CN107145646B - 一种计算飞机尾撬支反力的方法 - Google Patents

一种计算飞机尾撬支反力的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107145646B
CN107145646B CN201710258111.6A CN201710258111A CN107145646B CN 107145646 B CN107145646 B CN 107145646B CN 201710258111 A CN201710258111 A CN 201710258111A CN 107145646 B CN107145646 B CN 107145646B
Authority
CN
China
Prior art keywords
tail
aircraft
airplane
formula
ground
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.)
Active
Application number
CN201710258111.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107145646A (zh
Inventor
张俐娜
王世涛
薛帅
李高杰
刘小川
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Original Assignee
Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC filed Critical Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority to CN201710258111.6A priority Critical patent/CN107145646B/zh
Publication of CN107145646A publication Critical patent/CN107145646A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107145646B publication Critical patent/CN107145646B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Measurement Of The Respiration, Hearing Ability, Form, And Blood Characteristics Of Living Organisms (AREA)
  • Braking Arrangements (AREA)

Abstract

本发明涉及飞行力学技术领域，具体提供了一种计算飞机尾撬支反力的方法，首先建立飞机机体坐标系，设定初始参数：飞机航向位移、飞机垂向位移和俯仰角，通过初始参数算出飞机所受外力：飞机升力、飞机阻力、俯仰力矩、主轮支反力和主轮摩擦力，再通过飞机所受外力算出运动参数：俯仰角加速度、航向加速度和垂向加速度，通过迭代方式算出机尾触地前各时刻的中间参数：俯仰角加速度、俯仰力矩、主轮支反力和主轮摩擦力，根据小扰动理论估算出触地时刻的中间参数数值，进而求出机尾触地时刻的尾撬支反力，利用尾撬支反力的大小判断机尾触地损伤级别，避免飞机机尾触地时维修工人检查不到位，造成飞机后续飞行中事故的安全隐患。

Description

一种计算飞机尾撬支反力的方法
技术领域
本发明涉及飞行力学技术领域，特别涉及一种计算飞机尾撬支反力的方法。
背景技术
飞机以相对较大的迎角起飞或着陆时，按照运输类标准设计的飞机，在运营过程中都可能发生机身尾部接触地面的现象。当飞机发生机尾触地现象时，现有技术采取的手段是通过目视检查方法发现并确定飞机的外部损伤，并对飞机进行后续维修，该现有技术存在如下缺陷：
1、目视检查方法的检查顺序是：依次检查飞机的后下部防撞装置、外部勤务盖板、飞机后下部蒙皮及其连接紧固件、飞机触地处内部的桁条、隔框、连接夹片、紧固件、飞机的后压力隔框结构等，现有技术采取的手段导致检查和维修时间较长，费用也较高。
2、飞机经过剧烈撞击和摩擦后，其内部结构的损伤往往不易被查出，这些潜在的损伤可能会导致飞机的整机结构失效，影响飞行安全，并且每个维修工人的经验不同，如果对机尾触地的损伤无法做出正确的判断和及时维修，将对飞行安全构成严重威胁，所以光靠目视是不能完全准确地检查机尾触地情况。
发明内容
为克服上述现有技术存在的至少一种缺陷，本发明提供了一种计算飞机尾撬支反力的方法，包括如下步骤：
步骤一，建立飞机机体坐标系，其中X方向为飞机航向，Z方向为飞机垂向，设定初始飞机运动参数：初始X向位移x0、初始Z向位移z0和为俯仰角θ0；
步骤二，飞机前轮离地、主轮未离地并且机尾触地前，飞机升力L计算公式如公式(1)所示，
Figure BDA0001273973840000021
飞机阻力D计算公式如公式(2)所示，
Figure BDA0001273973840000022
俯仰力矩Ma计算公式如公式(3)所示，
Figure BDA0001273973840000023
