[发明专利]一种估算尾撬支反力的方法

说明书

本发明属于飞机尾撬设计技术领域，涉及一种估算尾撬支反力的方法。步骤一，计算飞机的航向力F_x、垂向力F_y和俯仰力矩M_θ；步骤二，通过以下公式计算飞机的垂向位移y和俯仰角位移θ：步骤三，通过以下公式计算尾撬支反力N₂：其中：y₂为尾撬缓冲器的垂向位移，y₂＝y‑l₂sinθ≈y‑l₂θ。提供了一种估算方法简单的反映机尾擦地时，地面对尾撬的作用力的时间历程以及尾撬缓冲器的压缩量的方法。

技术领域

本发明属于飞机尾撬设计技术领域，涉及一种估算尾撬支反力的方法。

背景技术

针对飞机尾撬支反力的估算，一种是采用静态分析方法，基于牛顿第二定律建立力学方程，根据机尾擦地瞬时的运动参数和载荷参数，求解地面对尾撬的支反力。该方法理论依据简单、明确，实施方便。不足是，未考虑起落架和尾撬刚度的影响，无法模拟尾撬受力的动态过程，结果往往较为保守。

另一种是采用多体动力学方法或软件进行机尾触地动态过程仿真，从而求解尾撬上的支反力。该方法可以较为真实地得到尾撬受力的动态过程。不足是，需要建立整架飞机的多体动力学模型，建模过程复杂，仿真工作比较耗费时间，不便于对尾撬进行优化设计。

发明内容

本发明的目的：提供一种估算方法简单的反映机尾擦地时，地面对尾撬的作用力的时间历程以及尾撬缓冲器的压缩量的方法。

本发明的技术方案：一种估算尾撬支反力的方法，其特征在于，所述的方法包括如下步骤：

步骤一，计算飞机的航向力F_x、垂向力F_y和俯仰力矩M_θ；

步骤二，通过以下公式计算飞机的垂向位移y和俯仰角位移θ：

其中：J为飞机俯仰转动惯量；c₁为主起落架缓冲器阻尼系数；l₁为主起轮胎接地点与飞机重心沿航向的距离；k₁为主起落架及其轮胎的综合刚度；k₂为尾撬缓冲器刚度；l₂为尾撬接地点与飞机重心沿航向的距离；m为飞机质量；为飞机重心航向加速度；为飞机重心垂向加速度；为飞机俯仰角加速度；为飞机重心航向速度；为飞机重心垂向速度；为飞机俯仰角速度；x为飞机重心X向位移；

步骤三，通过以下公式计算尾撬支反力N₂：

其中：y₂为尾撬缓冲器的垂向位移，y₂＝y-l₂sinθ≈y-l₂θ。

优选地，采用Newmark数值积分法求解步骤二中所述方程。

优选地，假定气动载荷和重力均集中作用于飞机重心处，通过以下公式计算飞机的航向力F_x、垂向力F_y和俯仰力矩M_θ：

其中：P为发动机推力；L为升力；D为阻力；θ为飞机俯仰角位移；f₁为主起落架轮胎摩擦力；f₂为尾撬摩擦力；ρ为气流密度；S为机翼面积；C_L为升力系数；C_D为阻力系数；m为飞机质量；g为重力加速度；C_M为俯仰力矩系数；h为飞机重心与地面的垂直距离；l₃为发动机推力矢量与飞机重心的距离。