CN116167249A - 一种飞机非对称着陆的动荷载计算方法、装置及存储介质 - Google Patents

一种飞机非对称着陆的动荷载计算方法、装置及存储介质 Download PDF

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CN116167249A CN202310436274.4A CN202310436274A CN116167249A CN 116167249 A CN116167249 A CN 116167249A CN 202310436274 A CN202310436274 A CN 202310436274A CN 116167249 A CN116167249 A CN 116167249A
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Abstract

本发明涉及一种飞机非对称着陆的动荷载计算方法、装置及存储介质，应用于飞机着陆分析技术领域，包括：通过将左右后侧的起落架系统进行区分，同时考虑滚转效应对着陆荷载的影响，在现有的五自由度基础上建立七自由度飞机地面运动学模型，并以此建立飞机系统着陆地面运动学平衡方程组，将各固定参数以及随时间变化参数代入到方程组并求解，得到飞机着陆动荷载时程曲线，本申请通过上述方案，解决了现有理论解析方法中，将飞机左右后侧的起落架系统视为一个整体，仅限于理想情况下飞机对称着陆的动荷载计算，未考虑受复杂近地风场影响，在滚转角影响下飞机非对称着陆状态时，左右后两侧起落架受力不均匀的情况下的动荷载计算的问题。

Description

一种飞机非对称着陆的动荷载计算方法、装置及存储介质
技术领域
本发明涉及飞机着陆分析技术领域，具体涉及一种飞机非对称着陆的动荷载计算方法、装置及存储介质。
背景技术
对于飞机着陆过程中的动荷载计算，现有技术中包括现场实测、数值模拟以及理论解析三种方式；
现场实测：采用应变测试法，在起落架支柱上布设应变片并在驾驶室机舱建立数据采集系统，通过地面标定，将实测飞机着陆过程中起落架支柱应变转化成实测荷载着陆时程曲线；
数值模拟：基于动力学仿真软件，根据具体机型特征参数建立虚拟样机模型，进行飞机着陆、滑跑等过程的仿真模拟，计算飞机着陆动荷载；
理论解析：（CN109783953A-一种新型飞机着陆动荷载计算方法）把飞机系统简化成刚体机身、起落架缓冲器、机轮三个部分，将起落架系统视为缓冲器力学模型与轮胎力学模型的串联系统，用弹簧+阻尼器的形式模拟缓冲器与轮胎的力学特性，建立五自由度飞机地面运动学模型，开展飞机地面运动过程动力学解析，确定飞机着陆动荷载；
针对现场实测，通常用于军用飞机着陆荷载测试，涉及到民用航空器安全问题，无法直接借鉴军用飞机试验方法在高效率运转的民航飞机起落架上布设应变片并在机舱内建立完整的数据采集系统，此外，由于着陆点位置往往具有差异性，在道面结构中布设的传感器既无法直接获得接地瞬间的冲击荷载，也无法准确获取既有着陆荷载对应的飞机着陆状态，不利于进一步开展理论分析与数据研究工作；
针对数值模拟，仿真软件使用难度较高，除机身、起落架、轮胎数值模型建立复杂外，还需根据不同机型建立不同全机仿真模型，且相关软件受版权等因素使用相对受限，不利于大范围、高效率的推广应用；
针对理论解析，受复杂近地风场影响实际飞机着陆姿态很难达到左右两侧主轮同时刻接地的对称着陆状态，飞机非对称着陆时不同侧主轮着陆荷载相差非常大，先接地侧主轮承担更大着陆冲击荷载，后接地侧主轮受滚转效应影响着陆荷载也较对称着陆状态明显增大，且随飞机着陆滚转角增大，滚转效应对着陆荷载的影响更加显著，既有的飞机着陆动荷载计算方法（CN109783953A）仅将左右两侧主起落架等效为一个总的后主起落架，通过建立五自由度飞机地面运动学模型计算求解飞机着陆动荷载，该计算方法过于理想化、简单化，无法准确考虑滚转角影响下飞机非对称着陆状态时左右两侧主起落架受力不均匀的情况。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种飞机非对称着陆的动荷载计算方法、装置及存储介质，以解决现有的理论解析方法中，仅限于理想情况下飞机对称着陆的动荷载计算，未考虑受复杂近地风场影响，在滚转角影响下飞机非对称着陆状态时，左右后两侧起落架受力不均匀的情况下的动荷载计算的问题。
根据本发明实施例的第一方面，提供一种飞机非对称着陆的动荷载计算方法，所述方法包括：
基于机身垂向运动自由度Z P、滚转自由度θ P、俯仰运动自由度Ф P、整体航向自由度X、前轮垂向自由度z f、左后主轮的垂向自由度z l以及右后主轮的垂向自由度z r建立七自由度飞机着陆地面运动学模型；
基于七自由度飞机着陆地面运动学模型，根据达朗贝尔原理，建立飞机着陆地面运动学平衡方程组；
在飞机着陆过程中，根据各时刻飞机结构参数、起落架系统性能参数、着陆状态参数以及环境参数的变化，联立飞机着陆地面运动学平衡方程组得到着陆动荷载时程曲线。
优选地，
所述七自由度飞机着陆地面运动学模型中，将飞机视为刚性机身、起落架缓冲器以及轮胎三部分，将起落架的力学模型以及轮胎的力学模型进行串联视为起落架系统。
优选地，
所述七自由度飞机着陆地面运动学模型中，使用弹簧加上阻尼器的形式模拟起落架与轮胎的力学特性。
优选地，
所述飞机着陆地面运动学平衡方程组包括：
机身竖向运动平衡方程、机身俯仰转动平衡方程、机身横向滚转平衡方程、前起落架系统竖向运动平衡方程、右后侧起落架系统竖向运动平衡方程、左后侧起落架系统竖向运动平衡方程以及飞机整体系统纵向运动平衡方程。
优选地，
所述飞机结构参数包括：前起落架系统质量m f、左后侧起落架系统质量m l、右后侧起落架系统质量m r、机身俯仰转动惯量I P、机身横向滚转惯量J P、前起落架到飞机横轴距离d、左后侧起落架或右后侧起落架到飞机横轴距离e、左后侧起落架或右后侧起落架到飞机纵轴距离l以及翼展面积S；
所述起落架系统性能参数包括：前起落架刚度系数K f、左后侧起落架刚度系数K l、右后侧起落架刚度系数K r、前轮刚度系数k f、左后侧轮刚度系数k l、右后侧轮刚度系数k r、前起落架阻尼系数C f、左后侧起落架阻尼系数C l、右后侧起落架阻尼系数C r、前轮阻尼系数c f、左后侧轮阻尼系数c l以及右后侧轮阻尼系数c r；
所述着陆状态参数包括：着陆质量M P、机身离地高度Z P、机身下沉速度
Figure SMS_1
、前起落架离地高度z f、前起落架接地速度
Figure SMS_2
、左后侧起落架离地高度z l、左后侧起落架接地速度
Figure SMS_3
、右后侧起落架离地高度z r、右后侧起落架接地速度
Figure SMS_4
、滚转角θ p、滚转角变化率
Figure SMS_5
、俯仰角Φ p、俯仰角变化率
Figure SMS_6
、航向距离N、航向速度
Figure SMS_7
以及升力系数C L；
所述环境参数包括：空气密度ρ以及道面摩擦系数μ。
优选地，
所述机身竖向运动平衡方程如下所示：
Figure SMS_8
所述机身俯仰转动平衡方程如下所示：
Figure SMS_9
所述机身横向滚转平衡方程如下所示：
Figure SMS_10
所述前起落架系统竖向运动平衡方程如下所示：
Figure SMS_11
所述右后侧起落架系统竖向运动平衡方程如下所示：
Figure SMS_12
所述左后侧起落架系统竖向运动平衡方程如下所示：
Figure SMS_13
所述飞机整体系统纵向运动平衡方程如下所示：
Figure SMS_14
上式中，
Figure SMS_15
。
优选地，
所述着陆动荷载时程曲线包括：
前起落架支柱力时程曲线、前轮轮胎力时程曲线、左后侧起落架支柱力时程曲线、左后侧轮轮胎力时程曲线、右后侧起落架支柱力时程曲线以及右后侧轮轮胎力时程曲线。
优选地，
所述前起落架支柱力时程曲线表达式如下所示：
Figure SMS_16
所述前轮轮胎力时程曲线表达式如下所示：
