一种计算飞机尾撬支反力的方法技术

本发明专利技术涉及飞行力学技术领域，具体提供了一种计算飞机尾撬支反力的方法，首先建立飞机机体坐标系，设定初始参数：飞机航向位移、飞机垂向位移和俯仰角，通过初始参数算出飞机所受外力：飞机升力、飞机阻力、俯仰力矩、主轮支反力和主轮摩擦力，再通过飞机所受外力算出运动参数：俯仰角加速度、航向加速度和垂向加速度，通过迭代方式算出机尾触地前各时刻的中间参数：俯仰角加速度、俯仰力矩、主轮支反力和主轮摩擦力，根据小扰动理论估算出触地时刻的中间参数数值，进而求出机尾触地时刻的尾撬支反力，利用尾撬支反力的大小判断机尾触地损伤级别，避免飞机机尾触地时维修工人检查不到位，造成飞机后续飞行中事故的安全隐患。

【技术实现步骤摘要】
一种计算飞机尾撬支反力的方法
本专利技术涉及飞行力学
，特别涉及一种计算飞机尾撬支反力的方法。
技术介绍
飞机以相对较大的迎角起飞或着陆时，按照运输类标准设计的飞机，在运营过程中都可能发生机身尾部接触地面的现象。当飞机发生机尾触地现象时，现有技术采取的手段是通过目视检查方法发现并确定飞机的外部损伤，并对飞机进行后续维修，该现有技术存在如下缺陷：1、目视检查方法的检查顺序是：依次检查飞机的后下部防撞装置、外部勤务盖板、飞机后下部蒙皮及其连接紧固件、飞机触地处内部的桁条、隔框、连接夹片、紧固件、飞机的后压力隔框结构等，现有技术采取的手段导致检查和维修时间较长，费用也较高。2、飞机经过剧烈撞击和摩擦后，其内部结构的损伤往往不易被查出，这些潜在的损伤可能会导致飞机的整机结构失效，影响飞行安全，并且每个维修工人的经验不同，如果对机尾触地的损伤无法做出正确的判断和及时维修，将对飞行安全构成严重威胁，所以光靠目视是不能完全准确地检查机尾触地情况。
技术实现思路
为克服上述现有技术存在的至少一种缺陷，本专利技术提供了一种计算飞机尾撬支反力的方法，包括如下步骤：步骤一，建立飞机机体坐标系，其中X方向本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种计算飞机尾撬支反力的方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一，建立飞机机体坐标系，其中X方向为飞机航向，Z方向为飞机垂向，设定初始飞机运动参数：初始X向位移x0、初始Z向位移z0和为俯仰角θ0；步骤二，飞机前轮离地、主轮未离地并且机尾触地前，飞机升力L计算公式如公式(1)所示，

【技术特征摘要】
1.一种计算飞机尾撬支反力的方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一，建立飞机机体坐标系，其中X方向为飞机航向，Z方向为飞机垂向，设定初始飞机运动参数：初始X向位移x0、初始Z向位移z0和为俯仰角θ0；步骤二，飞机前轮离地、主轮未离地并且机尾触地前，飞机升力L计算公式如公式(1)所示，飞机阻力D计算公式如公式(2)所示，俯仰力矩Ma计算公式如公式(3)所示，公式(1)至(3)中，ρ为大气密度，V为来流速度，S为气动参考面积，bC为平均气动弦长，CL为升力系数，CD为阻力系数，CM为俯仰力矩系数，δe为升降舵偏转角度，H为飞机重心到地面的高度；主轮支反力F1计算公式如公式(4)所示，F1＝kz+cVz(4)；公式(4)中，k为主起落架Z向刚度，c为主起落架缓冲器阻尼，z为Z向位移，Vz为飞机Z向速度；主轮摩擦力f1计算公式如公式(5)所示，f1＝μ1F1(5)；公式(5)中，μ1为主轮摩擦系数；将初始X向位移x0、初始Z向位移z0和初始俯仰角θ0代入公式(1)至(5)中，计算对应的飞机所受外力，所述飞机所受外力包括飞机升力L、飞机阻力D、俯仰力矩Ma、主轮支反力F1和主轮摩擦力f1；步骤三，公式(6)为飞机前轮离地、主轮未离地并且机尾触地前的运动方程，将步骤二中求出的所述飞机所受外力代入公式(6)中求出对应的运动参数，所述运动参数包括俯仰角加速度俯仰角θ、飞机航向加速度和飞机垂向加速度公式(6)中，m为飞机质量，P为发动机推力，G为重力，J为纵向转动惯量，L1为机体水平时重心距机头的距离，L2为机体水平时主起落架距机头的距离，h1为机体水平时主起落架轮胎距重心的高度；步骤四，设置时间步长t0，重复执行步骤二和步骤三进行迭代运算，求出机尾触地前各个时刻的俯仰角加速度俯仰角θ、俯仰力矩Ma、主轮支反力F1和主轮摩擦力f1，直到机尾触地，记录机尾触地前的θ、Ma、F1和f1，其中，判定机尾触地的标准为俯仰角θ的计算值与临界值之差的绝对值小于0...

【专利技术属性】
技术研发人员：张俐娜，王世涛，薛帅，李高杰，刘小川，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西,61