CN111143987B - 一种飞机高升力系统动力学建模方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机高升力系统动力学建模方法，包括步骤1：计算各个作动器之间的所有扭力管的刚度k_eq；步骤2：建立传动线系中的减速器的数学模型；步骤3：建立传动线系与增升装置之间的复合机构的组合数学模型；步骤4：计算每个复合机构及襟翼的转动惯量；步骤5：通过拉格朗日法等动力学分析方法，建立高升力系统动力学模型，本发明解决了飞机高升力系统研制中的动力学问题，对于铁鸟试验中的故障能给出精确的故障机理，在高升力系统设计中，解决了减速器保护门限设计、系统故障载荷计算等关键问题，提高了研制效率，极大地降低了高升力系统的成本，解决了研制瓶颈问题。

Description

一种飞机高升力系统动力学建模方法

技术领域

本发明属于飞机高升力系统动力学设计与验证技术领域，尤其涉及一种飞机高升力系统动力学建模方法。

背景技术

大型喷气式运输机、客机需要高效的高升力系统与增升装置，高升力系统设计是现代飞机的设计内容。由于增升装置的质量往往较大，动力学效应在设计中是不可忽略的，地面试验与飞行中经常会动力学因素引起的故障或问题。我国研制的的ARJ21－700飞机、C919飞机的高升力系统一般采购国外知名供应商货架产品，高升力系统动力学设计问题国外供应商一般都以技术秘密不予告知，这样的飞机高升力系统往往比飞机设计实际需求的高升力系统要重很多，作动部件、驱动部件等载荷保护门限高，高升力系统经济性不好，价格非常昂贵。这样的技术局面，需要我国自主研发的大型喷气式飞机项目牵引，需要在精密复杂高升力系统设计研制中逐步发现技术问题并研究解决。

发明内容

本发明的目的：提出一种飞机高升力系统动力学建模方法，给出大型喷气式飞机高升力系统在铁鸟试验中暴露出来的系统复杂动力学现象的故障机理，对于高升力系统的动力学特征在设计研究、试验、系统使用中的影响等提供技术手段。

本发明的技术方案：

一种飞机高升力系统动力学建模方法，包括以下步骤：

步骤1：计算各个作动器之间的所有扭力管的刚度k_eq；

步骤2：建立传动线系中的减速器的数学模型；

步骤3：建立传动线系与增升装置之间的复合机构的组合数学模型；

步骤4：计算每个复合机构的转动惯量J₁及襟翼的转动惯量J₂；

步骤5：通过拉格朗日法等动力学分析方法，建立高升力系统动力学模型。

步骤1所述的计算各个作动器之间的所有扭力管的刚度keq，计算公式为：其中/>G是扭力管材料的剪切模量，I_i是第i根扭力管横截面的惯性矩，L_i是第i根扭力管长度。

步骤2所述的传动线系中的减速器的数学模型为：式中，θ_in(t)是减速器输入端角位移，n是减速器减速比、θ_out(t)是减速器输出端角位移，/>是减速器输入端角加速度，/>是减速器输出端角加速度。

步骤3所述的组合数学模型为式中θ_tube(t)是复合机构输入端角位移、θ_flap(t)是襟翼的角位移、/>是复合机构输入端角加速度、/>襟翼的角加速度。

步骤3所述的复合机构包括减速器、运动副及运动机构。

步骤4所述的计算每个复合机构的转动惯量J₁，计算公式为：J₁＝m_h×r²，其中m_h是运动机构滑轮架质量，r是运动机构滑轮架回转半径。

步骤4所述的计算襟翼的转动惯量J₂，计算公式为：其中m为襟翼质量，a是襟翼重心到襟翼一端的运动机构运动平面距离，b是襟翼重心到襟翼另一端的运动机构运动平面距离。

步骤5所述的高升力系统动力学模型为：

式中，[m]是转动惯量矩阵，是广义加速度矩阵，[c]是阻尼矩阵，/>是广义速度矩阵，[k]是刚度矩阵，{q(t)}是广义位移矩阵，{Q(t)}是广义力矩阵。

所述的复合机构输入端角位移θ_tube(t)的计算公式为：

式中，n_i是复合机构中减速器的减速比，a、b、c为采用最小二乘法拟合得到的系数。

本发明的有益效果：本发明提供了一种飞机高升力系统动力学建模方法，与传统的有限元方法比，模型自由度非常少，通过数学软件求解及其方便。能解决飞机高升力系统研制中的动力学问题，对于铁鸟试验中的故障能给出精确的故障机理，在高升力系统设计中，解决了减速器保护门限设计、系统故障载荷计算等关键问题，提高了研制效率，极大地降低了高升力系统的成本，解决了研制瓶颈问题。