Figure SMS_17
所述左后侧起落架支柱力时程曲线表达式如下所示：
Figure SMS_18
所述左后侧轮轮胎力时程曲线表达式如下所示：
Figure SMS_19
所述右后侧起落架支柱力时程曲线表达式如下所示：
Figure SMS_20
所述右后侧轮轮胎力时程曲线表达式如下所示：
Figure SMS_21
。
根据本发明实施例的第二方面，提供一种飞机非对称着陆的动荷载计算装置，所述装置包括：
七自由度模型建立模块：用于基于机身垂向运动自由度Z P、滚转自由度θ P、俯仰运动自由度Ф P、整体航向自由度X、前轮垂向自由度z f、左后主轮的垂向自由度z l以及右后主轮的垂向自由度z r建立七自由度飞机着陆地面运动学模型；
运动学平衡方程组建立模块：用于基于七自由度飞机着陆地面运动学模型，根据达朗贝尔原理，建立飞机着陆地面运动学平衡方程组；
动荷载时程曲线获取模块：用于在飞机着陆过程中，根据各时刻飞机结构参数、起落架系统性能参数、着陆状态参数以及环境参数的变化，联立飞机着陆地面运动学平衡方程组得到着陆动荷载时程曲线。
根据本发明实施例的第三方面，提供一种存储介质，所述存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被主控器执行时，实现所述的上述方法中的各个步骤。
本发明的实施例提供的技术方案可以包括以下有益效果：
本申请在现有的理论解析方法中建立的五自由度飞机地面运动学模型的基础上，将左右后侧的起落架系统进行区分，不再视为一个整体的主起落架，而是分别进行自由度分析，同时考虑滚转效应对着陆荷载的影响，进行滚转自由度θ P分析，建立七自由度飞机地面运动学模型，并以此建立飞机系统着陆地面运动学方程，将飞机结构参数、起落架系统性能参数、着陆状态参数及环境参数代入到飞机地面运动学平衡方程组并求解，得到飞机着陆动荷载时程曲线，本申请通过上述方案，解决了现有理论解析方法中，将飞机左右后侧的起落架系统视为一个整体，仅限于理想情况下飞机对称着陆的动荷载计算，未考虑受复杂近地风场影响，在滚转角影响下飞机非对称着陆状态时，左右后两侧起落架受力不均匀的情况下的动荷载计算的问题。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
图1是根据一示例性实施例示出的一种飞机非对称着陆的动荷载计算方法的流程示意图；
图2是根据一示例性实施例示出的飞机着陆过程受力分析示意图；
图3是根据另一示例性实施例示出的七自由度飞机着陆地面运动学模型受力分析示意图；
图4是根据一示例性实施例示出的左后侧起落架支柱力时程曲线示意图；
图5是根据一示例性实施例示出的左后侧轮轮胎力时程曲线示意图；
图6是根据一示例性实施例示出的右后侧起落架支柱力时程曲线示意图；
图7是根据一示例性实施例示出的右后侧轮轮胎力时程曲线示意图；
图8是根据一示例性实施例示出的一种飞机非对称着陆的动荷载计算装置的系统示意图；
附图中：1-七自由度模型建立模块，2-运动学平衡方程组建立模块，3-动荷载时程曲线获取模块。
具体实施方式
这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本发明相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本发明的一些方面相一致的装置和方法的例子。
实施例一
图1是根据一示例性实施例示出的一种飞机非对称着陆的动荷载计算方法的流程示意图，如图1所示，该方法包括：
S1，基于机身垂向运动自由度Z P、滚转自由度θ P、俯仰运动自由度Ф P、整体航向自由度X、前轮垂向自由度z f、左后主轮的垂向自由度z l以及右后主轮的垂向自由度z r建立七自由度飞机着陆地面运动学模型；
S2，基于七自由度飞机着陆地面运动学模型，根据达朗贝尔原理，建立飞机着陆地面运动学平衡方程组；