公式(1)至(3)中，ρ为大气密度，V为来流速度，S为气动参考面积，bC为平均气动弦长，CL为升力系数，CD为阻力系数，CM为俯仰力矩系数，δe为升降舵偏转角度，H为飞机重心到地面的高度；
主轮支反力F1计算公式如公式(4)所示，
F1＝kz+c Vz (4)；
公式(4)中，k为主起落架Z向刚度，c为主起落架缓冲器阻尼，z为Z向位移，Vz为飞机Z向速度；
主轮摩擦力f1计算公式如公式(5)所示，
f1＝μ1F1 (5)；
公式(5)中，μ1为主轮摩擦系数；
将初始X向位移x0、初始Z向位移z0和初始俯仰角θ0代入公式(1)至(5)中，计算对应的飞机所受外力，所述飞机所受外力包括飞机升力L、飞机阻力D、俯仰力矩Ma、主轮支反力F1和主轮摩擦力f1；
步骤三，公式(6)为飞机前轮离地、主轮未离地并且机尾触地前的运动方程，将步骤二中求出的所述飞机所受外力代入公式(6)中求出对应的运动参数，所述运动参数包括俯仰角加速度
Figure BDA0001273973840000031
俯仰角θ、飞机航向加速度
Figure BDA0001273973840000032
和飞机垂向加速度
Figure BDA0001273973840000033
Figure BDA0001273973840000034
公式(6)中，m为飞机质量，P为发动机推力，G为重力，J为纵向转动惯量，L1为机体水平时重心距机头的距离，L2为机体水平时主起落架距机头的距离，h1为机体水平时主起落架轮胎距重心的高度；
步骤四，设置时间步长t0，重复执行步骤二和步骤三进行迭代运算，求出机尾触地前各个时刻的俯仰角加速度
Figure BDA0001273973840000035
俯仰角θ、俯仰力矩Ma、主轮支反力F1和主轮摩擦力f1，直到机尾触地，记录机尾触地前的
Figure BDA0001273973840000036
θ、Ma、F1和f1，其中，判定机尾触地的标准为俯仰角θ的计算值与临界值之差的绝对值小于0.1rad；
步骤五，估算出机尾触地时刻的俯仰角加速度
Figure BDA0001273973840000037
俯仰角θ'、俯仰力矩Ma'、主轮支反力F1'和主轮摩擦力f1'；
步骤六，公式(7)为飞机前轮离地、主轮未离地并且机尾触地后的运动方程，
Figure BDA0001273973840000038
公式(7)中，主轮离地瞬间和主轮离地后，主轮支反力F1和主轮摩擦力f1均为0，L3为机体水平时尾撬距机头的距离，h2为机体水平时尾撬距重心的高度，F2为尾撬支反力，f2为尾撬摩擦力；
尾撬摩擦力f2计算公式如公式(8)所示：
f2＝μF2 (8)；
其中，μ为尾撬摩擦系数；
通过公式(7)和公式(8)得到尾撬支反力F2的表达式，如公式(9)所示：
Figure BDA0001273973840000041
将步骤五中计算得出的机尾触地时刻的
Figure BDA0001273973840000042
θ'、Ma'、F1'、f1'代入公式(9)求出机尾触地时刻的尾撬支反力F2。
优选的，步骤五中的
Figure BDA0001273973840000043
θ'、Ma'、F1'、f1'均根据小扰动理论通过公式(10)估算得出，
Figure BDA0001273973840000044
公式(10)中t为时间，N为
Figure BDA0001273973840000045
θ、Ma、F1、f1这五个参数中的任意一个，i为时间序号，Ni为N在机尾触地时刻的值。
优选的，步骤四中的时间步长t0为0.0001秒。
优选的，来流速度V为X向位移对时间的一阶导数，Vz是通过飞机Z向位移对时间求一阶导数获得。
优选的，俯仰角加速度
Figure BDA0001273973840000046
是通过俯仰角θ对时间求二阶导数获得，飞机航向加速度
Figure BDA0001273973840000047
是通过飞机X向位移对时间求二阶导数获得，飞机垂向加速度
Figure BDA0001273973840000048
是通过飞机Z向位移对时间求二阶导数获得。
本发明提供了一种计算飞机尾撬支反力的方法，可计算飞机尾部触地时的尾撬支反力，便于快速判断机尾触地损伤级别，避免飞机机尾触地时维修工人检查不到位，造成飞机后续飞行中事故的安全隐患，缩短飞机的检查和维修时间，也降低了飞机维修费用。
附图说明
图1是飞机前轮离地、主轮未离地并且机尾触地时的全机受力示意图；
图2是机尾Z向坐标随时间变化曲线图。
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。
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，均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。
下面通过具体的实施例对本发明作进一步详细的描述。
具体实施例：
本发明提供了一种计算飞机尾撬支反力的方法，包括如下步骤：
步骤一，建立飞机机体坐标系，坐标系如图1所示，其中X方向为飞机航向，Z方向为飞机垂向，设定初始飞机运动参数：初始X向位移x0、初始Z向位移z0和为俯仰角θ0；
