CN108069047A - 一种控制直升机使用重心包线的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种控制直升机使用重心包线的方法，属于飞机重心包线设计技术领域。包括：步骤一、获取设计重心包线的前限XC前、后限XC后；步骤二、分别计算不同使用状态下的限制的空机重心前限Xe前i；步骤三、利用步骤二计算的限制的空机重心前限Xe前i，确定空机重心前限Xe前；步骤四、分别计算不同使用状态下的限制的空机重心后限Xe后i；步骤五、利用步骤四计算的限制的空机重心后限Xe后i，确定空机重心后限Xe后；步骤六、根据空机重心前限Xe前和空机重心后限Xe后，得到空机重心范围；步骤七、依据空机重心范围进行直升机总体布置，使直升机各状态的使用重心均在设计重心包线范围内。本发明减少直升机使用中的限制，减少总体布置工作的反复。

Description

一种控制直升机使用重心包线的方法
技术领域
本发明属于飞机重心包线设计技术领域，具体涉及一种控制直升机使用重心包线的方法。
背景技术
为满足直升机具有足够的稳定性和操纵性，要求直升机在使用过程中不能超过某一重心范围，该范围为直升机设计重心包线。
使用重心包线是直升机在任一重量下工作时实际可能的全机重心，包括有效载荷及其所需固定设备项目的所有严重组合。为使直升机在使用中受到的装载限制尽可能少，则要求使用重心包线均落在直升机设计重心包线范围内。
对于直升机来说，不同商载量、不同装载状态和不同燃油量及消耗将产生不同的直升机重心，而这些重心变化的基础是空机重心。为使直升机使用重心包线均落在设计重心包线范围内，设计和控制好直升机的空机重心是关键。
发明内容
本发明的目的：为了解决上述问题，本发明提供一种控制直升机使用重心包线的方法，采用通过分析各状态使用重心包线反推出满足要求的空机重心范围，通过控制直升机的空机重心范围使直升机各状态的使用重心均在设计重心包线范围内。
本发明的技术方案：一种控制直升机使用重心包线的方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤一、获取空机重量We、各使用状态下的配置载荷分布、机组及燃油的重量和重心并依据直升机设计重心包线获取设计重心包线的前限XC前、后限XC后；
步骤二、分别计算不同使用状态下的限制的空机重心前限Xe前i；
步骤三、利用步骤二计算的限制的空机重心前限Xe前i，确定空机重心前限Xe前；
步骤四、分别计算不同使用状态下的限制的空机重心后限Xe后i；
步骤五、利用步骤四计算的限制的空机重心后限Xe后i，确定空机重心后限Xe后；
步骤六、根据步骤三及步骤五确定的空机重心前限Xe前和空机重心后限Xe后，得到空机重心范围；
步骤七、依据空机重心范围进行直升机总体布置，使直升机各状态的使用重心均在设计重心包线范围内。
优选地，所述步骤三中，选取限制的空机重心前限Xe前i中最大值作为空机重心前限Xe前。
优选地，所述步骤五中，选取限制的空机重心后限Xe后i中最小值作为空机重心后限Xe后。
本发明技术方案的有益效果：本发明一种控制直升机使用重心包线的方法，通过对各使用状态的使用重心包线反推出满足要求的空机重心，通过控制空机重心，使各状态使用重心均满足设计重心包线。应用表明，该新方法的优点在于减少直升机使用中的限制；在对直升机进行总体布置时提供明确的重心要求，减少总体布置工作的反复。
附图说明
图1为本发明控制直升机使用重心包线的方法的一优选实施例的设计流程示意图；
图2是本发明直升机设计重心包线、使用重心包线和空机重心示意图；
图3是本发明各状态使用重心包线示意图。
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。
如图1至图3所示：一种控制直升机使用重心包线的方法，包括以下步骤：
1)、确定直升机设计重心包线即前限XC前、后限XC后、空机重量We、各任务状态配置方案、机组、燃油；
2)、计算任务状态1限制的空机重心前限；
a)任务状态1最大内载或外载且重心位置较XC前靠前的配载为G1、G2、Gn，每个配载的重心为X1、X2、Xn；
b)如果燃油重心位置较XC前靠后，则Gf为最小油量，得到相应的重心位置Xf；
如果燃油重心位置较XC前靠前，则Gf是最大油量，重心位置为Xf；
c)G机组是最大机组重量，重心位置为X机组；
d)任务状态1限制的空机重心前限Xe前1，计算公式为：
3)、计算任务状态2、状态n限制的空机重心前限Xe前2、Xe前n；
4)、比较(2)、(3)计算出的空机重心前限Xe前1、Xe前2、Xe前n，取其最大值作为空机重心前限Xe前；
5)、计算任务状态1限制的空机重心后限；
e)任务状态1最大内载或外载且重心位置较XC后靠后的配载为G1、G2、Gn，每个配载的重心为X1、X2、Xn；
f)如果燃油重心位置较XC后靠后，Gf是最大油量，燃油重心位置较XC后靠前，Gf是最小油量，重心位置为Xf；
g)G机组是最小机组重量，重心位置为X机组；
h)任务状态1限制的空机重心后限为Xe后1，计算公式为：
6)、计算任务状态2、状态n限制的空机重心后限Xe后2、Xe后n；
7)、比较(5)、(6)计算出的空机重心前限Xe后1、Xe后2、Xe后n，取其最小值作为空机重心后限Xe后；
8)、依据(4)、(7)得出空机重心范围。
具体实施如下：
第一步，已知直升机重心包线即前限6.2m、后限6.6m、空机重量7500kg，各任务状态配置方案见表1：
第二步，计算任务状态1限制的空机重心前限；
任务状态1较XC前6.2m靠前的配载为G1、G2，配载重心为4.5m、5.5m；
燃油重心位置较XC前6.2m靠后，Gf是最小油量为150kg，燃油重心位置为6.5m；
G机组是最大机组重量180kg，重心位置为1.9m；
任务状态1限制的空机重心前限为6.366m：
第三步，计算任务状态2、状态3限制的空机重心前限分别为6.415m和6.379m；
第四步，比较第二步、第三步3个任务状态计算出的空机重心前限，取其中最大值6.415m作为空机重心前限；
第五步，计算任务状态1限制的空机重心后限；
任务状态1较XC后6.6m靠后的配载为G4、G5、G6，每个配载的重心分别为7.5m、8.5m、9.5m；
燃油重心位置较XC后6.6m靠前，Gf是最小油量150kg，重心位置为6.5m；
G机组是最小机组重量90kg，重心位置为1.9m；
计算任务状态1限制的空机重心后限Xe后1为6.476m；
第六步，计算任务状态2、状态3限制的空机重心后限分别为6.517m和6.533m；
第七步，比较第五步、第六步3个任务状态计算出的空机重心后限，取其中最小值6.476m作为空机重心后限；
第八步，依据第四步、第七步得出空机重心范围为6.415m～6.476m。
本发明通过对各使用状态的使用重心包线反推出满足要求的空机重心，通过控制空机重心，使各状态使用重心均满足设计重心包线。应用表明，该新方法的优点在于减少直升机使用中的限制；在对直升机进行总体布置时提供明确的重心要求，减少总体布置工作的反复。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (3)

1.一种控制直升机使用重心包线的方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤一、获取空机重量We、各使用状态下的配置载荷分布、机组及燃油的重量和重心并依据直升机设计重心包线获取设计重心包线的前限XC前、后限XC后；
步骤二、分别计算不同使用状态下的限制的空机重心前限Xe前i；
步骤三、利用步骤二计算的限制的空机重心前限Xe前i，确定空机重心前限Xe前；
步骤四、分别计算不同使用状态下的限制的空机重心后限Xe后i；
步骤五、利用步骤四计算的限制的空机重心后限Xe后i，确定空机重心后限Xe后；
步骤六、根据步骤三及步骤五确定的空机重心前限Xe前和空机重心后限Xe后，得到空机重心范围；
步骤七、依据空机重心范围进行直升机总体布置，使直升机各状态的使用重心均在设计重心包线范围内。
2.根据权利要求1所述的控制直升机使用重心包线的方法，其特征在于：所述步骤三中，选取限制的空机重心前限Xe前i中最大值作为空机重心前限Xe前。
3.根据权利要求1所述的控制直升机使用重心包线的方法，其特征在于：所述步骤五中，选取限制的空机重心后限Xe后i中最小值作为空机重心后限Xe后。
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