S3，在飞机着陆过程中，根据各时刻飞机结构参数、起落架系统性能参数、着陆状态参数以及环境参数的变化，联立飞机着陆地面运动学平衡方程组得到着陆动荷载时程曲线；
可以理解的是，飞机着陆过程主要受重力G、升力L以及道面支撑力F f、F l、F r共同作用，如附图2所示，其中F f为作用在前轮上的道面支撑力，F l为作用在左后侧起落架主轮上的道面支撑力，F r为作用在右后侧起落架主轮上的道面支撑力，着陆过程飞机所受重力竖直向下，升力垂直于机身平面竖直向上，道面支撑力作用于轮胎与道面接触部位竖直向上，在现有的理论解析方法中建立的五自由度飞机地面运动学模型的基础上，将左右后侧的起落架系统进行区分，不再视为一个整体的主起落架，分别进行自由度分析，分别为左后主轮的垂向自由度z l以及右后主轮的垂向自由度z r，这是因为受复杂近地风场影响实际飞机着陆姿态很难达到左右两侧主轮同时刻接地的对称着陆状态，飞机非对称着陆时不同侧主轮着陆荷载相差非常大，先接地侧主轮承担更大着陆冲击荷载，后接地侧主轮受滚转效应影响着陆荷载也较对称着陆状态明显增大，且随飞机着陆滚转角增大，滚转效应对着陆荷载的影响更加显著，所以在对称着陆的情况下，需要对左右后侧起落架分别进行受力分析，同时还需要考虑滚转效应对着陆荷载的影响，所以本申请还增加了对滚转自由度θ P的自由度分析，并以此建立了七自由度飞机着陆地面运动学模型，在七自由度飞机着陆地面运动学模型的基础上，根据达朗贝尔原理，建立飞机着陆地面运动学平衡方程组，同时将各时刻飞机结构参数、起落架系统性能参数、着陆状态参数以及环境参数代入到飞机着陆地面运动学平衡方程组中，联立各方程组，得到陆动荷载时程曲线公式，并根据陆动荷载时程曲线公式得到陆动荷载时程曲线，根据陆动荷载时程曲线对飞机非对称着陆时各起落架及轮胎的荷载进行分析，本申请通过上述方案，解决了现有理论解析方法中，将飞机左右后侧的起落架系统视为一个整体，仅限于理想情况下飞机对称着陆的动荷载计算，未考虑受复杂近地风场影响，在滚转角影响下飞机非对称着陆状态时，左右后两侧起落架受力不均匀的情况下的动荷载计算的问题。
优选地，
所述七自由度飞机着陆地面运动学模型中，将飞机视为刚性机身、起落架缓冲器以及轮胎三部分，将起落架的力学模型以及轮胎的力学模型进行串联视为起落架系统；
可以理解的是，无论是现有技术中的五自由度飞机着陆地面运动学模型，还是本申请中的七自由度飞机着陆地面运动学模型，都将飞机简化为刚性机身、起落架、以及起落架下面的轮胎三部分，同时起落架的力学模型以及轮胎的力学模型进行串联视为起落架系统，如附图3所示。
优选地，
所述七自由度飞机着陆地面运动学模型中，使用弹簧加上阻尼器的形式模拟起落架与轮胎的力学特性；
可以理解的是，如附图3所示，在七自由度飞机着陆地面运动学模型中，用弹簧+阻尼器的形式模拟缓冲器与轮胎的力学特性，质量及气动力作用集中在刚性机身的质心，起落架系统质量集中在机轮轮心，在此基础上，进行后续的飞机着陆地面运动学平衡方程组的推导建立。
优选地，
所述飞机着陆地面运动学平衡方程组包括：
机身竖向运动平衡方程、机身俯仰转动平衡方程、机身横向滚转平衡方程、前起落架系统竖向运动平衡方程、右后侧起落架系统竖向运动平衡方程、左后侧起落架系统竖向运动平衡方程以及飞机整体系统纵向运动平衡方程；
可以理解的是，本申请基于现有的五自由度飞机着陆地面运动学模型，增加了两个自由度，所以本申请中的飞机着陆地面运动学平衡方程组同样应当包含七个平衡方程，分别是飞机着陆过程中的机身竖向运动平衡方程、机身俯仰转动平衡方程、机身横向滚转平衡方程、前起落架系统竖向运动平衡方程、右后侧起落架系统竖向运动平衡方程、左后侧起落架系统竖向运动平衡方程以及飞机整体系统纵向运动平衡方程，这七个平衡方程也就是对七个自由度建立的平衡方程。
优选地，
所述飞机结构参数包括：前起落架系统质量m f、左后侧起落架系统质量m l、右后侧起落架系统质量m r、机身俯仰转动惯量I P、机身横向滚转惯量J P、前起落架到飞机横轴距离d、左后侧起落架或右后侧起落架到飞机横轴距离e、左后侧起落架或右后侧起落架到飞机纵轴距离l以及翼展面积S；
所述起落架系统性能参数包括：前起落架刚度系数K f、左后侧起落架刚度系数K l、右后侧起落架刚度系数K r、前轮刚度系数k f、左后侧轮刚度系数k l、右后侧轮刚度系数k r、前起落架阻尼系数C f、左后侧起落架阻尼系数C l、右后侧起落架阻尼系数C r、前轮阻尼系数c f、左后侧轮阻尼系数c l以及右后侧轮阻尼系数c r；
所述着陆状态参数包括：着陆质量M P、机身离地高度Z P、机身下沉速度
Figure SMS_22
、前起落架离地高度z f、前起落架接地速度
Figure SMS_23
、左后侧起落架离地高度z l、左后侧起落架接地速度
Figure SMS_24
、右后侧起落架离地高度z r、右后侧起落架接地速度
Figure SMS_25
、滚转角θ p、滚转角变化率
Figure SMS_26
、俯仰角Φ p、俯仰角变化率
Figure SMS_27
、航向距离N、航向速度
Figure SMS_28
以及升力系数C L；
所述环境参数包括：空气密度ρ以及道面摩擦系数μ；
可以理解的是，在推导建立飞机着陆地面运动学平衡方程组后，带入飞机结构参数、起落架系统性能参数、着陆状态参数，联立飞机地面运动学平衡方程组并求解，根据起落架、轮胎模型受力变形机理，分别计算各起落架支柱力、各轮轮胎力，这些参数中，有些是固定参数，比如前起落架系统质量m f、左后侧起落架系统质量m l、右后侧起落架系统质量m r等，而有些则是随着飞机着陆的进行，时刻发生变化的参数，比如滚转角
Figure SMS_29
、滚转角变化率
Figure SMS_30
、俯仰角
Figure SMS_31
、俯仰角变化率
Figure SMS_32
等。
优选地，
所述机身竖向运动平衡方程如下所示：
Figure SMS_33
所述机身俯仰转动平衡方程如下所示：
Figure SMS_34
所述机身横向滚转平衡方程如下所示：
Figure SMS_35
所述前起落架系统竖向运动平衡方程如下所示：
Figure SMS_36
所述右后侧起落架系统竖向运动平衡方程如下所示：
Figure SMS_37
所述左后侧起落架系统竖向运动平衡方程如下所示：
Figure SMS_38
所述飞机整体系统纵向运动平衡方程如下所示：
Figure SMS_39
上式中，
Figure SMS_40
；
可以理解的是，本申请中的飞机着陆地面运动学平衡方程组基于达朗贝尔原理推导建立，将上述的各固定参数以及随时间变化的参数代入到方程组中，值得强调的是，计算哪一时刻的动荷载，就代入哪一时刻的参数，从公式上来说，就是对各变量的一阶导数。
优选地，
所述着陆动荷载时程曲线包括：
前起落架支柱力时程曲线、前轮轮胎力时程曲线、左后侧起落架支柱力时程曲线、左后侧轮轮胎力时程曲线、右后侧起落架支柱力时程曲线以及右后侧轮轮胎力时程曲线；
可以理解的是，本申请所指的着陆动荷载分析实际上就是对飞机着陆过程中三个起落架及轮胎的受力分析，所以着陆动荷载时程曲线应当包含前起落架支柱力时程曲线、前轮轮胎力时程曲线、左后侧起落架支柱力时程曲线、左后侧轮轮胎力时程曲线、右后侧起落架支柱力时程曲线以及右后侧轮轮胎力时程曲线。
优选地，
所述前起落架支柱力时程曲线表达式如下所示：
Figure SMS_41
所述前轮轮胎力时程曲线表达式如下所示：
Figure SMS_42
所述左后侧起落架支柱力时程曲线表达式如下所示：
Figure SMS_43
所述左后侧轮轮胎力时程曲线表达式如下所示：
Figure SMS_44
所述右后侧起落架支柱力时程曲线表达式如下所示：
Figure SMS_45
所述右后侧轮轮胎力时程曲线表达式如下所示：
Figure SMS_46
；
可以理解的是，将各时刻的参数代入到飞机着陆地面运动学平衡方程组后，就可以对前起落架支柱力表达式、前轮轮胎力表达式、左后侧起落架支柱力表达式、左后侧轮轮胎力表达式、右后侧起落架支柱力表达式以及右后侧轮轮胎力表达式进行求解，代入哪一时刻的参数，求解的就是哪一时刻的起落架支柱力以及轮胎胎力，将飞机着陆这一段时间中的起落架支柱力以及轮胎胎力进行求解，即为时程曲线表达式，根据求解出的时程曲线，画出飞机着陆过程中的左右后侧的起落架支柱力以及轮胎力曲线，值得强调的是，由于本申请是针对非对称着陆情况下的动荷载分析，而非对称着陆下主要是左后侧起落架系统以及右后侧起落架系统的受力分析，所以本实施例代入一组数据，求得左后侧起落架支柱力时程曲线，如附图4所示，求得左后侧轮轮胎力时程曲线，如附图5所示，同时为了进行对比，还将求得右后侧起落架支柱力时程曲线，如附图6所示，求得右后侧轮轮胎力时程曲线，如附图7所示，可以看出，在滚转自由度θ P的影响下，也就是在非对称着陆的情况下，飞机左右后侧的起落架系统的峰值时刻以及最小值均不相同，这也是现有技术中将左右后侧的起落架视为整体分析的弊病所在，其只能针对理想情况下的对称着陆进行动荷载分析。
值得强调的是，本申请还将通过具体的实验数据代入飞机着陆地面运动学平衡方程组进行求解，以验证上述的结论，具体如下所示：获取飞机着陆过程中起落架受力最大时刻的数据，着陆质量63813kg、下沉速度2m/s、接地速度66m/s、俯仰角5°、滚转角1°时，左后侧起落架支柱力max=378217N，可以看出，能够与附图4中的峰值相对应；左后侧轮轮胎力max=189109N，能够与附图5中的峰值相对应；右后侧起落架支柱力max=391341N，能够与附图6中的峰值相对应；右后侧轮轮胎力max=195671N，能够与附图7中的峰值时刻相对应。
实施例二
图8是根据一示例性实施例示出的一种飞机非对称着陆的动荷载计算装置的系统示意图，包括：
七自由度模型建立模块1：用于基于机身垂向运动自由度Z P、滚转自由度θ P、俯仰运动自由度Ф P、整体航向自由度X、前轮垂向自由度z f、左后主轮的垂向自由度z l以及右后主轮的垂向自由度z r建立七自由度飞机着陆地面运动学模型；
运动学平衡方程组建立模块2：用于基于七自由度飞机着陆地面运动学模型，根据达朗贝尔原理，建立飞机着陆地面运动学平衡方程组；
动荷载时程曲线获取模块3：用于在飞机着陆过程中，根据各时刻飞机结构参数、起落架系统性能参数、着陆状态参数以及环境参数的变化，联立飞机着陆地面运动学平衡方程组得到着陆动荷载时程曲线；
可以理解的是，本申请通过七自由度模型建立模块1用于基于机身垂向运动自由度Z P、滚转自由度θ P、俯仰运动自由度Ф P、整体航向自由度X、前轮垂向自由度z f、左后主轮的垂向自由度z l以及右后主轮的垂向自由度z r建立七自由度飞机着陆地面运动学模型；通过运动学平衡方程组建立模块2用于基于七自由度飞机着陆地面运动学模型，根据达朗贝尔原理，建立飞机着陆地面运动学平衡方程组；通过动荷载时程曲线获取模块3用于在飞机着陆过程中，根据各时刻飞机结构参数、起落架系统性能参数、着陆状态参数以及环境参数的变化，联立飞机着陆地面运动学平衡方程组得到着陆动荷载时程曲线；本申请通过上述方案，解决了现有理论解析方法中，将飞机左右后侧的起落架系统视为一个整体，仅限于理想情况下飞机对称着陆的动荷载计算，未考虑受复杂近地风场影响，在滚转角影响下飞机非对称着陆状态时，左右后两侧起落架受力不均匀的情况下的动荷载计算的问题。
实施例三：
本实施例提供一种存储介质，所述存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被主控器执行时，实现上述方法中的各个步骤；
可以理解的是，上述提到的存储介质可以是只读存储器，磁盘或光盘等。
可以理解的是，上述各实施例中相同或相似部分可以相互参考，在一些实施例中未详细说明的内容可以参见其他实施例中相同或相似的内容。
需要说明的是，在本发明的描述中，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。此外，在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是指至少两个。
