CN103984799A - 一种飞机拦阻着陆动力学仿真方法 - Google Patents
一种飞机拦阻着陆动力学仿真方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN103984799A CN103984799A CN201410154155.0A CN201410154155A CN103984799A CN 103984799 A CN103984799 A CN 103984799A CN 201410154155 A CN201410154155 A CN 201410154155A CN 103984799 A CN103984799 A CN 103984799A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- landing
- aircraft
- arrestment
- pintle
- model
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Landscapes
- Other Investigation Or Analysis Of Materials By Electrical Means (AREA)
- Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (AREA)
Abstract
本发明属于航空工程技术领域,具体涉及到飞机拦阻着陆过程的动力学仿真模型,其特征在于,结合多体动力学理论,建立了完整的飞机拦阻着陆动力学数学模型,综合考虑各典型着陆姿态的拦阻着陆使用情况,建立了系统完整的飞机拦阻着陆动态特性分析方法。其有益效果是:通过动力学仿真计算,得到了飞机着陆尾钩载荷以及对机体冲击的载荷,为飞机拦阻特性分析提供参考,同时为尾钩的设计提供依据。可以节约建模时间,减少试验件的制造和试验费用,提高工作效率,具有重要的工程应用价值。
Description
技术领域
本发明属于航空工程技术领域,具体涉及到对飞机拦阻着陆过程的动力学仿真模型。
背景技术
飞机的着陆拦阻是区别于陆基飞机的重要特点之一,着陆拦阻直接关系到飞机回收安全,是解决飞机安全着陆的关键技术之一。着陆拦阻动态性能分析与陆基飞机常规无拦阻着陆动态性能分析的主要差别在于它还要受到拦阻索给它的拦阻力,因此飞机着陆拦阻动态性能分析关键在于拦阻力、拦阻过载的确定。
目前国外对飞机着陆拦阻的动态性能分析主要通过进行大量的试验研究和理论分析,但对动态性能仿真分析的报道很少,当前我国对飞机拦阻特性的研究也仅限于理论分析。
发明内容
本发明结合多体动力学理论,建立了完整的飞机拦阻着陆动力学仿真模型,综合考虑各典型着陆姿态的拦阻着陆使用情况,建立了系统完整的飞机拦阻着陆动态特性分析方法,为飞机着陆拦阻动态性能设计和拦阻特性分析提供依据。
本发明的技术方案是:一种飞机拦阻着陆动力学仿真方法,其特征在于,包括如下步骤:
第一,建立拦阻飞机的动力学模型
根据飞机着陆拦阻各部分的运动特点,取飞机着陆力学模型各个分离体,以飞机重心为原点,建立飞机着陆拦阻全机的动力学模型,见图1。
被拦阻飞机的动力学方程:
式中,mf飞机的质量,v飞机的运动速度,Fx为飞机所受到的拉力沿飞机运动方向的分力的合力,Fd是飞机受到的运动阻力(包括摩擦力及空气阻力)。
第二,建立飞机拦阻时尾钩动力学模型
当尾钩与拦阻索啮合后,其动力学分析与陆基飞机常规无拦阻着陆动力学分析的主要差别在于飞机还要受拦阻索给它的拦阻力,其着陆拦阻的运动方程为:
其中空气动力:
基于弯折波理论给出了柔性拦阻索的张力以及相对初始位置的张角如下:拦阻索的张力拦阻索受到冲击后拦阻索与初始位置的张角撞击点所产生垂直于拦阻索初始位置的力为这样拦阻索力的确定就转化为飞机相对甲板速度的确定。
拦阻速度关系见图2,对飞机着陆拦阻速度关系应用余弦定律,得出飞机相对甲板的速度:
这样确定了尾钩上B点的绝对速度,同时也确定了速度的方向。
所以拦阻索被拦套而施加给尾钩向后的力为:
把力F分解成平行于和垂直于铰接点轨迹线的两个分力,并且分别对铰接点取矩,这样就得到尾钩的运动方程为:
这里L为尾钩的长度,l为重心到铰接点的距离,Ml为尾钩的质量,m为拦阻索的线密度,T为阻尼力矩,k为拦阻索传递系数对同一拦阻索为常数,θ为尾钩相对铰接点运动轨迹线的夹角,v为飞机进场速度,vy为下沉速度,ve为拦套速度,va/c为飞机相对甲板速度即拦阻索上速度,vw着陆的甲板风,α功角,αa/c为飞机相对甲板下滑航迹角。
第三,建立着陆拦阻时起落架动力学模型
起落架动力学模型见图3,得到起落架运动方程
其中,机轮运动方程
其中下标n表示起落架,L表示气动升力,Q表示气动阻力,T表示发动机推力,V表示轮胎垂直反力,D表示轮胎的水平反力,Nt表示轮胎数量,δ表示轮胎的压缩量,ω表示机轮转速,Nl表示缓冲器下轴套的垂直力,Nu表示缓冲器上轴套的垂直力。
建立飞机着陆拦阻的仿真分析装配模型
根据建立的机体着陆拦阻数学模型、尾钩的数学模型,建立飞机着陆拦阻的仿真分析装配模型,由机身子系统、前起落架子系统、主起落架子系统、尾钩子系统等所组成。
本发明结合多体动力学理论,建立了完整的飞机拦阻着陆动力学数学模型,综合考虑各典型着陆姿态的拦阻着陆使用情况,建立了系统完整的飞机拦阻着陆动态特性分析方法。
本发明的优点是:
通过动力学仿真计算,得到了飞机着陆尾钩载荷,为飞机拦阻特性分析提供参考,同时为尾钩的设计提供依据。采用此方法可以节约建模时间,减少试验件的制造和试验费用,提高工作效率,具有重要的工程应用价值。
附图说明
图1是拦阻着陆的动力学模型示意图
图2是拦阻着陆速度关系示意图
图3是起落架的动力学模型示意图
图4是尾钩载-冲跑距离曲线示意图
图5是尾钩过载曲线示意图
图6是主起落架垂直载荷示意图
图7是前起落架垂直载荷示意图
具体实施方式
下面通过具体的实施例并结合附图对本发明作进一步详细的描述。
某飞机拦阻着陆相关参数选取见表1.
表1尾钩及索参数
通过试算,当积分步长h=△t≤0.003s,算法具有较好的收敛性和稳定性,这里取积分步长h=△t=0.001s。计算得到的尾钩载-冲跑距离曲线见图4,尾钩过载曲线见图5。主起落架垂直载荷见图6,前起落架垂直载荷见图7。
Claims (1)
1.一种飞机拦阻着陆动力学仿真方法,其特征在于,包括如下步骤:第一,根据飞机着陆拦阻各部分的运动特点,建立了飞机着陆拦阻全机的动力学模型;
第二,当尾钩与拦阻索啮合后,根据其运动的特点,建立全机着陆拦阻时尾钩的动力学模型;
第三,根据飞机着陆拦阻的特点,建立着陆拦阻时起落架动力学模型;第四,根据建立的机体着陆拦阻数学模型、尾钩的数学模型,建立飞机着陆拦阻的仿真分析装配模型。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201410154155.0A CN103984799B (zh) | 2014-04-17 | 2014-04-17 | 一种飞机拦阻着陆动力学仿真方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201410154155.0A CN103984799B (zh) | 2014-04-17 | 2014-04-17 | 一种飞机拦阻着陆动力学仿真方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN103984799A true CN103984799A (zh) | 2014-08-13 |
CN103984799B CN103984799B (zh) | 2017-11-03 |
Family
ID=51276768
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201410154155.0A Active CN103984799B (zh) | 2014-04-17 | 2014-04-17 | 一种飞机拦阻着陆动力学仿真方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN103984799B (zh) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109959491A (zh) * | 2018-10-26 | 2019-07-02 | 中国飞行试验研究院 | 一种起落架载荷试飞中缓冲器漏气故障诊断方法 |
CN110610048A (zh) * | 2019-09-18 | 2019-12-24 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种针对偏心撞击试验的动载荷因数计算方法 |
CN110717221A (zh) * | 2019-10-21 | 2020-01-21 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机能源需求精细化分析方法及设备 |
CN113536624A (zh) * | 2021-06-24 | 2021-10-22 | 北京航空航天大学 | 一种舰载机拦阻着舰过程的刚柔耦合动力学建模仿真方法 |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN101603285A (zh) * | 2009-07-03 | 2009-12-16 | 中国科学院力学研究所 | 一种跑道拦阻系统及其拦阻性能的预测方法 |
CN102358430B (zh) * | 2011-07-27 | 2013-12-25 | 南京航空航天大学 | 舰载机捕捉拦阻装置 |
CN103728152B (zh) * | 2014-01-26 | 2016-03-09 | 中国科学院自动化研究所 | 一种无人机轮胎侧偏刚度在线测量装置 |
-
2014
- 2014-04-17 CN CN201410154155.0A patent/CN103984799B/zh active Active
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
张鑫: "舰载机拦阻着舰动力学分析及仿真", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑 (月刊 )》 * |
童美祥: "飞机着陆拦阻装置设计与分析", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑(月刊 )》 * |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109959491A (zh) * | 2018-10-26 | 2019-07-02 | 中国飞行试验研究院 | 一种起落架载荷试飞中缓冲器漏气故障诊断方法 |
