一種尾鉤鉤索后上揚產(chǎn)生的縱向阻尼力計算方法
【專利摘要】本發(fā)明屬于航空工程【技術(shù)領域】，具體涉及到飛機鉤索過程中尾鉤鉤索后上揚產(chǎn)生的縱向阻尼力計算方法。其特征在于，通過研究飛機鉤索后尾鉤的運動特性，利用飛機總體參數(shù)，通過分析尾鉤在撞擊道面時的動力學特性，建立了尾鉤運動的動力學方程，得到了尾鉤縱向阻尼力的分析方法。該方法有利于工程人員通過參數(shù)控制，以實現(xiàn)預期的縱向阻尼力。
【專利說明】
一種尾鉤鉤索后上揚產(chǎn)生的縱向阻尼力計算方法

【技術(shù)領域】
[0001]本發(fā)明屬于航空工程【技術(shù)領域】，具體涉及到飛機鉤索過程中尾鉤鉤索后上揚產(chǎn)生的縱向阻尼力計算方法。

【背景技術(shù)】
[0002]飛機能否鉤索的關鍵是尾鉤是否成功鉤住阻攔索，飛機著陸時尾鉤已經(jīng)放下，但不能保證成功的進行鉤索。飛機著陸時以較大的速度撞擊道面產(chǎn)生的反彈可能導致尾鉤跳離甲板并越過阻攔索。為使尾鉤能夠成功鉤住阻攔索，必須控制尾鉤與道面的碰撞反彈。因此尾鉤上一般都裝有縱向阻尼裝置，用于吸收尾鉤在飛機縱平面內(nèi)的振動。在以反彈要求設計縱向阻尼力之后還要對尾鉤掛索上揚情況的阻尼力進行計算，確定阻尼器是否滿足使用要求。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本項目在研究飛機尾鉤運動特性的基礎上，利用飛機總體性能參數(shù)，通過分析尾鉤在直接掛索時的動力學特性，經(jīng)過合理的假設和簡化后，建立了尾鉤運動的動力學模型，得到了尾鉤縱向阻尼力的分析方法，成功的解釋了尾鉤掛索上揚的運動原理。
[0004]技術(shù)方案
[0005]一種飛機尾鉤鉤索后上揚產(chǎn)生的縱向阻尼力計算方法，其特征在于，包括如下步驟:
[0006]第一，運動過程分析:尾鉤鉤索后，以一定的角速度上揚，此時尾鉤在地面坐標系下的運動包括兩部分:隨飛機下滑的平動和繞轉(zhuǎn)軸的旋轉(zhuǎn)運動，尾鉤上揚時鉤頭的位移可用尾鉤繞自身坐標系的相對旋轉(zhuǎn)運動加上飛機的平動來表示，首先飛機平動的位移為轉(zhuǎn)軸的位移，即
Λ'

J1* vcosadt r Vtcosa ■
[0007]dr = r.B - rlz = — f: vsi而dt = —vtsii!?............①.0 J
[0008]dr為飛機平動位移，r2B為平動后B點位置，r1B為B點初始位置，V為飛機進場速度，a為飛機下滑角，t為時間。
[0009]尾鉤繞自身坐標系的相對旋轉(zhuǎn)運動分為兩部分，分別為繞尾鉤自身坐標系Y軸和Z軸的旋轉(zhuǎn)運動，忽略繞Y軸的轉(zhuǎn)動，尾鉤在地面坐標系中的相對位移為

