【技术实现步骤摘要】
本申请属于飞机空中加油过程动响应分析，具体涉及一种飞机空中加油过程动响应分析方法。
技术介绍
1、飞机空中软式加油，加油机设计利用加油软管-锥套式加油系统，对受油机进行加油。
2、加油软管-锥套式加油系统主要包括动力装置、软管绞盘机构、加油软管及其锥套等，动力装置在加油机机体上设置，连接软管绞盘机构；软管绞盘机构设置在加油机加油吊舱内部；加油软管缠绕在软管绞盘机构上，进口端连通到加油机油箱，出口端连接锥套。加油软管-锥套式加油系统中，通过动力装置驱动软管绞盘机构，对加油软管进行卷曲，以能够将加油软管连同锥套收回到加油吊舱内，或将加油软管连同锥套放出到加油吊舱外。
3、基于加油软管-锥套式加油系统，加油机对受油机进行加油时，将加油软管连同锥套放出到加油吊舱外，在气动力作用下到达拖曳平衡状态，进而在受油机靠近时，使锥套与受油机上的受油接头对接，对受油机进行加油，加油软管、锥套在加油吊舱外时，会受到加油机尾流、受油机头波、大气紊流的作用，承受较大的气动载荷，难以稳定在固定位置，适合锥套与受油接头对接的时间较短，对接后，受油机、加油机间距离进一步缩小，为适配该种情形，需以动力装置驱动软管绞盘机构将加油软管卷曲相应的长度。
4、实际中，动力装置驱动软管绞盘机构对加油软管进行卷曲，会有0.2～0.5s的延迟，且锥套、受油接头对接速度较快，极容易发生加油软管卷曲不及时的情形，致使加油软管稍部发生松弛，产生甩鞭现象，导致受油接头上承受较大的载荷，以至于发生损坏，甚至于发生危险。
5、准确分析飞机空
6、飞机空中加油过程动力学过程涉及“气-固-液”三相耦合以及非线性问题，且气动力会随着加油软管姿态的变化而变化，单一的cae有限元软件难以模拟加油软管气动力和加油软管内部液体，采用cfd有限元软件和cae有限元软件可以实现结构动力学和流体动力学的联合求解，但计算成本太高，难以应用于工程问题求解，采用matlab等软件建立一维球杆模型可以进行数值求解，但计算精确度较低且无法模拟接触非线性以及几何非线性。
7、当前，缺少高效率准确分析飞机空中加油过程中，受油接头载荷时间历程、加油软管姿态变化过程等动响应的有效手段，不能够满足加油软管-锥套式加油系统设计的快速迭代需求，鉴于此，提出本申请。
技术实现思路
1、本申请的目的是提供一种飞机空中加油过程动响应分析方法，以能够高效率准确分析飞机空中加油过程中，受油接头载荷时间历程、加油软管姿态变化过程等动响应，满足加油软管-锥套式加油系统设计的快速迭代需求。
2、本申请的技术方案是：
3、一种飞机空中加油过程动响应分析方法，包括：
4、步骤一、建立加油软管-锥套有限元模型；
5、步骤二、在加油软管梢部节点加载锥套气动力；
6、步骤三、在加油软管节点加载气动力；
7、步骤四、设置加油软管-锥套的重力状态；
8、步骤五、设置加油软管-锥套的边界条件；
9、步骤六、计算加油软管-锥套自由拖曳状态；
10、步骤七、建立受油接头有限元模型；
11、步骤八、设置受油接头的载荷与边界状态；
12、步骤九、设置锥套、受油接头的对接触发条件；
13、步骤十、设置锥套、受油接头的对接响应控制；
14、步骤十一、计算飞机空中加油过程动响应。
15、可选的，上述的飞机空中加油过程动响应分析方法中，步骤一中，加油软管有限元模型采用壳单元建立，其中，壳单元沿轴向的长度一致，赋予加油软管的弹性模量e、密度ρ、长度l；
16、锥套有限元模型采用壳单元建立，其外形尺寸模拟真实结构，不建立细节结构，设置为刚体，其结构重量应设为锥套重量。
17、可选的，上述的飞机空中加油过程动响应分析方法中，步骤二中，在加油软管梢部节点加载锥套气动力为fdrogue：
18、
19、其中，
20、ρ0为大气密度；
21、v为来流速度；
22、sdrogue为锥套等效气动面积。
23、可选的，上述的飞机空中加油过程动响应分析方法中，步骤三中，在加油软管节点加载气动力为x方向的气动力fx、z方向的动力fz：
24、fx＝fn*|sinα|+ft*|cosα|；
25、若0°≤α<90°，则fz＝fn·|cosα|-ft·|sinα|；
26、若90°≤α<180°，则fz＝-fn·|cosα|+ft·|sinα|；
27、若180°≤α<270°，则fz＝fn·|cosα|-ft·|sinα|；
28、若270°≤α<360°，则fz＝fn·|cosα|+ft·|sinα|；
29、
30、
31、其中，
32、α为加油软管的迎角；
33、fn为加油软管所承受的气动压差力；
34、ft为加油软管所承受的气动摩擦力；
35、ρ0为大气密度；
36、vn为来流相对于加油机速度的法向分量；
37、vt为来流相对于加油机速度的切向分量；
38、cn为加油软管压力差系数；
39、ct为加油软管的表面摩擦系数；
40、d为加油软管外径；
41、l0为加油软管单元体长度。
42、可选的，上述的飞机空中加油过程动响应分析方法中，步骤四中，设置加油软管-锥套的重力状态，具体为在加油软管-锥套有限元模型节点上设置加速度场，加速度值取9.8m/s；
43、步骤五中，设置加油软管-锥套的边界条件，具体为设置加油软管、锥套为自由状态，约束加油软管根部节点x、y、z方向的平移自由度，以及x、y、z方向的转动自由度；
44、步骤六中，采用隐式计算得到加油软管-锥套的拖曳平衡状态。
45、可选的，上述的飞机空中加油过程动响应分析方法中，步骤七中，建立受油接头有限元模型，其外形尺寸应模拟真实结构，不建立细节结构，设置为刚体，质量设置应足够大。
46、可选的，上述的飞机空中加油过程动响应分析方法中，步骤八中，设置受油接头的载荷与边界状态，具体为设置受油接头轴线应正对锥套重心位置；
47、约束受油接头y、z方向的平移自由度和x、y、z方向的转动自由度，设置受油接头x负方向的速度为，受油机、加油机的相对速度。
48、可选的，上述的飞机空中加油过程动响应分析方法中，步骤九中，设置锥套、受油接头的对接触发条件，具体为设置受油接头完全插入锥套并与锥套根部节点接触时，受油接头与锥套通过mpc连接在一起。
49、可选的，上述的飞机本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种飞机空中加油过程动响应分析方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的飞机空中加油过程动响应分析方法，其特征在于，
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【技术特征摘要】
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4.根据权利要求1所述的飞机空中加油过程动响应分析方法，其特征在于，
5.根据权利要求1所述的飞机空中加油过程动响应分析方法，其特征在于，
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【专利技术属性】
技术研发人员：王斌，卢丽金，张瑞平，吕锦锋，宁宇，孙仁俊，赵冬强，
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：
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