一種飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及飛機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計領(lǐng)域，特別是涉及一種飛機滑躍起飛重心處法向過 載計算方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 航空母艦搭載常規(guī)固定翼艦載機的起飛方式有兩種類型：蒸汽彈射器起飛、斜板 滑躍起飛。滑躍起飛可以縮短艦載機起飛滑跑距離、降低甲板風(fēng)要求，從而實現(xiàn)的短距起飛 作業(yè)。飛機滑躍起飛時的重心處法向過載是起落架載荷計算的關(guān)鍵參數(shù)，決定著飛機結(jié)構(gòu) 強度設(shè)計輸入。
[0003]目前，飛機結(jié)構(gòu)強度規(guī)范中沒有明確的飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法， 建議用保守的估算法求值，導(dǎo)致計算結(jié)果偏大，給艦載飛機的減重設(shè)計造成巨大障礙。另 外，對于起飛重量變化幅度較大的飛機，估算法無法提供精確的對應(yīng)結(jié)果。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的目的是提供了一種飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法，以解決現(xiàn)有 重心處法向過載計算方法的計算結(jié)果不準(zhǔn)確的問題。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)方案是：
[0006] -種飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法，包括如下步驟：
[0007] 步驟一、通過預(yù)定公式計算航母斜板的曲率半徑r;
[0008] 來聰一相坦加下公才斗曾鉭到飛機滑躍起飛時的重心處法向過載ny.cg:
[0009]
[0010] 其中，g為重力加速度；v為飛機滑跑速度；Θ為航母斜板的切線角度。
[0011] 優(yōu)選的，所述步驟一中，所述航母斜板的曲率半徑r的預(yù)定公式為：
[0012]
[0013] 其中，f'（x)、f"(x)分別為斜板中心線的曲線函數(shù)方程f(x)的一階導(dǎo)函數(shù)和二階 導(dǎo)函數(shù)；
[0014] 所述斜板中心線的曲線函數(shù)方程為：
[0015]
[0016] 其中，系數(shù)A的取值在1. 4~1. 7之間，B的取值在0. 9~1. 2之間；
[0017] 所述斜板中心線的曲線函數(shù)方程f(x)的一階導(dǎo)函數(shù)和二階導(dǎo)函數(shù)分別為：
[0018]
[0019] 優(yōu)選的，所述步驟二中，所述飛機滑躍起飛時的重心處法向過載\^為：
[0020]
[0021] 其中，Μ為飛機質(zhì)量；F為甲板給予飛機的支持力。
[0022] 本發(fā)明的優(yōu)點在于：
[0023] 本發(fā)明的飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法，采用與飛機起飛速度V、斜板曲 率半徑r、斜板切線角Θ密切相關(guān)的計算方法，更為精確地解出法向過載，計算結(jié)果與實際 起飛載荷吻合程度更佳，更加真實地反映了飛機起落架承受的甲板反力。
【附圖說明】
[0024] 圖1是本發(fā)明飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法的計算模型示意圖。
【具體實施方式】
[0025] 為使本發(fā)明實施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中 的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標(biāo)號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明 一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用 于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人 員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下 面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實施例進(jìn)行詳細(xì)說明。
[0026] 在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語"中心"、"縱向"、"橫向"、"前"、"后"、"左"、 "右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底"、"內(nèi)"、"外"等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的 方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或 元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護(hù)范圍 的限制。
[0027] 下面結(jié)合附圖1對本發(fā)明飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法做進(jìn)一步詳細(xì) 說明。
[0028] 本發(fā)明提供了一種飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法，包括如下步驟：
[0029] 步驟一、通過預(yù)定公式計算航母斜板的曲率半徑r。
[0030] 步驟二、根據(jù)如下公式計算得到飛機滑躍起飛時的重心處法向過載ny.w
[0031]
[0032] 其中，g為重力加速度；v為飛機滑跑速度；Θ為航母斜板的切線角度。
[0033] 本發(fā)明的飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法，采用與飛機起飛速度V、斜板曲 率半徑r、斜板切線角Θ密切相關(guān)的計算方法，更為精確地解出法向過載，計算結(jié)果與實際 起飛載荷吻合程度更佳，更加真實地反映了飛機起落架承受的甲板反力。特別是對于起飛 重量變化幅度較大的飛機，可以提供精確的對應(yīng)結(jié)果。
[0034] 進(jìn)一步，在本發(fā)明飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法步驟一中，航母斜板的 曲率半徑r的預(yù)定公式為：
[0035]
[0036] 其中，f'（X)、f"(x)分別為斜板中心線的曲線函數(shù)方程f(x)的一階導(dǎo)函數(shù)和二階 導(dǎo)函數(shù)；
[0037] 斜板中心線的曲線函數(shù)方程為：
[0038] ...