IcosCPc * AS1) — IcosPe|
[0010]drz = Isin (pc + AS1) — Isinp0............②.0 J
[0011]式中:AQ1=/ co2zdt,為尾鉤碰撞后尾鉤與地面坐標系Y軸夾角的增量,且有β + Θ = Ji/2, drz為轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的位移，β為甲板角，ω2ζ為尾鉤繞B點轉(zhuǎn)動角速度，I為尾鉤長度。
[0012]則尾鉤鉤頭的絕對位移為平動位移和相對轉(zhuǎn)動位移之和。
[0013]第二，載荷分析:尾鉤阻尼器壓縮速度為:
[0014]X = (Li 牛 Li — 2L3L,cose3r^(L3L4sm03) 83............③
[0015]逆時針為正，尾鉤繞Z軸旋轉(zhuǎn)的動力學方程為
[0016]IhzQ = Fhki；s9— FvIsine — m............④
[0017]在飛機鉤索過程中，當飛機尾鉤與阻攔索接觸后，鉤索力主要是由阻攔索的變形產(chǎn)生:
[0018]Fs = 22,3 —" 3 qsE = 2:、qsE[vg ▲ 1:0- — 2Iy0Scos (θ — β)]2.6丄......⑤
cOβcU
[0019]考慮尾鉤縱向緩沖器阻尼力后的公式為:
[0020]
Jbz? = 2s qgEl[v| 十 1:8: — 2IvcΘcos(Θ — a)]s —s (v0 cos(i — ot)— 1#) —
m gLjSm? — FcSine4Lf ……"藝
[0021]式中:Ft = k(x —s。)—ci，k為縱向阻尼器的剛度系數(shù)，c為縱向阻尼器的阻尼系數(shù)，X0為縱向阻尼器未壓縮時的全伸長，L3、L4分別為B點到阻尼器兩端的距離，Θ 3為L3、L4的夾角，Jby為尾鉤轉(zhuǎn)動慣量，mg為尾鉤的重力，Θ 4為阻尼力與L4的夾角。L1為B到尾鉤質(zhì)心的距離，F(xiàn)S為阻攔索產(chǎn)生的力，F(xiàn)h和Fv為Fs的航向和垂向分量，Vtl為著陸嚙合速度，Θ為尾鉤與垂向夾角。
[0022]第三，求解上述兩個步驟①②③④⑤⑥方程，得出k和c值，從而求出Ft。
[0023]該模型的優(yōu)點是:
[0024]揭示了尾鉤直接掛索后的運動原理，分析了縱向阻尼對尾鉤掛索上揚的影響，有利于工程人員通過參數(shù)控制，以實現(xiàn)預期的縱向阻尼力。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0025]圖1是尾鉤上揚的位移。
[0026]圖2是縱向阻尼器下尾鉤的運動。
[0027]圖3是尾鉤在鉤住阻攔索后的運動。
[0028]圖4是計算模型示意圖。
[0029]圖5是縱向阻尼力與夾角變化曲線。

【具體實施方式】
[0030]某型固定翼飛機參數(shù)如下，見表I。
[0031]表I尾鉤及索參數(shù)
[0032]飛機下滑角a /deg4尾鉤質(zhì)量m/kg92.373
尾鉤與豎直方向夾角Θ /deg 34.38 阻攔索彈性模量E/MPa 86207
飛機著陸嚙合速度vo/m.S466.7阻攔索截面積qs/m2 O, OOll

鉤相對B點的轉(zhuǎn)動慣量尾鉤長 1/m2.243?198.4




Jt,?/kg.m2

應力波在索中的傳播速度c?/
尾鉤B點到C點的距離L11.J 893048




m.s—1
鉤鉸接點到阻尼器安裝點距離L3Zm 0.752阻尼器力臂長L4/m0.205
阻尼器安裝點與阻尼力臂初始夾角
122 阻尼器未壓縮長度x()/m 0.878

Θ O0/deg
[0033]將表I中的數(shù)據(jù)代入上述方程①②③④⑤⑥中，在時間t等于O至3秒內(nèi)對各方程進行求解，求解平動與轉(zhuǎn)動時可參見圖1，求解阻尼力方程時可參見圖2，圖3。用MATLAB軟件中的SIMULINK模塊進行求解見圖4。選取k = 2X106N/m, c = 6 X 14N.s/m時的計算結(jié)果如下，尾鉤與道面撞擊情況計算結(jié)果見圖5。尾鉤上轉(zhuǎn)過程中縱向緩沖器的阻尼力最大為285550N，說明縱向緩沖器對鉤的上轉(zhuǎn)有一定的抑制趨勢。
【權(quán)利要求】
1.一種尾鉤鉤索后上揚產(chǎn)生的縱向阻尼力計算方法，其特征在于，包括如下步驟:第一，運動過程分析:尾鉤鉤索后，以一定的角速度上擺，此時尾鉤在地面坐標系下的運動包括兩部分:隨飛機下滑的平動和繞轉(zhuǎn)軸的旋轉(zhuǎn)運動，鉤頭的位移可用尾鉤繞自身坐標系的相對旋轉(zhuǎn)運動加上飛機的平動來表示； 第二，載荷分析:尾鉤鉤索后以一定的角速度上擺時的受力可以用其鉤索的力和阻尼器的剛度系數(shù)來表示；在飛機鉤索過程中，當飛機尾鉤與索接觸后，鉤索力主要是由索的變形產(chǎn)生； 第三，根據(jù)飛機鉤索時的運動參數(shù)和鉤索力確定阻尼器的剛度系數(shù)，從而求出阻尼力。
【文檔編號】G06F19/00GK104133978SQ201410158888
【公開日】2014年11月5日 申請日期:2014年4月17日 優(yōu)先權(quán)日:2014年4月17日
【發(fā)明者】盧學峰, 姚念奎, 邱濤, 王成波 申請人:中國航空工業(yè)集團公司沈陽飛機設計研究所