具体实施方式

一种飞机高升力系统动力学建模方法，包括以下步骤：

步骤1：计算各个作动器之间的所有扭力管的刚度k_eq，计算公式为：其中/>G是扭力管材料的剪切模量，I_i是第i根扭力管横截面的惯性矩，L_i是第i根扭力管长度。

步骤2：建立传动线系中的减速器的数学模型；

传动线系中的减速器的数学模型为：式中，θ_in(t)是减速器输入端角位移，n是减速器减速比、θ_out(t)是减速器输出端角位移，/>是减速器输入端角加速度，/>是减速器输出端角加速度。

步骤3：建立传动线系与增升装置之间的复合机构的组合数学模型；复合机构包括减速器、运动副及运动机构，组合数学模型为式中θ_tube(t)是复合机构输入端角位移、θ_flap(t)是襟翼的角位移、/>是复合机构输入端角加速度、/>襟翼的角加速度。

复合机构输入端角位移θ_tube(t)的计算公式为：

式中，n_i是复合机构中减速器的减速比，a、b、c为采用最小二乘法拟合得到的系数。

步骤4：计算每个复合机构及襟翼的转动惯量；

每个复合机构的转动惯量，计算公式为：J₁＝m_h×r²，其中m_h是运动机构滑轮架质量，r是运动机构滑轮架回转半径。

襟翼的转动惯量，计算公式为：其中m为襟翼质量，a是襟翼重心到襟翼一端的运动机构运动平面距离，b是襟翼重心到襟翼另一端的运动机构运动平面距离。

步骤5：通过拉格朗日法等动力学分析方法，建立高升力系统动力学模型。

高升力系统动力学模型为：

式中，[m]是转动惯量矩阵，是广义加速度矩阵，[c]是阻尼矩阵，/>是广义速度矩阵，[k]是刚度矩阵，{q(t)}是广义位移矩阵，{Q(t)}是广义力矩阵。

本发明提供了一种飞机高升力系统动力学建模方法，与传统的有限元方法比，模型自由度非常少，通过数学软件求解及其方便。能解决飞机高升力系统研制中的动力学问题，对于铁鸟试验中的故障能给出精确的故障机理，在高升力系统设计中，解决了减速器保护门限设计、系统故障载荷计算等关键问题，提高了研制效率，极大地降低了高升力系统的成本，解决了研制瓶颈问题。

Claims (7)

1.一种飞机高升力系统动力学建模方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：计算各个作动器之间的所有扭力管的刚度k_eq；

步骤2：建立传动线系中的减速器的数学模型；传动线系中的减速器的数学模型为：式中，θ_in(t)是减速器输入端角位移，n是减速器减速比、θ_out(t)是减速器输出端角位移，/>是减速器输入端角加速度，/>是减速器输出端角加速度；

步骤3：建立传动线系与增升装置之间的复合机构的组合数学模型；组合数学模型为式中θ_tube(t)是复合机构输入端角位移、θ_flap(t)是襟翼的角位移、是复合机构输入端角加速度、/>襟翼的角加速度；

步骤4：计算每个复合机构的转动惯量J₁及襟翼的转动惯量J₂；

步骤5：通过拉格朗日法动力学分析方法，建立高升力系统动力学模型。

2.根据权利要求1所述的一种飞机高升力系统动力学建模方法，其特征在于：步骤1所述的计算各个作动器之间的所有扭力管的刚度keq，计算公式为：其中/>G是扭力管材料的剪切模量，I_i是第i根扭力管横截面的惯性矩，L_i是第i根扭力管长度。

3.根据权利要求1所述的一种飞机高升力系统动力学建模方法，其特征在于：步骤3所述的复合机构包括减速器、运动副及运动机构。

4.根据权利要求1所述的一种飞机高升力系统动力学建模方法，其特征在于：步骤4所述的计算每个复合机构的转动惯量J₁，计算公式为：J₁＝m_h×r²，其中m_h是运动机构滑轮架质量，r是运动机构滑轮架回转半径。

5.根据权利要求1所述的一种飞机高升力系统动力学建模方法，其特征在于：步骤4所述的计算襟翼的转动惯量J₂，计算公式为：其中m为襟翼质量，a是襟翼重心到襟翼一端的运动机构运动平面距离，b是襟翼重心到襟翼另一端的运动机构运动平面距离。

6.根据权利要求1所述的一种飞机高升力系统动力学建模方法，其特征在于：步骤5所述的高升力系统动力学模型为：

式中，[m]是转动惯量矩阵，是广义加速度矩阵，[c]是阻尼矩阵，/>是广义速度矩阵，[k]是刚度矩阵，{q(t)}是广义位移矩阵，{Q(t)}是广义力矩阵。

7.根据权利要求1所述的一种飞机高升力系统动力学建模方法，其特征在于：所述的复合机构输入端角位移θ_tube(t)的计算公式为：

式中，n_i是复合机构中减速器的减速比，a、b、c为采用最小二乘法拟合得到的系数。