流程图中或在此以其他方式描述的任何过程或方法描述可以被理解为，表示包括一个或更多个用于实现特定逻辑功能或过程的步骤的可执行指令的代码的模块、片段或部分，并且本发明的优选实施方式的范围包括另外的实现，其中可以不按所示出或讨论的顺序，包括根据所涉及的功能按基本同时的方式或按相反的顺序，来执行功能，这应被本发明的实施例所属技术领域的技术人员所理解。
应当理解，本发明的各部分可以用硬件、软件、固件或它们的组合来实现。在上述实施方式中，多个步骤或方法可以用存储在存储器中且由合适的指令执行系统执行的软件或固件来实现。例如，如果用硬件来实现，和在另一实施方式中一样，可用本领域公知的下列技术中的任一项或他们的组合来实现：具有用于对数据信号实现逻辑功能的逻辑门电路的离散逻辑电路，具有合适的组合逻辑门电路的专用集成电路，可编程门阵列（PGA），现场可编程门阵列（FPGA）等。
本技术领域的普通技术人员可以理解实现上述实施例方法携带的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件完成，所述的程序可以存储于一种计算机可读存储介质中，该程序在执行时，包括方法实施例的步骤之一或其组合。
此外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理模块中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个模块中。上述集成的模块既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能模块的形式实现。所述集成的模块如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，也可以存储在一个计算机可读取存储介质中。
上述提到的存储介质可以是只读存储器，磁盘或光盘等。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (10)

1.一种飞机非对称着陆的动荷载计算方法，其特征在于，所述方法包括：
基于机身垂向运动自由度Z P、滚转自由度θ P、俯仰运动自由度Ф P、整体航向自由度X、前轮垂向自由度z f、左后主轮的垂向自由度z l以及右后主轮的垂向自由度z r建立七自由度飞机着陆地面运动学模型；
基于七自由度飞机着陆地面运动学模型，根据达朗贝尔原理，建立飞机着陆地面运动学平衡方程组；
在飞机着陆过程中，根据各时刻飞机结构参数、起落架系统性能参数、着陆状态参数以及环境参数的变化，联立飞机着陆地面运动学平衡方程组得到着陆动荷载时程曲线。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
所述七自由度飞机着陆地面运动学模型中，将飞机视为刚性机身、起落架缓冲器以及轮胎三部分，将起落架的力学模型以及轮胎的力学模型进行串联视为起落架系统。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，
所述七自由度飞机着陆地面运动学模型中，使用弹簧加上阻尼器的形式模拟起落架与轮胎的力学特性。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，
所述飞机着陆地面运动学平衡方程组包括：
机身竖向运动平衡方程、机身俯仰转动平衡方程、机身横向滚转平衡方程、前起落架系统竖向运动平衡方程、右后侧起落架系统竖向运动平衡方程、左后侧起落架系统竖向运动平衡方程以及飞机整体系统纵向运动平衡方程。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，
所述飞机结构参数包括：前起落架系统质量m f、左后侧起落架系统质量m l、右后侧起落架系统质量m r、机身俯仰转动惯量I P、机身横向滚转惯量J P、前起落架到飞机横轴距离d、左后侧起落架或右后侧起落架到飞机横轴距离e、左后侧起落架或右后侧起落架到飞机纵轴距离l以及翼展面积S；
所述起落架系统性能参数包括：前起落架刚度系数K f、左后侧起落架刚度系数K l、右后侧起落架刚度系数K r、前轮刚度系数k f、左后侧轮刚度系数k l、右后侧轮刚度系数k r、前起落架阻尼系数C f、左后侧起落架阻尼系数C l、右后侧起落架阻尼系数C r、前轮阻尼系数c f、左后侧轮阻尼系数c l以及右后侧轮阻尼系数c r；
所述着陆状态参数包括：着陆质量M P、机身离地高度Z P、机身下沉速度
Figure QLYQS_1
、前起落架离地高度z f、前起落架接地速度
Figure QLYQS_2
、左后侧起落架离地高度z l、左后侧起落架接地速度
Figure QLYQS_3
、右后侧起落架离地高度z r、右后侧起落架接地速度
Figure QLYQS_4
、滚转角θ p、滚转角变化率
Figure QLYQS_5
、俯仰角Φ p、俯仰角变化率
Figure QLYQS_6
、航向距离N、航向速度
Figure QLYQS_7
以及升力系数C L；
所述环境参数包括：空气密度ρ以及道面摩擦系数μ。
6.根据权利要5所述的方法，其特征在于，
所述机身竖向运动平衡方程如下所示：
Figure QLYQS_8
所述机身俯仰转动平衡方程如下所示：
Figure QLYQS_9
所述机身横向滚转平衡方程如下所示：
Figure QLYQS_10
所述前起落架系统竖向运动平衡方程如下所示：
Figure QLYQS_11
所述右后侧起落架系统竖向运动平衡方程如下所示：
Figure QLYQS_12
所述左后侧起落架系统竖向运动平衡方程如下所示：
Figure QLYQS_13
所述飞机整体系统纵向运动平衡方程如下所示：
Figure QLYQS_14
上式中，
Figure QLYQS_15
。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，
所述着陆动荷载时程曲线包括：
前起落架支柱力时程曲线、前轮轮胎力时程曲线、左后侧起落架支柱力时程曲线、左后侧轮轮胎力时程曲线、右后侧起落架支柱力时程曲线以及右后侧轮轮胎力时程曲线。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，
所述前起落架支柱力时程曲线表达式如下所示：
Figure QLYQS_16
所述前轮轮胎力时程曲线表达式如下所示：
Figure QLYQS_17
所述左后侧起落架支柱力时程曲线表达式如下所示：
Figure QLYQS_18
所述左后侧轮轮胎力时程曲线表达式如下所示：
Figure QLYQS_19
所述右后侧起落架支柱力时程曲线表达式如下所示：
Figure QLYQS_20
所述右后侧轮轮胎力时程曲线表达式如下所示：
Figure QLYQS_21
。
9.一种飞机非对称着陆的动荷载计算装置，其特征在于，所述装置包括：
七自由度模型建立模块：用于基于机身垂向运动自由度Z P、滚转自由度θ P、俯仰运动自由度Ф P、整体航向自由度X、前轮垂向自由度z f、左后主轮的垂向自由度z l以及右后主轮的垂向自由度z r建立七自由度飞机着陆地面运动学模型；
运动学平衡方程组建立模块：用于基于七自由度飞机着陆地面运动学模型，根据达朗贝尔原理，建立飞机着陆地面运动学平衡方程组；
动荷载时程曲线获取模块：用于在飞机着陆过程中，根据各时刻飞机结构参数、起落架系统性能参数、着陆状态参数以及环境参数的变化，联立飞机着陆地面运动学平衡方程组得到着陆动荷载时程曲线。
10.一种存储介质，其特征在于，所述存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被主控器执行时，实现如权利要求1-8任一项所述的一种飞机非对称着陆的动荷载计算方法中的各个步骤。
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