CN117163310B - 一种拦阻网装备刹车带尺寸调整方法 - Google Patents

一种拦阻网装备刹车带尺寸调整方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种拦阻网装备刹车带尺寸调整方法，属于飞机拦阻网装备技术领域。本发明通过建立飞机撞网拦停后的理论模型得到刹车带长度与拦停距离的对应关系，并建立拦阻系统仿真模型进行验证，实现了针对不同拦停距离，给出对应的刹车带长度值，高效地完成不同拦停距离下刹车带长度的确认。

Description

一种拦阻网装备刹车带尺寸调整方法
技术领域
本发明属于飞机拦阻网装备技术领域，涉及一种拦阻网装备刹车带尺寸调整方法。
背景技术
在飞机拦阻网装备安装过程中，目前国内已经明确要求“拦停距离为230米时，正常安装拦阻网装备；拦停距离在150米至230米时，缩短拦阻网刹车带，安装拦阻网装备”。虽然目前国内已经明确在拦停距离不足时，可以通过调整刹车带尺寸的方式来完成拦阻网装备的安装，但是对于装备刹车带尺寸该如何调整目前还没有明确的规定，无法高效确定在不同拦停距离下该如何截取刹车带长度。
针对飞机拦阻网装备，本发明提出一种不同拦停距离下的刹车带长度选取方法，针对不同拦停距离，给出对应的刹车带长度值，高效地完成不同拦停距离下刹车带长度的确认。
发明内容
为了解决现有技术中的上述问题，本发明提供了一种针对飞机拦阻网装备，不同拦停距离下的刹车带长度选取方法。
本发明的技术方案为：
一种拦阻网装备刹车带尺寸调整方法，包括以下步骤：
步骤一：进行理论计算
1.1：根据飞机撞网拦停后的情况，构建飞机撞网拦停后的理论模型，见图1；
1.2：根据步骤1.1，可以得出拦停距离H计算公式；
H＝T S+L1 (1)
式中，H为拦停距离，单位：m；TS为飞机停止距离，单位：m；L1为障碍物至飞机停止距离，单位：m。
1.3：根据步骤1.1，可以得出刹车带长度L计算公式；
L＝L4+L5 (2)
式中，L为刹车带长度，单位：m；L4为网带连接器至导向轮间刹车带长度，单位：m；L5为吸能器至导向轮间刹车带长度，单位：m。
1.4：根据步骤1.1，可以得出各参数的对应关系：
式中，L6为导向轮间距，单位：m；L2为飞机上挂载网体长度，单位：m；L3为单侧未挂带网体至网带连接器间网体长度，单位：m。
1.5：根据步骤1.2～1.4，得出拦阻网刹车带长度与拦停距离的对应关系为：
步骤二：进行模拟仿真验证
2.1：确定理论计算公式
(1)确定被拦阻飞机的动力学方程
由牛顿第二定理可直接得出被拦阻飞机的动力学方程为
式中，mf为飞机质量，单位：kg；v为飞机运动速度，单位：m/s；Fz为飞机所受的运动阻力(包括摩擦力及空气阻力)，单位：N；Fx为飞机所受两条带的拉力沿飞机运动方向分力的合力，单位：N。
飞机所受的运动阻力Fz的表达式为
式中，A为横截面积，单位：m2；Cω为风阻系数。
(2)拦阻力和带拉力关系方程
由图2分析可知，当飞机沿跑道中心撞网时，刹车带拉力沿飞机运动方向分力的合力与刹车带对飞机的拉力之间满足如下关系式：
Fx＝2cosαcosβ·Fl (7)
式中，Fl为能量吸收盘的刹车带对飞机的拉力，单位：N；α、β为夹角。
由图2可以看出，
式中，S为飞机从撞网开始的运动位移，单位：m；HJ为机翼高度，单位：m；LJ为单边间距，单位：m。其中，L1为导向轮间距，单位：m；BJ为机翼宽度，单位：m。
令
则
(3)计算靠近飞机处沿刹车带方向刹车带的运动速度vl
根据飞机运动与刹车带的运动关系可推导出靠近飞机处刹车带的速度为
vl＝vcosαcosβ，结合式(8)即
式中，vl为靠近飞机处沿刹车带方向刹车带的运动速度，单位：m/s。
(4)计算刹车带拉出处的切线速度vld
式中，x为在刹车带的拉力Fl作用下刹车带的变形量，单位：m。
刹车带在运动过程中会产生变形，变形量用下式计算：
式中，E为刹车带的弹性模量，单位：N/m2。
将式(12)两边积分，并由式(13)得出：
由于Fl/(E·Ad)＜＜1，结合式(11)可以得出：
νld＝νl＝kf(s)ν (15)
(5)刹车带盘角速度ω与刹车带拉出速度vld的关系方程
ω与vld的关系式为：
式中，ω为刹车带盘及能量吸收盘角速度，单位：rad/s；r为Fl的作用半径，又可称即时带盘半径，单位：m，其中，
r＝r0+nd(t)hd (17)
式(17)中，r0为刹车带盘内径，单位：m；hd为刹车带的厚度，单位：m；nd(t)为任意时刻刹车带盘上刹车带的即时圈数，有：
式(18)中，L(t)为任意时刻剩余刹车带带长，表达式为：
式(19)中，L0为刹车带最大拉出长度，单位：m。
由式(11)、(15)、(17)、(18)、(19)可以得出
(6)能量吸收盘动力学方程
飞机撞网后，刹车带带动能量吸收盘转动，能量吸收盘的动力学方程式为
式(21)中，J为转动惯量，表达式为：
其中，mP为刹车带质量，单位：kg；md为吸能器质量，单位：kg；ρL为刹车带的线密度，单位：kg/m。
式(21)中，Mz为水涡轮对能量吸收盘的阻力矩，单位：N·m；
Mz＝λρgn2D5 (23)
式中，λ为制动力矩系数；ρ为液体密度；n为转速；D为水涡轮直径。
(7)得出数学综合模型
结合前面的公式，可以得到综合数学模型：
可见，式(24)是关于变量(v，s)的函数关系，又由于可以将式(24)转化为只关于v或只关于s的函数。
2.2：在Matlab中构建仿真模型
根据步骤2.1中各个参数之间的等量关系，构建仿真模型，见图3。
2.3：进行计算
结合飞机拦阻网装备的实际使用情况及相关参数，通过仿真模型模拟得到不同拦停距离下的刹车带长度值。
步骤三：数据对比得出结论
结合步骤一和步骤二进行对比，验证理论计算是可靠的。即可以通过理论计算的方式，快速计算出在不同拦停距离下需选用的刹车带长度。
本发明的有益效果：
(1)明确了不同拦停距离下的刹车带长度选取方法；
(2)提升了不同拦停距离下的刹车带长度选取效率。
附图说明
图1为理论模型。
图2为飞机撞网受力示意图。
图3为拦阻系统仿真模型。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，下面将技术方案对本发明的具体实施方式进行详细的描述。
针对LZ-ⅢA飞机拦阻网装备，其刹车带尺寸调整的方法如下：
步骤一：进行理论计算
结合LZ-ⅢA飞机拦阻网装备实际使用情况，给出飞机停止距离TS＝150m、障碍物至飞机停止距离L1＝5m，得出拦停距离H＝150+5＝155m；导向轮间距L6＝50m；吸能器至导向轮间刹车带长度L5＝15m；飞机上挂载网体长度L2＝6m；单侧未挂带网体至网带连接器间网体长度L3＝26m。
根据公式(4)，可得出拦阻网刹车带长度L与拦停距离H的对应关系为：
可得出当拦停距离为150m时，刹车带长度为136m；当拦停距离为155m时，刹车带长度为141m；当拦停距离为160m时，刹车带长度为146m；当拦停距离为165m时，刹车带长度为151m；当拦停距离为170m时，刹车带长度为155m；当拦停距离为175m时，刹车带长度为160m；当拦停距离为180m时，刹车带长度为165m。
步骤二：进行模拟仿真验证
使用图3所示的仿真模型，同步骤一，结合LZ-ⅢA飞机拦阻网装备实际使用情况，给定飞机质量mf＝30t；横截面积A＝100m2；风阻系数Cω＝0.3；机翼宽度BJ＝6m；制动力矩系数λ＝0.0098；液体为水，密度ρ＝1g/cm3。设定不同的速度值，查看在不同拦停距离下的刹车带长度值，可得出当拦停距离为150m时，刹车带长度为135m；当拦停距离为155m时，刹车带长度为141m；当拦停距离为160m时，刹车带长度为146m；当拦停距离为165m时，刹车带长度为151m；当拦停距离为170m时，刹车带长度为156m；当拦停距离为175m时，刹车带长度为161m；当拦停距离为180m时，刹车带长度为166m。
步骤三：数据对比得出结论
结合步骤一和步骤二结果可知，仿真测算和理论计算的结果基本一致，可以看出，当拦停距离为150m时，选取刹车带长度值为(135±1)m；当拦停距离为155m时，选取刹车带长度值为(140±1)m；当拦停距离为160m时，选取刹车带长度值为(145±1)m；当拦停距离为165m时，选取刹车带长度值为(150±1)m；当拦停距离为170m时，选取刹车带长度值为(155±1)m；当拦停距离为175m时，选取刹车带长度值为(160±1)m；当拦停距离为180m时，选取刹车带长度值为(165±1)m。

Claims (1)

1.一种拦阻网装备刹车带尺寸调整方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
步骤一：进行理论计算
1.1：根据飞机撞网拦停后的情况，构建飞机撞网拦停后的理论模型；
1.2：根据步骤1.1，得出拦停距离H计算公式；
H＝T S+L1 (1)
式中，H为拦停距离，单位：m；T S为飞机停止距离，单位：m；L1为障碍物至飞机停止距离，单位：m；
1.3：根据步骤1.1，得出刹车带长度L计算公式；
L＝L4+L5 (2)
式中，L为刹车带长度，单位：m；L4为网带连接器至导向轮间刹车带长度，单位：m；L5为吸能器至导向轮间刹车带长度，单位：m；
1.4：根据步骤1.1，得出各参数的对应关系：
式中，L6为导向轮间距，单位：m；L2为飞机上挂载网体长度，单位：m；L3为单侧未挂带网体至网带连接器间网体长度，单位：m；
1.5：根据步骤1.2～1.4，得出拦阻网刹车带长度与拦停距离的对应关系为：
步骤二：进行模拟仿真验证
2.1：确定理论计算公式；
(1)确定被拦阻飞机的动力学方程
由牛顿第二定理可直接得出被拦阻飞机的动力学方程为
式中，mf为飞机质量，单位：kg；v为飞机运动速度，单位：m/s；Fz为飞机所受的运动阻力，单位：N；Fx为飞机所受两条带的拉力沿飞机运动方向分力的合力，单位：N；
飞机所受的运动阻力Fz的表达式为
式中，A为横截面积，单位：m2；Cω为风阻系数；
(2)拦阻力和带拉力关系方程
当飞机沿跑道中心撞网时，刹车带拉力沿飞机运动方向分力的合力与刹车带对飞机的拉力之间满足如下关系式：
Fx＝2cosαcosβ·Fl (7)
式中，Fl为能量吸收盘的刹车带对飞机的拉力，单位：N；α、β为夹角，
式中，S为飞机从撞网开始的运动位移，单位：m；HJ为机翼高度，单位：m；LJ为单边间距，单位：m；其中，L1为导向轮间距，单位：m；BJ为机翼宽度，单位：m；
令
则
(3)计算靠近飞机处沿刹车带方向刹车带的运动速度vl
根据飞机运动与刹车带的运动关系推导出靠近飞机处刹车带的速度为
vl＝vcosαcosβ，结合式(8)即
式中，vl为靠近飞机处沿刹车带方向刹车带的运动速度，单位：m/s；
(4)计算刹车带拉出处的切线速度vld
式中，x为在刹车带的拉力Fl作用下刹车带的变形量，单位：m；
刹车带在运动过程中会产生变形，变形量用下式计算：
式中，E为刹车带的弹性模量，单位：N/m2；
将式(12)两边积分，并由式(13)得出：
由于Fl/(E·Ad)＜＜1，结合式(11)可以得出：
νld＝νl＝kf(s)ν (15)
(5)刹车带盘角速度ω与刹车带拉出速度vld的关系方程
ω与vld的关系式为：
式中，ω为刹车带盘及能量吸收盘角速度，单位：rad/s；r为Fl的作用半径，又可称即时带盘半径，单位：m，其中，
r＝r0+nd(t)hd (17)
式(17)中，r0为刹车带盘内径，单位：m；hd为刹车带的厚度，单位：m；nd(t)为任意时刻刹车带盘上刹车带的即时圈数，有：
式(18)中，L(t)为任意时刻剩余刹车带带长，表达式为：
式(19)中，L0为刹车带最大拉出长度，单位：m；
由式(11)、(15)、(17)、(18)、(19)可以得出
(6)能量吸收盘动力学方程
飞机撞网后，刹车带带动能量吸收盘转动，能量吸收盘的动力学方程式为
式(21)中，J为转动惯量，表达式为：
其中，mP为刹车带质量，单位：kg；md为吸能器质量，单位：kg；ρL为刹车带的线密度，单位：kg/m；
式(21)中，Mz为水涡轮对能量吸收盘的阻力矩，单位：N·m；
Mz＝λρgn 2 D 5 (23)
式中，λ为制动力矩系数；ρ为液体密度；n为转速；D为水涡轮直径；
(7)得出数学综合模型
结合前面的公式，得到综合数学模型：
式(24)是关于变量(v，s)的函数关系，又由于能将式(24)转化为只关于v或只关于s的函数；
2.2：根据步骤2.1中各参数之间的等量关系，在Matlab中构建仿真模型；
2.3：进行计算
结合飞机拦阻网装备的实际使用情况及相关参数，通过仿真模型模拟得到不同拦停距离下的刹车带长度值；
步骤三：数据对比得出结论
结合步骤一和步骤二进行对比，验证理论计算的准确性，即可以通过理论计算的方式，快速计算出在不同拦停距离下需选用的刹车带长度。
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103770948A (zh) * 2012-10-23 2014-05-07 江齐锋 新概念航空母舰飞机拦阻系统
CN106628222A (zh) * 2016-11-09 2017-05-10 北京工业大学 一种基于电涡流制动的航母阻拦索系统
CN112329200A (zh) * 2020-09-29 2021-02-05 中国人民解放军空军工程大学 适用新机型的军用飞机跑道长度计算方法
CN113212782A (zh) * 2021-03-25 2021-08-06 上海空间电源研究所 一种固定翼无人机超短距降落系统
CN114528680A (zh) * 2021-12-29 2022-05-24 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机冲击拦阻网动态特性计算方法
CN116280344A (zh) * 2023-04-12 2023-06-23 辽宁东鹰航空装备科技股份有限公司 重型无人机拦阻装置

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103770948A (zh) * 2012-10-23 2014-05-07 江齐锋 新概念航空母舰飞机拦阻系统
CN106628222A (zh) * 2016-11-09 2017-05-10 北京工业大学 一种基于电涡流制动的航母阻拦索系统
CN112329200A (zh) * 2020-09-29 2021-02-05 中国人民解放军空军工程大学 适用新机型的军用飞机跑道长度计算方法
CN113212782A (zh) * 2021-03-25 2021-08-06 上海空间电源研究所 一种固定翼无人机超短距降落系统
CN114528680A (zh) * 2021-12-29 2022-05-24 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机冲击拦阻网动态特性计算方法
CN116280344A (zh) * 2023-04-12 2023-06-23 辽宁东鹰航空装备科技股份有限公司 重型无人机拦阻装置

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* Cited by examiner, † Cited by third party
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无人机拦阻网回收动力学建模与仿真;李悦;《航天返回与遥感》;第1-7页 *

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