CN104281735A - 一种飞机斜板滑跃起飞的起落架载荷仿真方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞机起落架强度领域，涉及飞机斜板滑跃起飞仿真分析。其特征在于，建立了适用于飞机斜板滑跃起飞的数学模型，并对建立的数学模型进行仿真分析，为飞机斜板起飞动态性能分析提供了一种新的分析方法。其有益效果是：这种技术方法解决了飞机斜板滑跃起飞时的起落架载荷设计分析问题，在设计阶段就能够准确计算飞机斜板滑跃起飞的起落架载荷，其有效性得到了某平台和陆基训练场的试飞验证。

Description

一种飞机斜板滑跃起飞的起落架载荷仿真方法

技术领域

本发明属于飞机起落架强度领域，具体涉及一种飞机斜板滑跃起飞的起落架载荷仿真方法。

背景技术

飞机在陆基训练场或平台上采用斜板滑跃起飞，就受载模式而言，它既不同于飞机常规陆基起飞情况，也与飞机弹射起飞大相径庭。主要依靠曲面斜板强制施加的载荷实现轨迹上升，这种情况的起落架地面载荷较常规陆基起飞滑跑情况严重得多。在进行飞机设计时，需要对斜板滑跃起飞的整个过程进行仿真分析，全面模拟斜板滑跃起飞时的起落架受载情况，据此进行起落架设计，方可保证设计的全面性和准确性。

显然，进行斜板滑跃起飞情况起落架载荷仿真时，无法继续沿用旧有的陆基飞机常规起飞滑跑情况的算法，需要推陈出新，必须建立一套新的仿真模型和计算方法模拟起落架的动态变化过程，还考虑飞机机体的动态响应过程。

发明内容

本发明的目的是：提出一种飞机斜板滑跃起飞的起落架载荷仿真方法，可实现下述三类情况的仿真计算：

a)陆基飞机在陆基斜板进行滑跃起飞；

b)平台飞机在陆基斜板进行滑跃起飞；

c)平台飞机在平台斜板进行滑跃起飞。

本发明的技术方案是：一种飞机斜板滑跃起飞的起落架载荷仿真方法，其特征在于，包括如下步骤：

第一，建立斜板滑跃起飞动力学模型

飞机滑跃起飞时的全机受力如图1所示。载荷仿真即获得图示Rm、Rn这两个参数的法向和切向分量。

飞机处于三点姿态，将起落架支柱缓冲器和机轮轮胎视为二自由度、有阻尼的振动系统，支柱缓冲器则可简化为空气弹簧、油液阻尼器的组合。起落架过载具有振荡性质，这是由起落架自身弹性及甲板冲击激励所决定的。

飞机并非质点，起落架滑跑过载与其距飞机重心的水平距离有关。当主起落架停机载荷超过85％Mto.max时，主起落架滑跑过载应用飞机重心处过载；计算前起落架地面载荷时，则除了考虑由重心处牵连计算而来的单纯轨迹运动过载以外，还计入了俯仰力矩(由于飞机驶入滑跃甲板曲线段后严禁中止起飞刹车，因此不计入主机轮刹车情况造成的低头力矩)。

根据牛顿定律，有以下平衡方程：

$\begin{array}{c}{M}_{\mathrm{to}.\max }{a}_x=\mathrm{Tg}\cos (\mathrm{\α}+\mathrm{\φ})-D-\mathrm{\μ}(P_{y.n}+{2P}_{y.m})\cos (\mathrm{\γ}-\stackrel{\‾}{\mathrm{\ψ}})\\ -(P_{y.n}+{2P}_{y.m})\sin (\mathrm{\γ}-\stackrel{\‾}{\mathrm{\ψ}})-M_{\mathrm{to}.\max }g\sin \mathrm{\γ}\end{array}$

$\begin{array}{c}{M}_{\mathrm{to}.\max }{a}_y=\mathrm{Tg}\sin (\mathrm{\α}+\mathrm{\φ})+L-\mathrm{\μ}(P_{y.n}+{2P}_{y.m})\sin (\mathrm{\γ}-\stackrel{\‾}{\mathrm{\ψ}})\\ +(P_{y.n}+{2P}_{y.m})\cos (\mathrm{\γ}-\stackrel{\‾}{\mathrm{\ψ}})-M_{\mathrm{to}.\max }g\cos \mathrm{\γ}\end{array}$

I_zε_z＝M_aero+P_y.na-2P_y.mb-μ(P_y.n+2P_y.m)h+Tge

地面反力表征如下：

$\left\{\begin{array}{c}{R}_m=\sqrt{P_{y.m}^2+P_{x.m}^2}=P_{y.m}\sqrt{{1+\mathrm{\μ}}^2}\\ R_n=\sqrt{P_{y.n}^2+P_{x.n}^2}=P_{y.n}\sqrt{1+{\mathrm{\μ}}^2}\end{array}\right.$

气动力载荷表征如下：

$L=\frac{1}{2}{\mathrm{\ρv}}^{2}S(C_y\cos \mathrm{\θ}-C_x\sin \mathrm{\θ})$

$D=\frac{1}{2}{\mathrm{\ρv}}^{2}S(C_x\cos \mathrm{\θ}+C_y\sin \mathrm{\θ})$

$M_{\mathrm{aero}}=\frac{1}{2}{\mathrm{\ρv}}^{2}S{C}_m{b}_{\mathrm{mac}}$

这里Rn和Rm为前、主起落架支反力；μ为摩擦系数；D和L分别为阻力和升力；T为发动机推力；M_aero为气动俯仰力矩；α为迎角；为发动机安装角；e为发动机推力偏心距；a和b分别为前、主起落架至飞机重心距离在轮基线上的投影；h为重心至轮基线的距离；γ和θ为飞机的航迹倾角和俯仰角。

上述即建立的斜板滑跃起飞动力学理论模型，仿真建模将依据上述理论模型进行。

第二，构造斜板滑跃起飞某平台函数

通常斜板滑跃起飞平台由两段组成，前段为平板，约占起飞平台总长的60％-70％；末段为上翘板，占起飞平台总长的30％-40％。通常斜板构造曲线由一元三次多项式函数表征，起飞斜板中心线由此函数生成，函数的坐标原点位于斜板起始点，通式为

y＝f(x)＝Ax³+Bx²+Cx+D  (0≤x≤L_ramp.max)

由f(0)＝f’(0)＝0，可知C＝D＝0，而A、B用待定系数法求得

$\left\{\begin{array}{c}f\left(L_{\mathrm{ramp}.\max }\right)=H_{\mathrm{ramp}.\max }\\ f^{\′}\left(L_{\mathrm{ramp}.\max }\right)={\tan \mathrm{\θ}}_{\mathrm{ex}}\end{array}\right.\⇒\left\{\begin{array}{c}{{\mathrm{AL}}_{\mathrm{ramp}.\max }}^3+{{\mathrm{BL}}_{\mathrm{ramp}.\max }}^2=H_{\mathrm{ramp}.\max }\\ {{3\mathrm{AL}}_{\mathrm{ramp}.\max }}^2+{2\mathrm{BL}}_{\mathrm{ramp}.\max }={\tan \mathrm{\θ}}_{\mathrm{ex}}\end{array}\right.$

解得

$\left\{\begin{array}{c}A=\frac{{\tan \mathrm{\θ}}_{\mathrm{ex}}-\frac{{2H}_{\mathrm{ramp}.\max }}{L_{\mathrm{ramp}.\max }}}{L_{\mathrm{ramp}.\max }^2}\\ B=\frac{\frac{{3H}_{\mathrm{ramp}.\max }}{L_{\mathrm{ramp}.\max }}-\tan {\mathrm{\θ}}_{\mathrm{ex}}}{L_{\mathrm{ramp}.\max }}\end{array}\right.$

斜板中心线的曲率半径、切线角(即飞机航迹角)按下式求得(曲率半径和切线角)

$\left\{\begin{array}{c}r=\frac{{[1+f^{\′}{\left(x\right)}^2]}^{\frac{2}{3}}}{\left|f^{\′\′}\left(x\right)\right|}\\ \mathrm{\θ}=180\×\frac{\arctan f^{\′}\left(x\right)}{\mathrm{\π}}\end{array}\right.$

由3次样条型值点拟合出的斜板中心线的生成函数待定系数，得出仿真建模的某平台构造曲线。

第三，全机装配仿真分析模型创建及校验

斜板滑跑的多体动力学模型，其动力学方程为隐式非线性的微分代数混合方程，适合采用Gear预测校正算法。积分器都使用BDF(back-difference-formulae，向后积分差分)算法，采用牛顿-拉斐逊法求解非线性微分代数方程，最后通过BDF算法输出时间函数的结果文件。具体求解流程见图2。

动态仿真分析模型不一定与实际结构完全一致，必要的模型简化是可以的，只要仿真分析的工况符合实际工作的工况即可，基于这种思想，建立斜板滑跃起飞仿真分析模型。

建立的全机动力学模型，由机身子系统、前起落架缓冲支柱子系统、主起落架缓冲支柱子系统、前起落架机轮子系统、主起落架机轮子系统和等所组成，建立的仿真分析模型由多个刚体组成，主要包括外筒、活塞杆、上下扭力臂、轮轴、机轮等，刚体之间通过约束相连，具体的模型结构如图3所示。

在进入全机分析之前，用常规方法对单个子系统模型校验，包括前起落架子系统模型，左右主起落架子系统模型。使用建立的装配子系统模型，进行起落架落震试验仿真分析。根据着陆情况的前、主起落架落震试验实测结果，对前、主起落架仿真模型进行修正，并用校验后的子系统来构建全机装配模型，把建立斜板平台函数曲线引入到仿真分析计算模型中，最后对飞机斜板滑跑进行仿真测试。

第四，模型修正

根据在斜板滑跃起飞时的飞机实测重心数据、起落架载荷曲线，对模型进行修正。据此修正后的模型即为可用于飞机斜板滑跃起飞情况载荷仿真的模型。

本发明的优点是：

这种技术方法解决了飞机斜板滑跃起飞时的起落架载荷设计分析问题，在设计阶段就能够准确计算飞机斜板滑跃起飞的起落架载荷，其有效性得到了某飞机在平台和陆基训练场的试飞验证。

附图说明

图1是斜板滑跃起飞起落架受力计算模型。

图2是斜板滑跃起飞动力学求解流程。

图3是全机模型结构图。

图4主起落架斜板起飞地面载荷。

图5前起落架斜板起飞地面载荷。

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。

某重型教练机，双发全加力推力为T＝2×14100＝28200kg，飞机在某平台3#起飞位最大起飞重量为G_to.max＝41800kg，各起飞位均配置止动轮挡，飞机有轨迹下沉的速度阈值为v_des.min＝175km/h，飞机前、主轮距a+b＝5.2m；某平台曲面线型如前文所述复构造曲线，当已知θ_ex＝12°、L_ramp.max＝62m、H_ramp.max＝5.0m，可以方便地求得某平台斜板曲面线κ＝0.372、a＝1.607×10^-5，b＝1.097×10^-3。利用建立的斜板滑跃起飞情况载荷仿真计算得到主起落架斜板起飞地面载荷见图4，前起落架斜板起飞地面载荷见图5。

Claims (2)

1.一种飞机斜板滑跃起飞的起落架载荷仿真方法，其特征在于，包括如下步骤：

第一，根据斜板滑跃起飞全机受力计算模型，利用牛顿定律建立了斜板滑跃起飞动力学模型；

第二，根据某平台特征，构造了斜板滑跃起飞平台函数；

第三，根据斜板滑跑飞机特点，确定了斜板滑跃起飞的动力学求解流程，建立斜板滑跃起飞仿真分析模型；

第四，利用斜板滑跃起飞时的飞机实测重心数据、起落架载荷曲线，对模型进行修正；据此修正后的模型即为可用于飞机斜板滑跃起飞情况载荷仿真的模型。

2.根据权利要求1所述的适用于飞机斜板滑跃起飞的起落架载荷仿真方法，其特征在于，所述在建立斜板滑跃起飞飞机动力学模型，构造平台的函数曲线。