[發明專利]一種飛機高升力系統動力學建模方法

有效

• 申請號: 201911347722.3
• 申請日: 2019-12-24
• 公開（公告）號: CN111143987B
• 公開（公告）日: 2023-08-04
• 發明（設計）人: 左朋杰;于安元;張曉翠;張偉濤;陳松松
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;G06F30/15;G06F119/14
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 杜永保

1.一種飛機高升力系統動力學建模方法，其特征在于：包括以下步驟：

步驟1：計算各個作動器之間的所有扭力管的剛度k_eq；

步驟2：建立傳動線系中的減速器的數學模型；傳動線系中的減速器的數學模型為：式中，θ_in(t)是減速器輸入端角位移，n是減速器減速比、θ_out(t)是減速器輸出端角位移，是減速器輸入端角加速度，是減速器輸出端角加速度；

步驟3：建立傳動線系與增升裝置之間的復合機構的組合數學模型；組合數學模型為式中θ_tube(t)是復合機構輸入端角位移、θ_flap(t)是襟翼的角位移、是復合機構輸入端角加速度、襟翼的角加速度；

步驟4：計算每個復合機構的轉動慣量J₁及襟翼的轉動慣量J₂；

步驟5：通過拉格朗日法動力學分析方法，建立高升力系統動力學模型。

2.根據權利要求1所述的一種飛機高升力系統動力學建模方法，其特征在于：步驟1所述的計算各個作動器之間的所有扭力管的剛度keq，計算公式為：其中G是扭力管材料的剪切模量，I_i是第i根扭力管橫截面的慣性矩，L_i是第i根扭力管長度。

3.根據權利要求1所述的一種飛機高升力系統動力學建模方法，其特征在于：步驟3所述的復合機構包括減速器、運動副及運動機構。

4.根據權利要求1所述的一種飛機高升力系統動力學建模方法，其特征在于：步驟4所述的計算每個復合機構的轉動慣量J₁，計算公式為：J₁＝m_h×r²，其中m_h是運動機構滑輪架質量，r是運動機構滑輪架回轉半徑。

5.根據權利要求1所述的一種飛機高升力系統動力學建模方法，其特征在于：步驟4所述的計算襟翼的轉動慣量J₂，計算公式為：其中m為襟翼質量，a是襟翼重心到襟翼一端的運動機構運動平面距離，b是襟翼重心到襟翼另一端的運動機構運動平面距離。

6.根據權利要求1所述的一種飛機高升力系統動力學建模方法，其特征在于：步驟5所述的高升力系統動力學模型為：

式中，[m]是轉動慣量矩陣，是廣義加速度矩陣，[c]是阻尼矩陣，是廣義速度矩陣，[k]是剛度矩陣，{q(t)}是廣義位移矩陣，{Q(t)}是廣義力矩陣。

7.根據權利要求1所述的一種飛機高升力系統動力學建模方法，其特征在于：所述的復合機構輸入端角位移θ_tube(t)的計算公式為：

式中，n_i是復合機構中減速器的減速比，a、b、c為采用最小二乘法擬合得到的系數。