CN105335573A - 一种四点式飞机起落架转弯载荷计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机起落架转弯载荷计算领域，特别是涉及一种四点式飞机起落架转弯载荷计算方法，以解决现有飞机起落架载荷计算方法无法对四点式飞机起落架载荷进行精确计算的问题。计算方法包括如下步骤：构建四点式飞机在转弯状态时的垂直方向力平衡方程；构建四点式飞机在转弯状态时的俯仰力矩平衡方程；构建四点式飞机在转弯状态时的滚转力矩平衡方程；得到各起落架垂直载荷和侧向载荷；本发明的四点式飞机起落架转弯载荷计算方法，利用动态平衡方法对四点式飞机起落架载荷进行计算，计算结果更精确，能够更加真实地反映了飞机单侧、单个起落架分担的垂直载荷和侧向载荷份额。

Description

一种四点式飞机起落架转弯载荷计算方法

技术领域

本发明涉及飞机起落架转弯载荷计算领域，特别是涉及一种四点式飞机起落架转弯载荷计算方法。

背景技术

四点式飞机是一种极为特殊的起落架布局方案，它既不同于早期螺旋桨飞机的后三点式起落架布局，也不同于当前喷气式军用、民用飞机普遍应用的前三点式起落架布局。四点式飞机起落架载荷的计算，无法套用军机载荷计算规范或民机适航条例中的三点式飞机起落架的通常算法。

尤为特殊的是，四点式飞机起落架载荷计算中的转弯情况，由于起落架布局的拓扑关系复杂化，成为载荷输出的难点和重点。

发明内容

本发明的目的是提供了一种四点式飞机起落架转弯载荷计算方法，以解决现有飞机起落架载荷计算方法无法对四点式飞机起落架载荷进行精确计算的问题。

本发明的技术方案是：

一种四点式飞机起落架转弯载荷计算方法，包括如下步骤：

步骤一、构建四点式飞机在转弯状态时的垂直方向力平衡方程：

F_y.LMLG+F_y.RMLG+F_y.LNLG+F_y.RNLG＝M_to.max·g，

其中，M_to.max为飞机最大起飞重量，F_y.RMLG为右主起落架垂直载荷，F_y.LMLG为左主起落架垂直载荷，F_y.RNLG为右前起落架垂直载荷，F_y.LNLG为左前起落架垂直载荷；

步骤二、构建所述四点式飞机在转弯状态时的俯仰力矩平衡方程：

F_y.RMLG·b＝F_y.RNLG·a

F_y.LMLG·b＝F_y.LNLG·a，

其中，a为所述四点式飞机前轮到重心的距离；b为所述四点式飞机主轮到重心的距离；

步骤三、构建所述四点式飞机在转弯状态时的滚转力矩平衡方程：

$(F_{y.RMLG}+F_{y.RNLG})\·\frac{t}{2}+n_{z.cg}\·M_{to.max}\·g\·h=(F_{y.LMLG}+F_{y.LNLG})\·\frac{t}{2},$

其中，n_z.cg为飞机重心处侧向过载，t为主轮横向距离，g为重力加速度，h为飞机重心高度；

步骤四、对所述垂直方向力平衡方程、所述俯仰力矩平衡方程以及所述滚转力矩平衡方程求解，得到转弯载荷情况时，所述右主起落架垂直载荷F_y.RMLG、所述左主起落架垂直载荷F_y.LMLG、所述右前起落架垂直载荷F_y.RNLG以及所述左前起落架垂直载荷F_y.LNLG分别为：

$\left\{\begin{array}{c}{F}_{y.RMLG}=(1-\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·a}{2\·(a+b)}\\ F_{y.LMLG}=(1+\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·a}{2\·(a+b)}\\ F_{y.RNLG}=(1-\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·b}{2\·(a+b)}\\ F_{y.LNLG}=(1+\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·b}{2\·(a+b)}\end{array}\right.;$

步骤五、根据步骤四得到的垂直载荷，求解所述右主起落架、所述左主起落架、所述右前起落架以及所述左前起落架的侧向载荷分别为：

$\left\{\begin{array}{c}{F}_{z.RMLG}=\mathrm{\μ}\·F_{y.RMLG}=\mathrm{\μ}\·(1-\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·a}{2\·(a+b)}\\ F_{z.LMLG}=\mathrm{\μ}\·F_{y.LMLG}=\mathrm{\μ}\·(1+\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·a}{2\·(a+b)}\\ F_{z.RNLG}=\mathrm{\μ}\·F_{y.RNLG}=\mathrm{\μ}\·(1-\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·b}{2\·(a+b)}\\ F_{z.LNLG}=\mathrm{\μ}\·F_{y.LNLG}=\mathrm{\μ}\·(1+\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·b}{2\·(a+b)}\end{array}\right.,$

