CN105389438A - 一种飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机结构强度设计领域，特别是涉及一种飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法，以解决现有重心处法向过载计算方法的计算结果不准确的问题。飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法包括如下步骤：通过预定公式计算航母斜板的曲率半径；根据与重力加速度、飞机滑跑速度以及航母斜板的切线角度相关的公式计算得到飞机滑跃起飞时的重心处法向过载；本发明的飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法，能够更为精确地解出法向过载，计算结果与实际起飞载荷吻合程度更佳，更加真实地反映了飞机起落架承受的甲板反力。

Description

一种飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法

技术领域

本发明涉及飞机结构强度设计领域，特别是涉及一种飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法。

背景技术

航空母舰搭载常规固定翼舰载机的起飞方式有两种类型：蒸汽弹射器起飞、斜板滑跃起飞。滑跃起飞可以缩短舰载机起飞滑跑距离、降低甲板风要求，从而实现的短距起飞作业。飞机滑跃起飞时的重心处法向过载是起落架载荷计算的关键参数，决定着飞机结构强度设计输入。

目前，飞机结构强度规范中没有明确的飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法，建议用保守的估算法求值，导致计算结果偏大，给舰载飞机的减重设计造成巨大障碍。另外，对于起飞重量变化幅度较大的飞机，估算法无法提供精确的对应结果。

发明内容

本发明的目的是提供了一种飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法，以解决现有重心处法向过载计算方法的计算结果不准确的问题。

本发明的技术方案是：

一种飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法，包括如下步骤：

步骤一、通过预定公式计算航母斜板的曲率半径r；

步骤二、根据如下公式计算得到飞机滑跃起飞时的重心处法向过载n_y.cg：

$n_{y.cg}=\frac{v^2}{gr}+cos\mathrm{\θ},$

其中，g为重力加速度；v为飞机滑跑速度；θ为航母斜板的切线角度。

优选的，所述步骤一中，所述航母斜板的曲率半径r的预定公式为：

$r=\frac{{\[1+f^{\′}{\left(x\right)}^2\]}^{\frac{2}{3}}}{\left|f^{\′\′}\left(x\right)\right|};$

其中，f'(x)、f”(x)分别为斜板中心线的曲线函数方程f(x)的一阶导函数和二阶导函数；

所述斜板中心线的曲线函数方程为：

$f\left(x\right)=\frac{A}{{10}^5}\·x^3+\frac{B}{{10}^3}\·x^2,$

其中，系数A的取值在1.4～1.7之间，B的取值在0.9～1.2之间；

所述斜板中心线的曲线函数方程f(x)的一阶导函数和二阶导函数分别为：

$\left\{\begin{array}{c}{f}^{\′}\left(x\right)=\frac{3A}{{10}^5}\·x^2+\frac{2B}{{10}^3}\·x\\ f^{\′\′}\left(x\right)=\frac{6A}{{10}^5}\·x+\frac{2B}{{10}^3}\end{array}\right..$

优选的，所述步骤二中，所述飞机滑跃起飞时的重心处法向过载n_y.cg为：

$n_{y.cg}=\frac{F}{G}=\frac{\frac{{\mathrm{Mv}}^2}{r}+Mg\cos \mathrm{\θ}}{Mg}=\frac{v^2}{gr}+cos\mathrm{\θ},$

其中，M为飞机质量；F为甲板给予飞机的支持力。

本发明的优点在于：

本发明的飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法，采用与飞机起飞速度v、斜板曲率半径r、斜板切线角θ密切相关的计算方法，更为精确地解出法向过载，计算结果与实际起飞载荷吻合程度更佳，更加真实地反映了飞机起落架承受的甲板反力。

附图说明

图1是本发明飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法的计算模型示意图。

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对本发明飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法做进一步详细说明。

本发明提供了一种飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法，包括如下步骤：

步骤一、通过预定公式计算航母斜板的曲率半径r。

步骤二、根据如下公式计算得到飞机滑跃起飞时的重心处法向过载n_y.cg：

$n_{y.cg}=\frac{v^2}{gr}+cos\mathrm{\θ},$

其中，g为重力加速度；v为飞机滑跑速度；θ为航母斜板的切线角度。

本发明的飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法，采用与飞机起飞速度v、斜板曲率半径r、斜板切线角θ密切相关的计算方法，更为精确地解出法向过载，计算结果与实际起飞载荷吻合程度更佳，更加真实地反映了飞机起落架承受的甲板反力。特别是对于起飞重量变化幅度较大的飞机，可以提供精确的对应结果。

进一步，在本发明飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法步骤一中，航母斜板的曲率半径r的预定公式为：

$r=\frac{{\[1+f^{\′}{\left(x\right)}^2\]}^{\frac{2}{3}}}{\left|f^{\′\′}\left(x\right)\right|};$

其中，f'(x)、f”(x)分别为斜板中心线的曲线函数方程f(x)的一阶导函数和二阶导函数；

斜板中心线的曲线函数方程为：

$f\left(x\right)=\frac{A}{{10}^5}\·x^3+\frac{B}{{10}^3}\·x^2,$

其中，系数A的取值在1.4～1.7之间，B的取值在0.9～1.2之间，x为飞机重心到斜板起点之间的距离；

斜板中心线的曲线函数方程f(x)的一阶导函数和二阶导函数分别为：

$\left\{\begin{array}{c}{f}^{\′}\left(x\right)=\frac{3A}{{10}^5}\·x^2+\frac{2B}{{10}^3}\·x\\ f^{\′\′}\left(x\right)=\frac{6A}{{10}^5}\·x+\frac{2B}{{10}^3}\end{array}\right..$

在本发明飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法步骤二中，飞机滑跃起飞时的重心处法向过载n_y.cg为：

$n_{y.cg}=\frac{F}{G}=\frac{\frac{{\mathrm{Mv}}^2}{r}+Mg\cos \mathrm{\θ}}{Mg}=\frac{v^2}{gr}+cos\mathrm{\θ},$

其中，M为飞机质量；F为甲板给予飞机的支持力。

在本发明的一个优选实施例中，给定航空母舰的斜板曲线函数，飞机重量为M＝33000kg，起飞速度v＝50m/s，斜板曲率半径r＝150m，斜板切线角θ＝0.25rad，飞机滑跃起飞重心处法向过载n_y.cg计算方法如下：

$n_{y.cg}=\frac{v^2}{gr}+cos\mathrm{\θ}=\frac{{50}^2}{9.8\×150}+cos0.25=2.67;$

本发明的计算结果与现有技术计算结果对比如下表1所示：

表1

其他两种实施例结果参照表1中所示，不再赘述。

综上所述，本发明的飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法能够更为精确地解出法向过载，计算结果与实际起飞载荷吻合程度更佳。

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 (3)

1.一种飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤一、通过预定公式计算航母斜板的曲率半径r；

步骤二、根据如下公式计算得到飞机滑跃起飞时的重心处法向过载n_y.cg：

$n_{y.cg}=\frac{v^2}{gr}+cos\mathrm{\θ},$

其中，g为重力加速度；v为飞机滑跑速度；θ为航母斜板的切线角度。

2.根据权利要求1所述的飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法，其特征在于，所述步骤一中，所述航母斜板的曲率半径r的预定公式为：

$r=\frac{{\[1+f^{\′}{\left(x\right)}^2\]}^{\frac{2}{3}}}{\left|f^{\′\′}\left(x\right)\right|};$

其中，f'(x)、f”(x)分别为斜板中心线的曲线函数方程f(x)的一阶导函数和二阶导函数；

所述斜板中心线的曲线函数方程为：

$f\left(x\right)=\frac{A}{{10}^5}\·x^3+\frac{B}{{10}^3}\·x^2,$

其中，系数A的取值在1.4～1.7之间，B的取值在0.9～1.2之间；

所述斜板中心线的曲线函数方程f(x)的一阶导函数和二阶导函数分别为：

$\{\begin{array}{c}{f}^{\′}\left(x\right)=\frac{3A}{{10}^5}\·x^2+\frac{2B}{{10}^3}\·x\\ f^{\′\′}\left(x\right)=\frac{6A}{{10}^5}\·x+\frac{2B}{{10}^3}\end{array}.$

3.根据权利要求1或2所述的飞机滑跃起飞重心处法向过载计算方法，其特征在于，所述步骤二中，所述飞机滑跃起飞时的重心处法向过载n_y.cg为：

$n_{y.cg}=\frac{F}{G}=\frac{\frac{{\mathrm{Mv}}^2}{r}+Mgcos\mathrm{\θ}}{Mg}=\frac{v^2}{gr}+cos\mathrm{\θ},$

其中，M为飞机质量；F为甲板给予飞机的支持力。