步骤二，飞机前轮离地、主轮未离地并且机尾触地前，飞机升力L计算公式如公式(1)所示，
Figure BDA0001273973840000061
飞机阻力D计算公式如公式(2)所示，
Figure BDA0001273973840000062
俯仰力矩Ma计算公式如公式(3)所示，
Figure BDA0001273973840000063
公式(1)至(3)中，ρ为大气密度，V为来流速度，S为气动参考面积，bC为平均气动弦长，CL为升力系数，CD为阻力系数，CM为俯仰力矩系数，δe为升降舵偏转角度，H为飞机重心到地面的高度，本实施例中，来流速度V通过飞机X向位移对时间求一阶导数获得；
主轮支反力F1计算公式如公式(4)所示，
F1＝kz+c Vz (4)；
公式(4)中，k为主起落架Z向刚度，c为主起落架缓冲器阻尼，z为Z向位移，Vz为飞机Z向速度，本实施例中，Vz是通过飞机Z向位移对时间求一阶导数获得；
主轮摩擦力f1计算公式如公式(5)所示，
f1＝μ1F1 (5)；
公式(5)中，μ1为主轮摩擦系数；
将初始X向位移x0、初始Z向位移z0、初始俯仰角θ0以及相关参数(ρ、V、CL、CD、CM、S、bC、k、c、μ1)代入公式(1)至(5)中，计算对应的飞机所受外力，所述飞机所受外力包括飞机升力L、飞机阻力D、俯仰力矩Ma、主轮支反力F1和主轮摩擦力f1；
步骤三，公式(6)为飞机前轮离地、主轮未离地并且机尾触地前的运动方程，将步骤二中求出的所述飞机所受外力代入公式(6)中求出对应的运动参数，所述运动参数包括俯仰角加速度
Figure BDA0001273973840000071
俯仰角θ、飞机航向加速度
Figure BDA0001273973840000072
和飞机垂向加速度
Figure BDA0001273973840000073
本实施例中，俯仰角加速度
Figure BDA0001273973840000074
是通过俯仰角θ对时间求二阶导数获得，飞机航向加速度
Figure BDA0001273973840000075
是通过飞机X向位移对时间求二阶导数获得，飞机垂向加速度
Figure BDA0001273973840000076
是通过飞机Z向位移对时间求二阶导数获得，
Figure BDA0001273973840000077
公式(6)中，m为飞机质量，P为发动机推力，G为重力，J为纵向转动惯量，L1为机体水平时重心距机头的距离，L2为机体水平时主起落架距机头的距离，h1为机体水平时主起落架轮胎距重心的高度，其中，重力G＝mg，g为重力加速度，g取值为9.8m/s2；
步骤四，设置时间步长t0，本实施例中时间步长t0为0.0001秒，重复执行步骤二和步骤三进行迭代运算，求出机尾触地前各个时刻的俯仰角加速度
Figure BDA0001273973840000078
俯仰角θ、俯仰力矩Ma、主轮支反力F1和主轮摩擦力f1，直到机尾触地，记录机尾触地前的
Figure BDA0001273973840000081
θ、Ma、F1和f1，其中，判定机尾触地的标准为俯仰角θ的计算值与临界值之差的绝对值小于0.1rad；
步骤五，估算出机尾触地时刻的俯仰角加速度
Figure BDA0001273973840000082
俯仰角θ'、俯仰力矩Ma'、主轮支反力F1'和主轮摩擦力f1'，本实施例中，
Figure BDA0001273973840000083
θ'、Ma'、F1'、f1'均根据小扰动理论通过公式(10)估算得出，
Figure BDA0001273973840000084
公式(10)中t为时间，N为
Figure BDA0001273973840000085
θ、Ma、F1、f1这五个参数中的任意一个，i为时间序号，Ni为N在机尾触地时刻的值，以
Figure BDA0001273973840000086
为例，通过下面公式(10-1)求出
Figure BDA0001273973840000087
Figure BDA0001273973840000088
公式(10-1)中，
Figure BDA0001273973840000089
为触地时刻的俯仰角加速度，
Figure BDA00012739738400000810
为触地前一时刻的俯仰角加速度，
Figure BDA00012739738400000811
为触地前一时刻的更前一时刻的俯仰角加速度，ti为触地时刻的时间，ti-1为触地前一时刻的时间，ti-2为触地前一时刻的更前一时刻的时间，触地时刻的俯仰角θ'、俯仰力矩Ma'、主轮支反力F1'和主轮摩擦力f1'的计算与触地时刻的俯仰角加速度
Figure BDA00012739738400000812
相同；
步骤六，公式(7)为飞机前轮离地、主轮未离地并且机尾触地后的运动方程，
Figure BDA0001273973840000091
公式(7)中，主轮离地瞬间和主轮离地后，主轮支反力F1和主轮摩擦力f1均为0，L3为机体水平时尾撬距机头的距离，h2为机体水平时尾撬距重心的高度，F2为尾撬支反力，f2为尾撬摩擦力；
尾撬摩擦力f2计算公式如公式(8)所示：
f2＝μF2 (8)；
其中，μ为尾撬摩擦系数；
通过公式(7)和公式(8)得到尾撬支反力F2的表达式，如公式(9)所示：