CN109959491B (zh) * | 2018-10-26 | 2020-12-29 | 中国飞行试验研究院 | 一种起落架载荷试飞中缓冲器漏气故障诊断方法 |
CN110610048A (zh) * | 2019-09-18 | 2019-12-24 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种针对偏心撞击试验的动载荷因数计算方法 |
CN110610048B (zh) * | 2019-09-18 | 2023-02-28 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种针对偏心撞击试验的动载荷因数计算方法 |
CN110717221A (zh) * | 2019-10-21 | 2020-01-21 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机能源需求精细化分析方法及设备 |
CN110717221B (zh) * | 2019-10-21 | 2023-09-22 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机能源需求精细化分析方法及设备 |
CN113536624A (zh) * | 2021-06-24 | 2021-10-22 | 北京航空航天大学 | 一种舰载机拦阻着舰过程的刚柔耦合动力学建模仿真方法 |
CN113536624B (zh) * | 2021-06-24 | 2023-04-18 | 北京航空航天大学 | 一种舰载机拦阻着舰过程的刚柔耦合动力学建模仿真方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN103984799B (zh) | 2017-11-03 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN110309579B (zh) | 一种针对弹性飞机阵风响应的仿真分析方法和系统 | |
CN103984799A (zh) | 一种飞机拦阻着陆动力学仿真方法 | |
CN108090302B (zh) | 一种直升机飞行力学模拟方法及系统 | |
CN106529093A (zh) | 一种针对大展弦比机翼的气动/结构/静气弹耦合优化方法 | |
CN106840572A (zh) | 一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法 | |
CN102117362B (zh) | 滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法 | |
CN105205267A (zh) | 一种机翼整体油箱载荷计算方法 | |
CN103324778A (zh) | 一种多支点飞机地面载荷确定方法 | |
CN103559390B (zh) | 一种基于平均失效指数的复合材料π形胶接连接结构拉伸强度预测方法 | |
CN107092725B (zh) | 一种基于闭环仿真的运载器分布载荷优化设计方法 | |
CN106096088A (zh) | 一种螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法 | |
CN104123404A (zh) | 一种起落架建模方法 | |
CN110750881A (zh) | 一种水面飞行器水动弹性响应分析方法 | |
CN105279290A (zh) | 一种四发螺旋桨飞机续航性能计算方法 | |
CN105844015A (zh) | 一种汽车玻璃升降器优化布置设计方法 | |
CN107065593B (zh) | 一种飞机加油杆装置的姿态控制系统 | |
Fasel et al. | Aeroservoelastic optimization of morphing airborne wind energy wings | |
CN110795875B (zh) | 一种风机轴-齿轮箱法兰连接校核方法 | |
CN105759632A (zh) | 一种水下机器人伺服阀控制液压推进器动力学仿真系统及其仿真方法 | |
CN106599466A (zh) | 一种基于振动加速度的公路跑道平整度评价方法 | |
CN103147431B (zh) | 一种垂直升船机机械同步系统的相似模拟方法 | |
CN104765975A (zh) | 一种舰载直升机舰面共振建模方法 | |
Zhao et al. | Structural and aeroelastic design, analysis, and experiments of inflatable airborne wings | |
CN104156521A (zh) | 一种考虑自由飞行钩住情况的飞机前起落架设计方法 | |
CN106773782B (zh) | 一种气动伺服弹性混合建模方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |