一种分离式弹射型飞机起落架建模方法与流程

1.本技术属于飞机结构仿真技术领域，特别涉及一种分离式弹射型飞机起落架建模方法。


背景技术：

2.弹射起飞具有滑跑距离短、工作效率高、抗侧风及舰船自身摇晃等外界干扰能力强等特点，为满足现代飞机对着舰的需求。目前弹射起飞已成为应用最广泛的一种舰载机起飞方式。弹射起飞主要依靠飞机前起落架突伸建立迎角。起落架建模的准确性直接影响整个飞机各系统设计及飞行员飞行模拟训练。
3.目前，现有起落架模型大都把整个起落架作为一个刚性整体，采用整体建模的方法，未考虑起落架内部结构的运动，仅仅给出外部简单的力和力矩外特性。这就带来了刚体假设的弊端，没有给出内部部件在动态特性上的影响。在陆基起飞仿真中，由于精度要求不高，往往影响不大。而在舰载机弹射起飞仿真中，飞机的姿态建立除了平尾舵面预置外很大一部分功劳来自于起落架在飞机脱离弹射器时的突伸作用，其模拟的真实性直接决定了弹射起飞的过程如何设计、舵面如何配置等一系列关键工作。


技术实现要素：

4.本技术的目的是提供了一种分离式弹射型飞机起落架建模仿真方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
5.本技术的技术方案是：一种分离式弹射型飞机起落架建模仿真方法，包括：
6.确定建模的假设条件，所述假设条件包括：飞机视为刚体、只考虑纵向运动、忽略俯仰造成的缓冲器倾斜；
7.建立加载过程的整机受力方程、前轮簧下部分质量方程及主轮簧下部分质量方程，根据加载过程的整机受力方程、前轮簧下部分质量方程及主轮簧下部分质量方程得到加载过程的飞机状态；
8.建立弹射过程的整机受力方程、前轮簧下部分质量方程及主轮簧下部分质量方程，根据弹射过程的整机受力方程、前轮簧下部分质量方程及主轮簧下部分质量方程得到弹射过程的飞机状态。
9.进一步的，加载过程的整机受力方程为：
[0010][0011]
式中：
[0012]
t
cata
为弹射杆力；
[0013]
t
hold
为牵制杆力；
[0014]
θ
cata
为弹射杆与地面夹角；
[0015]
θ
hold
为牵制杆与地面夹角；
[0016]
n
n
为前轮支反力；
[0017]
n
m
为主轮支反力；
[0018]
m
f
为机体质量；
[0019]
g为加速度；
[0020]
l
n
为主起到重心水平距离；
[0021]
l
m
为前起到重心水平距离；
[0022]
t为稳定距；
[0023]
h
f
为机体重心高度；
[0024]
h
cata
为弹射杆挂点自由状态距地面高度。
[0025]
进一步的，加载过程的前轮簧下质量方程为：
[0026]
式中：
[0027]
f
n1
，f
n2
分别为活塞相关局部受力；
[0028]
r
yn
为由前轮空气弹簧力和摩擦力构成的内部力
[0029]
m
n
为前起簧下质量
[0030]
h
n1
为簧下质量自由状态距地面高度
[0031]
h
n2
为活塞筒下端自由状态距地面高度
[0032]
h
n3
为活塞自由状态距地面高度
[0033]
s
n
为前起落架缓冲器压缩量。
[0034]
进一步的，加载过程的主轮簧下质量方程为：
[0035]
式中：
[0036]
f
m1
，f
m2
为活塞相关局部受力；
[0037]
r
yn
为由主轮空气弹簧力和摩擦力构成的内部力；
[0038]
m
m
为前起簧下质量
[0039]
h
m1
为簧下质量自由状态距地面高度
[0040]
h
m2
为活塞筒下端自由状态距地面高度
[0041]
h
m3
为活塞自由状态距地面高度
[0042]
s
m
为前起落架缓冲器压缩量。
[0043]
进一步的，加载过程的整机受力方程为：
[0044][0045]
式中：
[0046]
p为发动机推力；
[0047]
α为迎角，
△
α为迎角变化量；
[0048]
为发动机安装角；
[0049]
c
x
为阻力系数；
[0050]
c
y
为升力系数；
[0051]
ρ为空气密度；
[0052]
s为机翼面积；
[0053]
v
fx
为飞机重心水平速度；
[0054]
v
fy
为飞机重心垂直速度；
[0055]
ω
fz
为飞机角速度。
[0056]
进一步的，加载过程的前轮簧下质量方程为：
[0057][0058]
式中：
[0059]
y
f
，y
n
分别为机体、前起簧下质量重心位移。
[0060]
进一步的，加载过程的主轮簧下质量方程为：
[0061][0062]
式中：
[0063]
y
m
为主起簧下质量。
[0064]
本技术的方法在弹射型起落架建模过程中将起落架与机身固联部分和簧下质量分别考虑，解决了弹射起飞过程中内部受力复杂、外部力模拟不准确的问题。实现了弹射起飞过程的精准模拟，为各系统设计、全机全系统建模仿真及飞行员训练奠定了坚实基础。
附图说明
[0065]
为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
[0066]
图1为本技术建模方法中的机体受力分析示意图。
[0067]
图2为本技术建模方法中的前起落架簧下质量受力图。
[0068]
图3为本技术建模方法中的主起落架簧下质量受力图。
[0069]
图4为本技术建模方法中的起落架部分参数示意图。
具体实施方式
[0070]
为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0071]
为了解决现有技术中的起落架模型无法准确模拟弹射起飞过程中内部力的问题，申请提出了一种分离式弹射型飞机起落架的建模方法，将起落架与机身固联部分和簧下质
量分别考虑，解决了弹射起飞过程中内部受力复杂、外部力模拟不准确的问题。
[0072]
如图1所示，本技术提出的分离式弹射型飞机起落架建模方法包括以下步骤：
[0073]
第一、建模假设条件
[0074]
1)飞机视为刚体；
[0075]
2)只考虑纵向运动(3个自由度)；
[0076]
3)由于弹射过程中俯仰角在小范围内变动，忽略俯仰造成的缓冲器倾斜(近似认为垂直于地面)；
[0077]
第二、加载过程建模
[0078]
1)整机受力分析，建立两个力和一个力矩的方程；
[0079]
2)建立前轮簧下质量两个力和一个力矩的方程；
[0080]
3)建立主轮簧下质量两个力和一个力矩的方程；
[0081]
4)根据上述力和力矩方程确定飞机状态。
[0082]
第三、弹射过程建模
[0083]
1)机体受力分析与建模，建立两个力和一个力矩的方程；
[0084]
2)前轮簧下质量受力分析与建模，建立两个力和一个力矩的方程，包含空气弹簧力、油液阻尼力、摩擦力；
[0085]
3)主轮簧下质量受力分析与建模，建立两个力和一个力矩的方程，包含空气弹簧力、油液阻尼力、摩擦力；
[0086]
4)根据上述力和力矩方程确定飞机状态。
[0087]
具体的，第二步骤中的加载过程建模过程如下：
[0088]
加载相对较缓慢进行，近似认为始终处于静力平衡状态。
[0089]
2.1对于整机，有方程组：
[0090][0091]
2.2对于前轮簧下质量，有方程组
[0092][0093]
2.3对于主轮簧下质量，有方程组：
[0094][0095]
r
yn
为由前轮空气弹簧力和摩擦力(只考虑压缩行程)构成的内部力，具体为r
yn
＝
‑
f1(s
n
)
‑
μ(f
n1
f
n2
)
ꢀꢀꢀ
(10)
[0096]
上式中，f1为空气弹簧力拟合函数。s
n
＝y
n
‑
y
f
‑
l
n
δα
ꢀꢀꢀ
(11)
[0097]
轮胎反力n
n
＝f3(|y
n
|)
ꢀꢀꢀ
(12)
[0098]
f3为轮胎静压曲线拟合函数。
[0099]
r
ym
为由主轮空气弹簧力和摩擦力(只考虑压缩行程)构成的内部力。
[0100]
r
ym
同样处理：
[0101]
r
ym
＝
‑
f1(s
m
)
‑
μ(f
m1
f
m2
)
ꢀꢀꢀ
(13)
[0102]
s
m
＝y
m
‑
y
f
‑
l
m
δα
ꢀꢀꢀ
(14)
[0103]
n
m
＝f3(|y
m
|)
ꢀꢀꢀ
(15)
[0104]
以上式中
[0105][0106][0107]
(4)(5)(6)结合(10)(12)消去f
n1
，f
n2
得关于y
n
，s
n
的方程 (7)(8)(9)结合(13)(15)消去f
m1
，f
m2
得关于y
m
，s
m
的方程将(16)(17)(1)分别代入(2)(3)得关于y
n
，s
n
，y
m
，s
m
的方程可解y
n
，s
n
，y
m
，s
m
[0108]
计算y
f
，
△
α，则飞机状态确定。
[0109]
第三步骤中的加载过程建模过程如下：
[0110]
此部分方程组在弹射杆牵拉飞机加速状态下推导。
[0111]
3.1对于整机，有方程组：
[0112]
[0113]
其中：
[0114]
α＝α0 δα
ꢀꢀꢀ
(22)
[0115]
3.2对于前轮簧下质量，有方程组
[0116][0117]
其中：
[0118]
活塞上所有与活塞筒产生的纵向力r
yn
由空气弹簧力、油液阻尼力、摩擦力三部分构成，具体为：
[0119][0120]
上式中，f
1n
为空气弹簧力拟合函数，f
2n
为油液阻尼力关于行程及压缩速度的函数，具体为先根据行程拟合得到油孔面积，再将油孔面积和速度代入
[0121][0122]
计算得到油液阻尼力。式(27)中，上标1,2表示压缩和回弹行程。在压缩行程中，阻尼主要由主油孔产生，回弹行程中，阻尼主要由反冲腔油孔产生。
[0123]
其中：
[0124]
s
n
＝y
n
‑
y
f
‑
l
n
δα
[0125][0126]
轮胎反力n
n
＝f
3n
(|y
n
|)
ꢀꢀꢀ
(28)
[0127]
f
3n
为轮胎静压曲线拟合函数。
[0128]
3.3对于主轮簧下质量，有方程组类似前轮处理
[0129][0130]
其中：
[0131]
活塞上所有与活塞筒产生的纵向力r
ym
由空气弹簧力、油液阻尼力、摩擦力三部分构成，具体为：
[0132][0133]
上式中：
[0134]
f
1m
为空气弹簧力拟合函数，f
2m
为油液阻尼力关于行程及压缩速度的函数，具体为先根据行程拟合得到油孔面积，再将油孔面积和速度代入
[0135][0136]
计算得到油液阻尼力。
[0137]
式(33)中，上标1,2表示压缩和回弹行程。
[0138]
其中
[0139]
s
m
＝y
m
‑
y
f
l
m
δα
[0140][0141]
轮胎反力n
m
＝f
3m
(|y
m
|)
ꢀꢀꢀ
(34)
[0142]
f
3m
为轮胎静压拟合函数。
[0143]
已知m
f
，m
n
，m
m
，p，α0，t
cata
，l
n
，l
m
，v
x
，
△
α，ω
z
，y
f
，v
f
， y
n
，v
n
，y
m
，v
m
待求
[0144]
将(21)带入(18)
[0145]
将(26)带入(25)
[0146]
将(32)带入(31)
[0147]
前三步结果与(23)(29)构成方程组，未知量为f
n1
，f
n2
，f
m1
， f
m2
，可以求解得到4个内力与水平方向加速度。(前三步结果可直接求解加速度)
[0148]
将f
n1
，f
n2
，f
m1
，f
m2
表达式代入(20)得
[0149]
将f
n1
，f
n2
，f
m1
，f
m2
表达式代入(19)得
[0150]
将f
n1
，f
n2
，f
m1
，f
m2
表达式代入(24)结合(27)得
[0151]
将f
n1
，f
n2
，f
m1
，f
m2
表达式代入(30)结合(33)得
[0152]
积分得vx
[0153]
积分得vfy
[0154]
积分得yf
[0155]
积分得ω
z
[0156]
积分得y
m
[0157]
则飞机状态确定。
[0158]
本技术的方法在弹射型起落架建模过程中将起落架与机身固联部分和簧下质量分别考虑，解决了弹射起飞过程中内部受力复杂、外部力模拟不准确的问题。实现了弹射起飞过程的精准模拟，为各系统设计、全机全系统建模仿真及飞行员训练奠定了坚实基础。
[0159]
符号说明：
[0160]
[0161][0162]
以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。