.，.
[0039] 其中，系數(shù)A的取值在1. 4~1. 7之間，B的取值在0. 9~1. 2之間，X為飛機重心 到斜板起點之間的距離；
[0040] 斜板中心線的曲線函數(shù)方程f(x)的一階導(dǎo)函數(shù)和二階導(dǎo)函數(shù)分別為：
[0041 ]
[0042] 在本發(fā)明飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法步驟二中，飛機滑躍起飛時的重 心處法向過載^^為：
[0043]
[0044] 其中，Μ為飛機質(zhì)量；F為甲板給予飛機的支持力。
[0045] 在本發(fā)明的一個優(yōu)選實施例中，給定航空母艦的斜板曲線函數(shù)，飛機重量為Μ= 33000kg，起飛速度ν= 50m/s，斜板曲率半徑r= 150m，斜板切線角Θ= 〇. 25rad，飛機滑 躍起飛重心處法向過載rVa計算方法如下：
[0046]
[0047] 本發(fā)明的計算結(jié)果與現(xiàn)有技術(shù)計算結(jié)果對比如下表1所示：
[0048]表1
[0049] 現(xiàn)有技術(shù) 本發(fā)明 對比參數(shù) 重心處法向過載重心處法向過載 重載構(gòu)型起飛重量 33000kg__33__2.67 中等構(gòu)型起飛重量 27000kg__3^5__3.03 干凈構(gòu)型起飛重量i 22000kg丨 3.5 3.21
[0050] 其他兩種實施例結(jié)果參照表1中所示，不再贅述。
[0051] 綜上所述，本發(fā)明的飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法能夠更為精確地解出 法向過載，計算結(jié)果與實際起飛載荷吻合程度更佳。
[0052] 以上所述，僅為本發(fā)明的【具體實施方式】，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何 熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng) 涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)以所述權(quán)利要求的保護(hù)范圍為 準(zhǔn)。
【主權(quán)項】
1. 一種飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法，其特征在于：包括如下步驟： 步驟一、通過預(yù)定公式計算航母斜板的曲率半徑r; 步驟二、根據(jù)如下公式計算得到飛機滑躍起飛時的重心處法向過載ny.y其中，g為重力加速度；v為飛機滑跑速度；Θ為航母斜板的切線角度。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法，其特征在于，所述 步驟一中，所述航母斜板的曲率半徑r的預(yù)定公式為：其中，f'（x)、f"(x)分別為斜板中心線的曲線函數(shù)方程f(x)的一階導(dǎo)函數(shù)和二階導(dǎo)函 數(shù)； 所述斜板中心線的曲線函數(shù)方程為：其中，系數(shù)A的取值在1. 4~1. 7之間，B的取值在0. 9~1. 2之間； 所述斜板中心線的曲線函數(shù)方程f(x)的一階導(dǎo)函數(shù)和二階導(dǎo)函數(shù)分別為：3. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法，其特征在于，所 述步驟二中，所述飛機滑躍起飛時的重心處法向過載\^為：其中，Μ為飛機質(zhì)量；F為甲板給予飛機的支持力。
【專利摘要】本發(fā)明涉及飛機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計領(lǐng)域，特別是涉及一種飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法，以解決現(xiàn)有重心處法向過載計算方法的計算結(jié)果不準(zhǔn)確的問題。飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法包括如下步驟：通過預(yù)定公式計算航母斜板的曲率半徑；根據(jù)與重力加速度、飛機滑跑速度以及航母斜板的切線角度相關(guān)的公式計算得到飛機滑躍起飛時的重心處法向過載；本發(fā)明的飛機滑躍起飛重心處法向過載計算方法，能夠更為精確地解出法向過載，計算結(jié)果與實際起飛載荷吻合程度更佳，更加真實地反映了飛機起落架承受的甲板反力。
【IPC分類】G06F17/50
【公開號】CN105389438
【申請?zhí)枴緾N201510836199
【發(fā)明人】姚念奎, 隋福成, 周棟, 盧學(xué)峰
【申請人】中國航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽飛機設(shè)計研究所
【公開日】2016年3月9日
【申請日】2015年11月25日