[发明专利]一种飞机拦阻着陆动力学仿真方法

摘要

本发明属于航空工程技术领域，具体涉及到飞机拦阻着陆过程的动力学仿真模型，其特征在于，结合多体动力学理论，建立了完整的飞机拦阻着陆动力学数学模型，综合考虑各典型着陆姿态的拦阻着陆使用情况，建立了系统完整的飞机拦阻着陆动态特性分析方法。其有益效果是通过动力学仿真计算，得到了飞机着陆尾钩载荷以及对机体冲击的载荷，为飞机拦阻特性分析提供参考，同时为尾钩的设计提供依据。可以节约建模时间，减少试验件的制造和试验费用，提高工作效率，具有重要的工程应用价值。

主权项

一种飞机拦阻着陆动力学仿真方法，其特征在于，包括如下步骤：第一，建立拦阻飞机的动力学模型根据飞机着陆拦阻各部分的运动特点，取飞机着陆力学模型各个分离体，以飞机重心为原点，建立飞机着陆拦阻全机的动力学模型，被拦阻飞机的动力学方程：d(mfv)dt=-(Fx+Fd)]]>式中，mf飞机的质量，v飞机的运动速度，Fx为飞机所受到的拉力沿飞机运动方向的分力的合力，Fd是飞机受到的运动阻力，所述运动阻力包括摩擦力及空气阻力；第二，建立飞机拦阻时尾钩动力学模型当尾钩与拦阻索啮合后,其动力学分析与陆基飞机常规无拦阻着陆动力学分析的差别在于飞机还要受拦阻索给它的拦阻力,其着陆拦阻的运动方程为:Mx··M=-Lsinα+Qcosα+2FXm+FXn-2Tcos(α+θ)+FXl]]>My··M=Lcosα+Qsinα+2FYm+FYn+2Tsin(α+θ)-Mg+FYl]]>Iyyθ··=2T(hcosα+bsinα)+MA-FYnXBn-2FYmXBm+FXnXBn+2FXmXBm+MYn+2MYm-FYlXBl+FXlXBl+MYl]]>其中空气动力：L=qSw[cl0+clα(α0+θ+arctany·Mx·M)]]]>Q=qSw(cx0+cxcl2)]]>MA=qSwc‾[cM0+cMα(α0+θ+arctany·Mx·M)]]]>基于弯折波理论给出了柔性拦阻索的张力以及相对初始位置的张角如下：拦阻索的张力拦阻索受到冲击后拦阻索与初始位置的张角撞击点所产生垂直于拦阻索初始位置的力为这样拦阻索力的确定就转化为飞机相对甲板速度的确定；对飞机着陆拦阻速度关系应用余弦定律，得出飞机相对甲板的速度：va/c=(2vwcosαa/c)2-4(vw2-v2)-2vwcosαa/c2]]>这样确定了尾钩上B点的绝对速度，同时也确定了速度的方向，所以拦阻索被拦套而施加给尾钩向后的力为：F=2((2vwcosαa/c)2-4(vw-v2)-2vwcosαa/c2)5/3(k2)1/3mg]]>把力F分解成平行于和垂直于铰接点轨迹线的两个分力，并且分别对铰接点取矩，这样就得到尾钩的运动方程为：Iθ··=2((2vwcosαa/c)2-4(vw-v2)-2vwcosαa/c2)1/3(k2)1/3m(vLsinθ+L2θ·)-Mlglcos(θ-αa/c)-T1]]>这里L为尾钩的长度，l为重心到铰接点的距离，Ml为尾钩的质量，m为拦阻索的线密度，T1为阻尼力矩，k为拦阻索传递系数对同一拦阻索为常数，θ为尾钩相对铰接点运动轨迹线的夹角，v为飞机进场速度，vy为下沉速度，ve为拦套速度，va/c为飞机相对甲板速度即拦阻索上速度，vw为着陆时甲板上的风速，α功角，αa/c为飞机相对甲板下滑航迹角；第三，建立着陆拦阻时起落架动力学模型，得到起落架运动方程mnx··n=(-Fan-Fln-Fhn-Ffn)sinαn+DnNtn-(Nln-Nun)cosαn]]>mny··n=VnNtn+(Nln-Nun)sinαn-mng+(-Fan-Fln-Fhn-Ffn)cosαn]]>Inθ··n=(Ffn-Fsn)LGn-NLn(HLn-Sn)+(Vnsinφn-Dncosφn)HAnNtn+(Dnsinφn+Vncosφn)LGnNtn+NUnHUn-FLn(LGn-LBn)-FUn(LGn+LBn)]]>第四，建立飞机着陆拦阻的仿真分析装配模型根据建立的机体着陆拦阻数学模型、尾钩的数学模型，建立飞机着陆拦阻的仿真分析装配模型，由机身子系统、前起落架子系统、主起落架子系统、尾钩子系统所组成。