Figure BDA0001273973840000092
将步骤五中计算得出的机尾触地时刻的
Figure BDA0001273973840000093
θ'、Ma'、F1'、f1'代入公式(9)求出机尾触地时刻的尾撬支反力F2。
以某型飞机为例，通过本发明提供的方法计算飞机尾撬支反力，当飞机起飞时，俯仰角速度等于6(°/s)，
机尾Z向坐标随时间变化曲线图如图2所示，其中：
t1点对应抬前轮速度为160km/h且飞机主轮离地后机尾触地的情况，t1点坐标为x＝2.34秒，y＝0.2847米；
t2点对应抬前轮速度为150km/h且飞机主轮离地瞬间机尾触地的情况，t2点坐标为x＝2.72秒，y＝-0.0008955米；
t3点对应抬前轮速度为140km/h且飞机主轮离地前机尾触地的情况，t3点坐标为x＝2.964秒，y＝-0.1794米；
通过计算，可获得飞机主轮离地前机尾触地、飞机主轮离地瞬间机尾触地、飞机主轮离地后机尾触地三种情况下的尾撬支反力F2的值，F2的计算结果及计算过程的中间参数见表1。
表1输入参数及计算结果列表
Figure BDA0001273973840000101
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 (5)

1.一种计算飞机尾撬支反力的方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一，建立飞机机体坐标系，其中X方向为飞机航向，Z方向为飞机垂向，设定初始飞机运动参数：初始X向位移x0、初始Z向位移z0和初始俯仰角θ0；
步骤二，飞机前轮离地、主轮未离地并且机尾触地前，飞机升力L计算公式如公式(1)所示，
Figure FDA0003018831260000011
飞机阻力D计算公式如公式(2)所示，
Figure FDA0003018831260000012
俯仰力矩Ma计算公式如公式(3)所示，
Figure FDA0003018831260000013
公式(1)至(3)中，ρ为大气密度，V为来流速度，S为气动参考面积，bC为平均气动弦长，CL为升力系数，CD为阻力系数，CM为俯仰力矩系数，δe为升降舵偏转角度，H为飞机重心到地面的高度，θ为 俯仰角；
主轮支反力F1计算公式如公式(4)所示，
F1＝kz+c Vz (4)；
公式(4)中，k为主起落架Z向刚度，c为主起落架缓冲器阻尼，z为Z向位移，Vz为飞机Z向速度；
主轮摩擦力f1计算公式如公式(5)所示，
f1＝μ1F1 (5)；
公式(5)中，μ1为主轮摩擦系数；
将初始X向位移x0、初始Z向位移z0和初始俯仰角θ0代入公式(1)至(5) 中，计算对应的飞机所受外力，所述飞机所受外力包括飞机升力L、飞机阻力D、俯仰力矩Ma、主轮支反力F1和主轮摩擦力f1；
步骤三，公式(6)为飞机前轮离地、主轮未离地并且机尾触地前的运动方程，将步骤二中求出的所述飞机所受外力代入公式(6)中求出对应的运动参数，所述运动参数包括俯仰角加速度
Figure FDA0003018831260000021
俯仰角θ、飞机航向加速度
Figure FDA0003018831260000022
和飞机垂向加速度
Figure FDA0003018831260000023
Figure FDA0003018831260000024
公式(6)中，m为飞机质量，P为发动机推力，G为重力，J为纵向转动惯量，L1为机体水平时重心距机头的距离，L2为机体水平时主起落架距机头的距离，h1为机体水平时主起落架轮胎距重心的高度；
步骤四，设置时间步长t0，重复执行步骤二和步骤三进行迭代运算，求出机尾触地前各个时刻的俯仰角加速度
Figure FDA0003018831260000025
俯仰角θ、俯仰力矩Ma、主轮支反力F1和主轮摩擦力f1，直到机尾触地，记录机尾触地前的
Figure FDA0003018831260000026
θ、Ma、F1和f1，其中，判定机尾触地的标准为俯仰角θ的计算值与临界值之差的绝对值小于0.1rad；
步骤五，估算出机尾触地时刻的俯仰角加速度
Figure FDA0003018831260000027
俯仰角θ'、俯仰力矩Ma'、主轮支反力F1'和主轮摩擦力f1'；
步骤六，公式(7)为飞机前轮离地、主轮未离地并且机尾触地后的运动方程，
Figure FDA0003018831260000031
公式(7)中，主轮离地瞬间和主轮离地后，主轮支反力F1和主轮摩擦力f1均为0，L3为机体水平时尾撬距机头的距离，h2为机体水平时尾撬距重心的高度，F2为尾撬支反力，f2为尾撬摩擦力；
尾撬摩擦力f2计算公式如公式(8)所示：
f2＝μF2 (8)；
其中，μ为尾撬摩擦系数；
通过公式(7)和公式(8)得到尾撬支反力F2的表达式，如公式(9)所示：
Figure FDA0003018831260000032
将步骤五中计算得出的机尾触地时刻的
Figure FDA0003018831260000033
θ'、Ma'、F1'、f1'代入公式(9)求出机尾触地时刻的尾撬支反力F2。
2.根据权利要求1所述的计算飞机尾撬支反力的方法，其特征在于，步骤五中的
Figure FDA0003018831260000034
