[發(fā)明專(zhuān)利]一種尾鉤鉤索后上揚(yáng)產(chǎn)生的縱向阻尼力計(jì)算方法

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201410158888.1
• 申請(qǐng)日: 2014-04-17
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN104133978A
• 公開(kāi)（公告）日: 2014-11-05
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 盧學(xué)峰;姚念奎;邱濤;王成波
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
• 主分類(lèi)號(hào): G06F19/00
• 分類(lèi)號(hào): G06F19/00
• 代理公司: 北京慕達(dá)星云知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(特殊普通合伙) 11465
• 代理人: 高原

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于航空工程技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及到飛機(jī)鉤索過(guò)程中尾鉤鉤索后上揚(yáng)產(chǎn)生的縱向阻尼力計(jì)算方法。?

背景技術(shù)

飛機(jī)能否鉤索的關(guān)鍵是尾鉤是否成功鉤住阻攔索，飛機(jī)著陸時(shí)尾鉤已經(jīng)放下，但不能保證成功的進(jìn)行鉤索。飛機(jī)著陸時(shí)以較大的速度撞擊道面產(chǎn)生的反彈可能導(dǎo)致尾鉤跳離甲板并越過(guò)阻攔索。為使尾鉤能夠成功鉤住阻攔索，必須控制尾鉤與道面的碰撞反彈。因此尾鉤上一般都裝有縱向阻尼裝置，用于吸收尾鉤在飛機(jī)縱平面內(nèi)的振動(dòng)。在以反彈要求設(shè)計(jì)縱向阻尼力之后還要對(duì)尾鉤掛索上揚(yáng)情況的阻尼力進(jìn)行計(jì)算，確定阻尼器是否滿(mǎn)足使用要求。?

發(fā)明內(nèi)容

本項(xiàng)目在研究飛機(jī)尾鉤運(yùn)動(dòng)特性的基礎(chǔ)上，利用飛機(jī)總體性能參數(shù)，通過(guò)分析尾鉤在直接掛索時(shí)的動(dòng)力學(xué)特性，經(jīng)過(guò)合理的假設(shè)和簡(jiǎn)化后，建立了尾鉤運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)模型，得到了尾鉤縱向阻尼力的分析方法，成功的解釋了尾鉤掛索上揚(yáng)的運(yùn)動(dòng)原理。?

技術(shù)方案?

一種飛機(jī)尾鉤鉤索后上揚(yáng)產(chǎn)生的縱向阻尼力計(jì)算方法，其特征在于，包括如下步驟：?

第一，運(yùn)動(dòng)過(guò)程分析：尾鉤鉤索后，以一定的角速度上揚(yáng)，此時(shí)尾鉤在地面坐標(biāo)系下的運(yùn)動(dòng)包括兩部分：隨飛機(jī)下滑的平動(dòng)和繞轉(zhuǎn)軸?的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，尾鉤上揚(yáng)時(shí)鉤頭的位移可用尾鉤繞自身坐標(biāo)系的相對(duì)旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)加上飛機(jī)的平動(dòng)來(lái)表示，首先飛機(jī)平動(dòng)的位移為轉(zhuǎn)軸的位移，即?

dr=r2B-r1B=∫12vcosαdt-∫12vsinαdt0=vtcosα-vtsinα0]]>…………①?

dr為飛機(jī)平動(dòng)位移，r_2B為平動(dòng)后B點(diǎn)位置，r_1B為B點(diǎn)初始位置，v為飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)速度，α為飛機(jī)下滑角，t為時(shí)間。?

尾鉤繞自身坐標(biāo)系的相對(duì)旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)分為兩部分，分別為繞尾鉤自身坐標(biāo)系Y軸和Z軸的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，忽略繞Y軸的轉(zhuǎn)動(dòng)，尾鉤在地面坐標(biāo)系中的相對(duì)位移為?