[发明专利]一种飞机起落架与尾钩动载荷耦合分析方法

摘要

本发明属于固定翼飞机技术领域，具体涉及到固定翼飞机起落架与尾钩动载荷耦合分析方法。其特征在于，基于飞机总体着陆构型、几何布局参数，建立起落架、尾钩运动学/动力学方程，通过油气式阻尼器的参数化设计与软件环境下调参迭代复验，完成飞机尾钩和起落架等多个子系统的多体动力学建模和数值解析工作。计算组合状态各子系统载荷、振动交互影响，实现耦合研究。分析在耦合条件下某一子系统的载荷稳态分量、动态分量，并与分离状态的动载荷模拟试验结果进行比对，辨析差异性及敏感参量，给出耦合/解耦合研究方法，以及尾钩振荡与前、主起落架载荷振荡的错峰避让设计方法。

主权项

一种飞机起落架与尾钩动载荷耦合分析方法，其特征在于，包括如下步骤：第一，建立全机力的平衡方程和力矩的平衡方程：m·(ax+ωy·vz-ωz·vy)=ΣFxm·(ay+ωz·vx-ωx·vz)=ΣFym·(az+ωx·vy-ωy·vx)=ΣFxIx·ϵx-(Iy-Iz)·ωy·ωz=ΣMxIy·ϵy-(Iz-Ix)·ωz·ωx=ΣMyIz·ϵz-(Ix-Iy)·ωx·ωy=ΣMz]]>以上两个方程组中，m为飞机质量，I为飞机转动惯量；v为飞机线速度，a为飞机线加速度；ω为飞机角速度，ε为飞机角加速度；F为飞机的外力，M为飞机的外力矩；下角标x、y、z表征飞机运动的三个空间方向；第二，建立飞机起落架与尾钩动载荷耦合方程：以上两个方程组中，m为飞机质量，I为飞机转动惯量；v为飞机线速度，a为飞机线加速度；ω为飞机角速度，ε为飞机角加速度；F为飞机的外力，M为飞机的外力矩；t为时间；下角标x、y、z表征飞机运动的三个空间方向；下角标NLG表征前起落架，下角标MLG表征主起落架，下角标AH表征尾钩，下角标L表征升力，下角标D表征阻力，下角标T表征发动机推力；第三，解耦合方程，得到单体结构的受载在飞机起落架与尾钩动载荷耦合分析方法建立并完成组合计算分析之后，通过输出结果离析出单体结构的受载，为单体结构设计提供动强度计算载荷，从而实现“耦合→解耦合”的逆向过程。