θ'、Ma'、F1'、f1'均根据小扰动理论通过公式(10)估算得出，
Figure FDA0003018831260000035
公式(10)中t为时间，N为
Figure FDA0003018831260000036
θ、Ma、F1、f1这五个参数中的任意一个，i为时间序号，Ni为N在机尾触地时刻的值。
3.根据权利要求1所述的计算飞机尾撬支反力的方法，其特征在于，步骤四中的时间步长t0为0.0001秒。
4.根据权利要求1所述的计算飞机尾撬支反力的方法，其特征在于，来流速度V为X向位移对时间的一阶导数，Vz是通过飞机Z向位移对时间求一阶导数获得。
5.根据权利要求1所述的计算飞机尾撬支反力的方法，其特征在于，俯仰角加速度
Figure FDA0003018831260000041
是通过俯仰角θ对时间求二阶导数获得，飞机航向加速度
Figure FDA0003018831260000042
是通过飞机X向位移对时间求二阶导数获得，飞机垂向加速度
Figure FDA0003018831260000043
是通过飞机Z向位移对时间求二阶导数获得。
CN201710258111.6A 2017-04-19 2017-04-19 一种计算飞机尾撬支反力的方法 Active CN107145646B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710258111.6A CN107145646B (zh) 2017-04-19 2017-04-19 一种计算飞机尾撬支反力的方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710258111.6A CN107145646B (zh) 2017-04-19 2017-04-19 一种计算飞机尾撬支反力的方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107145646A CN107145646A (zh) 2017-09-08
CN107145646B true CN107145646B (zh) 2021-07-09

Family

ID=59774838

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710258111.6A Active CN107145646B (zh) 2017-04-19 2017-04-19 一种计算飞机尾撬支反力的方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107145646B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110069070B (zh) * 2019-05-08 2022-01-18 成都高威节能科技有限公司 一种提高大型飞机起飞过程安全性的方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1176088A1 (en) * 2000-07-26 2002-01-30 Manuel Munoz Saiz Lift arrangement for lateral aircraft surfaces
CN102589367A (zh) * 2012-01-09 2012-07-18 南京航空航天大学 直推式火工螺母及其工作方法
CN104123404A (zh) * 2014-04-23 2014-10-29 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种起落架建模方法
CN105447269A (zh) * 2015-12-15 2016-03-30 西北工业大学 一种飞机在定常过载状态下的非结构质量配平方法
CN105509946A (zh) * 2015-12-03 2016-04-20 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种辨识飞机升降舵效率的方法
CN106020211A (zh) * 2016-05-12 2016-10-12 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机起飞升降舵预置偏度计算方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1176088A1 (en) * 2000-07-26 2002-01-30 Manuel Munoz Saiz Lift arrangement for lateral aircraft surfaces
CN102589367A (zh) * 2012-01-09 2012-07-18 南京航空航天大学 直推式火工螺母及其工作方法
CN104123404A (zh) * 2014-04-23 2014-10-29 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种起落架建模方法