其中，μ为起落架轮胎与机场跑道平面的侧向摩擦系数，F_z.RMLG为右主起落架侧向载荷，F_z.LMLG为左主起落架侧向载荷，F_z.RNLG为右前起落架侧向载荷，F_z.LNLG为左前起落架侧向载荷。

优选的，所述步骤三中，所述飞机重心处侧向过载n_z.cg为：

$n_{z.cg}=\frac{{V_{\lim }}^2}{g\·R_{\min }};$

其中，V_lim为飞机转弯滑行限制速度，R_min为最小许用转弯半径。

优选的，所述步骤三中，所述飞机转弯滑行限制速度V_lim为25km/h，所述最小许用转弯半径R_min为10m，所述飞机重心处侧向过载n_z.cg为0.5。

优选的，所述步骤三中，所述起落架轮胎与机场跑道平面的侧向摩擦系数μ取值为0.4～0.8。

本发明的优点在于：

本发明的四点式飞机起落架转弯载荷计算方法，利用动态平衡方法对四点式飞机起落架载荷进行计算，计算结果更精确，能够更加真实地反映了飞机单侧、单个起落架分担的垂直载荷和侧向载荷份额。

附图说明

图1是本发明四点式飞机起落架布局主视图；

图2是本发明四点式飞机起落架布局俯视图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

下面结合附图1和图2对本发明四点式飞机起落架转弯载荷计算方法做进一步详细说明。

本发明提供了一种四点式飞机起落架转弯载荷计算方法，包括如下步骤：

步骤一、构建四点式飞机在转弯状态时的垂直方向力平衡方程：

F_y.LMLG+F_y.RMLG+F_y.LNLG+F_y.RNLG＝M_to.max·g，

其中，M_to.max为飞机最大起飞重量，F_y.RMLG为右主起落架垂直载荷，F_y.LMLG为左主起落架垂直载荷，F_y.RNLG为右前起落架垂直载荷，F_y.LNLG为左前起落架垂直载荷。

步骤二、构建四点式飞机在转弯状态时的俯仰力矩平衡方程：

F_y.RMLG·b＝F_y.RNLG·a

F_y.LMLG·b＝F_y.LNLG·a，

其中，a为四点式飞机前轮到重心G的距离；b为四点式飞机主轮到重心G的距离。

步骤三、构建四点式飞机在转弯状态时的滚转力矩平衡方程：

$(F_{y.RMLG}+F_{y.RNLG})\·\frac{t}{2}+n_{z.cg}\·M_{to.max}\·g\·h=(F_{y.LMLG}+F_{y.LNLG})\·\frac{t}{2},$

其中，n_z.cg为飞机重心处侧向过载，t为主轮横向距离，g为重力加速度，h为飞机重心高度。

步骤四、对垂直方向力平衡方程、俯仰力矩平衡方程以及滚转力矩平衡方程求解，得到转弯载荷情况时，右主起落架垂直载荷F_y.RMLG、左主起落架垂直载荷F_y.LMLG、右前起落架垂直载荷F_y.RNLG以及左前起落架垂直载荷F_y.LNLG分别为：

$\left\{\begin{array}{c}{F}_{y.RMLG}=(1-\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·a}{2\·(a+b)}\\ F_{y.LMLG}=(1+\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·a}{2\·(a+b)}\\ F_{y.RNLG}=(1-\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·b}{2\·(a+b)}\\ F_{y.LNLG}=(1+\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·b}{2\·(a+b)}\end{array}\right..$

步骤五、根据步骤四得到的垂直载荷，求解右主起落架、左主起落架、右前起落架以及左前起落架的侧向载荷分别为：

$\left\{\begin{array}{c}{F}_{z.RMLG}=\mathrm{\μ}\·F_{y.RMLG}=\mathrm{\μ}\·(1-\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·a}{2\·(a+b)}\\ F_{z.LMLG}=\mathrm{\μ}\·F_{y.LMLG}=\mathrm{\μ}\·(1+\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·a}{2\·(a+b)}\\ F_{z.RNLG}=\mathrm{\μ}\·F_{y.RNLG}=\mathrm{\μ}\·(1-\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·b}{2\·(a+b)}\\ F_{z.LNLG}=\mathrm{\μ}\·F_{y.LNLG}=\mathrm{\μ}\·(1+\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·b}{2\·(a+b)}\end{array}\right.,$

其中，μ为起落架轮胎与机场跑道平面的侧向摩擦系数，F_z.RMLG为右主起落架侧向载荷，F_z.LMLG为左主起落架侧向载荷，F_z.RNLG为右前起落架侧向载荷，F_z.LNLG为左前起落架侧向载荷。

本发明的四点式飞机起落架转弯载荷计算方法，利用动态平衡方法对四点式飞机起落架载荷进行计算，计算结果更精确，能够更加真实地反映了飞机单侧、单个起落架分担的垂直载荷和侧向载荷份额。

例如，现有技术算法得出的两侧前起落架的载荷比例是按照工程经验确定的固定值，即0.6:0.4或0.4:0.6，与其横向间距无关；现有技术算法得出的两侧主起落架的载荷比例被硬性规定为1:1；实际上，当横向间距较大时，用上述比例计算的结果与实测数据偏差很大。

进一步，在本发明四点式飞机起落架转弯载荷计算方法步骤三中，飞机重心处侧向过载n_z.cg为：

$n_{z.cg}=\frac{{V_{\lim }}^2}{g\·R_{\min }};$

其中，V_lim为飞机转弯滑行限制速度，R_min为最小许用转弯半径。

在本发明四点式飞机起落架转弯载荷计算方法步骤三中，优选飞机转弯滑行限制速度V_lim为25km/h，最小许用转弯半径R_min为10m，飞机重心处侧向过载n_z.cg为0.5；另外，起落架轮胎与机场跑道平面的侧向摩擦系数μ取值为0.4～0.8。

在本发明的一个优选实施例中，飞机最大起飞重量M_to.max取值为10000kg；g取固定值为9.8m/s²；飞机前轮主轮纵向距离为a+b取值为6.5m，其中a＝5m，b＝1.5m；主轮横向距离(前轮距横向距离)t，取值为6m；飞机重心高度h取值为1.5m；起落架轮胎与机场跑道平面的侧向摩擦系数μ取值为0.5；从而得到转弯载荷情况时，四点式飞机各起落架载荷计算结果如下：

$\left\{\begin{array}{c}{F}_{y.RMLG}=(1-\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·a}{2\·(a+b)}=(1-\frac{1.5}{6})\×\frac{10000\×9.8\×5}{2\×(5+1.5)}=28270N\\ F_{y.LMLG}=(1+\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·a}{2\·(a+b)}=(1+\frac{1.5}{6})\×\frac{10000\×9.8\×5}{2\×(5+1.5)}=47115N\\ F_{y.RNLG}=(1-\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·b}{2\·(a+b)}=(1-\frac{1.5}{6})\×\frac{10000\×9.8\×5}{2\×(5+1.5)}=8480N\\ F_{y.LNLG}=(1+\frac{h}{t})\·\frac{M_{to.\max }\·g\·b}{2\·(a+b)}=(1+\frac{1.5}{6})\×\frac{10000\×9.8\×5}{2\×(5+1.5)}=14135N\end{array}\right.;$

$\left\{\begin{array}{c}{F}_{z.RMLG}=\mathrm{\μ}\·F_{y.RMLG}=0.5\×28270=14135N\\ F_{z.LMLG}=\mathrm{\μ}\·F_{y.LMLG}=0.5\×47115=23555N\\ F_{z.RNLG}=\mathrm{\μ}\·F_{y.RNLG}=0.5\×8480=4240N\\ F_{z.LNLG}=\mathrm{\μ}\·F_{y.LNLG}=0.5\×14135=7065N\end{array}\right..$

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种四点式飞机起落架转弯载荷计算方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤一、构建四点式飞机在转弯状态时的垂直方向力平衡方程：

F_y.LMLG+F_y.RMLG+F_y.LNLG+F_y.RNLG＝M_to.max·g，

其中，M_to.max为飞机最大起飞重量，F_y.RMLG为右主起落架垂直载荷，F_y.LMLG为左主起落架垂直载荷，F_y.RNLG为右前起落架垂直载荷，F_y.LNLG为左前起落架垂直载荷；

步骤二、构建所述四点式飞机在转弯状态时的俯仰力矩平衡方程：

F_y.RMLG·b＝F_y.RNLG·a

F_y.LMLG·b＝F_y.LNLG·a，

其中，a为所述四点式飞机前轮到重心的距离；b为所述四点式飞机主轮到重心的距离；

步骤三、构建所述四点式飞机在转弯状态时的滚转力矩平衡方程：

$(F_{y.RMLG}+F_{y.RNLG})\·\frac{t}{2}+n_{z.cg}\·M_{to.max}\·g\·h=(F_{y.LMLG}+F_{y.LNLG})\·\frac{t}{2},$

其中，n_z.cg为飞机重心处侧向过载，t为主轮横向距离，g为重力加速度，h为飞机重心高度；

步骤四、对所述垂直方向力平衡方程、所述俯仰力矩平衡方程以及所述滚转力矩平衡方程求解，得到转弯载荷情况时，所述右主起落架垂直载荷F_y.RMLG、所述左主起落架垂直载荷F_y.LMLG、所述右前起落架垂直载荷F_y.RNLG以及所述左前起落架垂直载荷F_y.LNLG分别为：

$\left\{\begin{array}{c}{F}_{y.RMLG}=\left(1-\frac{h}{t}\right)\·\frac{M_{to.\max }\·g\·a}{2\·\left(a+b\right)}\\ F_{y.LMLG}=\left(1+\frac{h}{t}\right)\·\frac{M_{to.\max }\·g\·a}{2\·\left(a+b\right)}\\ F_{y.RNLG}=\left(1-\frac{h}{t}\right)\·\frac{M_{to.\max }\·g\·b}{2\·\left(a+b\right)}\\ F_{y.LNLG}=\left(1+\frac{h}{t}\right)\·\frac{M_{to.\max }\·g\·b}{2\·\left(a+b\right)}\end{array}\right.;$

步骤五、根据步骤四得到的垂直载荷，求解所述右主起落架、所述左主起落架、所述右前起落架以及所述左前起落架的侧向载荷分别为：

$\left\{\begin{array}{c}{F}_{z.RMLG}=\mathrm{\μ}\·F_{y.RMLG}=\mathrm{\μ}\·\left(1-\frac{h}{t}\right)\·\frac{M_{to.\max }\·g\·a}{2\·\left(a+b\right)}\\ F_{z.LMLG}=\mathrm{\μ}\·F_{y.LMLG}=\mathrm{\μ}\·\left(1+\frac{h}{t}\right)\·\frac{M_{to.\max }\·g\·a}{2\·\left(a+b\right)}\\ F_{z.RNLG}=\mathrm{\μ}\·F_{y.RNLG}=\mathrm{\μ}\·\left(1-\frac{h}{t}\right)\·\frac{M_{to.\max }\·g\·b}{2\·\left(a+b\right)}\\ F_{z.LNLG}=\mathrm{\μ}\·F_{y.LNLG}=\mathrm{\μ}\·\left(1+\frac{h}{t}\right)\·\frac{M_{to.\max }\·g\·b}{2\·\left(a+b\right)}\end{array}\right.,$

其中，μ为起落架轮胎与机场跑道平面的侧向摩擦系数，F_z.RMLG为右主起落架侧向载荷，F_z.LMLG为左主起落架侧向载荷，F_z.RNLG为右前起落架侧向载荷，F_z.LNLG为左前起落架侧向载荷。

2.根据权利要求1所述的四点式飞机起落架转弯载荷计算方法，其特征在于，所述步骤三中，所述飞机重心处侧向过载n_z.cg为：

$n_{z.cg}=\frac{{V_{\lim }}^2}{g\·R_{\min }};$

其中，V_lim为飞机转弯滑行限制速度，R_min为最小许用转弯半径。

3.根据权利要求2所述的四点式飞机起落架转弯载荷计算方法，其特征在于，所述步骤三中，所述飞机转弯滑行限制速度V_lim为25km/h，所述最小许用转弯半径R_min为10m，所述飞机重心处侧向过载n_z.cg为0.5。

4.根据权利要求3所述的四点式飞机起落架转弯载荷计算方法，其特征在于，所述步骤三中，所述起落架轮胎与机场跑道平面的侧向摩擦系数μ取值为0.4～0.8。