些接地点的等效中心点，以等效中心点作为主起落架的虚拟承载点，以距等效中心点最近的主起落架缓冲系统数据作为虚拟承载点的缓冲系统数据，建立虚拟主起落架，虚拟主起落架的结构与距等效中心点最近的主起落架结构相同；

采用迭代计算的方法，计算在给定的飞机重量和重心下，前起落架距飞机重心的水平距离a和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b，以及重心距地面的垂直高度H和重心距虚拟主起落架轮轴中心点的垂直高度h；迭代计算过程包括：

3.1、以前起落架和各主起落架全伸长状态为迭代初始点，计算该状态下，前起落架距飞机重心的水平距离a'和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b'；

3.2、根据计算得到的参数a'和b'，计算前起落架和虚拟主起落架缓冲系统载荷，根据该载荷计算前起落架和虚拟主起落架缓冲系统的位移，得到一组新的参数a'和b'，在根据这组新的参数，重新计算前起落架和虚拟主起落架缓冲系统载荷及位移，迭代循环直至参数a'和b'不再发生变化，此时得到的前起落架距飞机重心的水平距离a'和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b'，即为给定重量和重心下的前起落架距飞机重心的水平距离a和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b；

3.3、根据前起落架和虚拟主起落架缓冲系统位移，计算重心距地面的垂直高度H和重心距虚拟主起落架轮轴中心点的垂直高度h；

3.4、根据迭代得到的上述参数，计算前起落架和虚拟主起落架的停机载荷：

$\left\{\begin{array}{c}{V}_{q\·\mathrm{tj}}=\frac{b}{a+b}G\·g\\ V_{\mathrm{dz}\·\mathrm{tj}}=\frac{a}{2(a+b)}G\·g\end{array}\right.\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[12\right]$

式中，V_q·tj为前起落架停机载荷；V_dz·tj为虚拟主起落架停机载荷；G为飞机重量，g为重力加速度；

3.5、将虚拟主起落架上的停机载荷平均分配到各个主起落架，即得到单个主起落架上停机载荷V_zh·tj：

$V_{\mathrm{zh}\·\mathrm{tj}}=\frac{V_{\mathrm{dz}\·\mathrm{tj}}}{n}\·\·\·\·\·\·\·\·\·\left[13\right]$

式中，n为单侧主起落架个数；

主起落架停机载荷V_zh·tj不考虑不均匀分配系数，前起落架停机载荷不变；

根据步骤3中所确定的各个参数，按照地面载荷规范规定的三支点飞机地面载荷计算方法，计算规范中给定的着陆、滑行、操纵等各个载荷情况下，虚拟主起落架载荷和前起落架载荷；

将得到的各虚拟主起落架载荷乘以不均匀分配系数ζ后，平均分配至各个主起落架，从而得到单个主起落架在各种载荷情况下的地面载荷，计算时，前起落架载荷不变。