CN105509946A (zh) * 2015-12-03 2016-04-20 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种辨识飞机升降舵效率的方法
CN105447269A (zh) * 2015-12-15 2016-03-30 西北工业大学 一种飞机在定常过载状态下的非结构质量配平方法
CN106020211A (zh) * 2016-05-12 2016-10-12 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机起飞升降舵预置偏度计算方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
弹性飞机连续紊流时域响应评估方法;张俐娜，等;《西北工业大学学报》;20130228;第109-114页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN107145646A (zh) 2017-09-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102826234B (zh) 钝碰撞测试设备和方法
US8543322B1 (en) Methods for determination of optimum sequence for automated activation of onboard aircraft weight and balance system
US8050840B2 (en) Method and device of calculating aircraft braking friction and other relating landing performance parameters based on the data received from aircraft's on board flight data management system
WO2019116782A1 (ja) タイヤ溝残量管理システム
US20150100227A1 (en) Method for expanding aircraft center of gravity limitations
WO2019117232A1 (ja) 摩耗量予測方法、摩耗量予測装置、及び摩耗量予測プログラム
CN113895645A (zh) 一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法
CN109466792B (zh) 多支柱起落架飞机操纵地面载荷计算方法
CN103180210A (zh) 用于确定航空器结构的荷载事故的方法和布置
CN110442117B (zh) 一种火星探测器大底气动耦合分离过程安全性分析方法
US7271741B2 (en) Method and device for detecting an overstepping of design loads of the fin of an aircraft
CN107145646B (zh) 一种计算飞机尾撬支反力的方法
US8706428B1 (en) System and method for determining instantaneous deflection of a structure
McBride et al. Experimental investigation of the effect of rear-fuselage shape on ditching behavior
CN103488841B (zh) 一种机场跑道端特性材料拦阻系统的设计方法
EP2896954B1 (en) Methods and apparatus to determine integrity of composite structures
CN116679729A (zh) 一种高鲁棒性自主起飞控制方法
CN107817504B (zh) 一种机载激光雷达点云数据处理方法
US9857275B2 (en) Method for determining the aerodynamic moment of resistance of a wheel
Suharev et al. Analysis of the affecting factors on aircraft takeoff and landing ground path length
CN114326815B (zh) 一种湿滑跑道下无人机安全起飞轨迹设计方法
CN116266237A (zh) 具有尾部约束特征的超声速近地并行式级间分离方法
CN116451988A (zh) 一种基于飞行数据的着陆冲偏出跑道风险实时预测方法
CN115758585A (zh) 强载荷下重型车辆倾覆动力学建模与表征方法
Suh et al. Numerical investigations of the crosswind stability of the Korean light tactical vehicle during airlift

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant