[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

本發明公開了一種飛機高升力系統動力學建模方法，包括步驟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；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；步驟4：計算每個復合機構及襟翼的轉動慣量；步驟5：通過拉格朗日法等動力學分析方法，建立高升力系統動力學模型，本發明解決了飛機高升力系統研制中的動力學問題，對于鐵鳥試驗中的故障能給出精確的故障機理，在高升力系統設計中，解決了減速器保護門限設計、系統故障載荷計算等關鍵問題，提高了研制效率，極大地降低了高升力系統的成本，解決了研制瓶頸問題。

技術領域

本發明屬于飛機高升力系統動力學設計與驗證技術領域，尤其涉及一種飛機高升力系統動力學建模方法。

背景技術

大型噴氣式運輸機、客機需要高效的高升力系統與增升裝置，高升力系統設計是現代飛機的設計內容。由于增升裝置的質量往往較大，動力學效應在設計中是不可忽略的，地面試驗與飛行中經常會動力學因素引起的故障或問題。我國研制的的ARJ21－700飛機、C919飛機的高升力系統一般采購國外知名供應商貨架產品，高升力系統動力學設計問題國外供應商一般都以技術秘密不予告知，這樣的飛機高升力系統往往比飛機設計實際需求的高升力系統要重很多，作動部件、驅動部件等載荷保護門限高，高升力系統經濟性不好，價格非常昂貴。這樣的技術局面，需要我國自主研發的大型噴氣式飛機項目牽引，需要在精密復雜高升力系統設計研制中逐步發現技術問題并研究解決。

發明內容

本發明的目的：提出一種飛機高升力系統動力學建模方法，給出大型噴氣式飛機高升力系統在鐵鳥試驗中暴露出來的系統復雜動力學現象的故障機理，對于高升力系統的動力學特征在設計研究、試驗、系統使用中的影響等提供技術手段。

本發明的技術方案：

一種飛機高升力系統動力學建模方法，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；

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；

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：通過拉格朗日法等動力學分析方法，建立高升力系統動力學模型。

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。

步驟2所述的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所述的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3所述的復合機構包括減速器、運動副及運動機構。

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。

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。