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1、10申请公布号CN104133978A43申请公布日20141105CN104133978A21申请号201410158888122申请日20140417G06F19/0020110171申请人中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所地址110035辽宁省沈阳市皇姑区塔湾街40号72发明人卢学峰姚念奎邱涛王成波74专利代理机构北京慕达星云知识产权代理事务所特殊普通合伙11465代理人高原54发明名称一种尾钩钩索后上扬产生的纵向阻尼力计算方法57摘要本发明属于航空工程技术领域，具体涉及到飞机钩索过程中尾钩钩索后上扬产生的纵向阻尼力计算方法。其特征在于，通过研究飞机钩索后尾钩的运动特性，利用飞机总体。
2、参数，通过分析尾钩在撞击道面时的动力学特性，建立了尾钩运动的动力学方程，得到了尾钩纵向阻尼力的分析方法。该方法有利于工程人员通过参数控制，以实现预期的纵向阻尼力。51INTCL权利要求书1页说明书3页附图2页19中华人民共和国国家知识产权局12发明专利申请权利要求书1页说明书3页附图2页10申请公布号CN104133978ACN104133978A1/1页21一种尾钩钩索后上扬产生的纵向阻尼力计算方法，其特征在于，包括如下步骤第一，运动过程分析尾钩钩索后，以一定的角速度上摆，此时尾钩在地面坐标系下的运动包括两部分随飞机下滑的平动和绕转轴的旋转运动，钩头的位移可用尾钩绕自身坐标系的相对旋转运动加。
3、上飞机的平动来表示；第二，载荷分析尾钩钩索后以一定的角速度上摆时的受力可以用其钩索的力和阻尼器的刚度系数来表示；在飞机钩索过程中，当飞机尾钩与索接触后，钩索力主要是由索的变形产生；第三，根据飞机钩索时的运动参数和钩索力确定阻尼器的刚度系数，从而求出阻尼力。权利要求书CN104133978A1/3页3一种尾钩钩索后上扬产生的纵向阻尼力计算方法技术领域0001本发明属于航空工程技术领域，具体涉及到飞机钩索过程中尾钩钩索后上扬产生的纵向阻尼力计算方法。背景技术0002飞机能否钩索的关键是尾钩是否成功钩住阻拦索，飞机着陆时尾钩已经放下，但不能保证成功的进行钩索。飞机着陆时以较大的速度撞击道面产生的反弹。
4、可能导致尾钩跳离甲板并越过阻拦索。为使尾钩能够成功钩住阻拦索，必须控制尾钩与道面的碰撞反弹。因此尾钩上一般都装有纵向阻尼装置，用于吸收尾钩在飞机纵平面内的振动。在以反弹要求设计纵向阻尼力之后还要对尾钩挂索上扬情况的阻尼力进行计算，确定阻尼器是否满足使用要求。发明内容0003本项目在研究飞机尾钩运动特性的基础上，利用飞机总体性能参数，通过分析尾钩在直接挂索时的动力学特性，经过合理的假设和简化后，建立了尾钩运动的动力学模型，得到了尾钩纵向阻尼力的分析方法，成功的解释了尾钩挂索上扬的运动原理。0004技术方案0005一种飞机尾钩钩索后上扬产生的纵向阻尼力计算方法，其特征在于，包括如下步骤0006第一。
5、，运动过程分析尾钩钩索后，以一定的角速度上扬，此时尾钩在地面坐标系下的运动包括两部分随飞机下滑的平动和绕转轴的旋转运动，尾钩上扬时钩头的位移可用尾钩绕自身坐标系的相对旋转运动加上飞机的平动来表示，首先飞机平动的位移为转轴的位移，即00070008DR为飞机平动位移，R2B为平动后B点位置，R1B为B点初始位置，V为飞机进场速度，为飞机下滑角，T为时间。0009尾钩绕自身坐标系的相对旋转运动分为两部分，分别为绕尾钩自身坐标系Y轴和Z轴的旋转运动，忽略绕Y轴的转动，尾钩在地面坐标系中的相对位移为00100011式中12ZDT，为尾钩碰撞后尾钩与地面坐标系Y轴夹角的增量，且有/2，DRZ为转动产生的。
6、位移，为甲板角，2Z为尾钩绕B点转动角速度，L为尾钩长度。说明书CN104133978A2/3页40012则尾钩钩头的绝对位移为平动位移和相对转动位移之和。0013第二，载荷分析尾钩阻尼器压缩速度为00140015逆时针为正，尾钩绕Z轴旋转的动力学方程为00160017在飞机钩索过程中，当飞机尾钩与阻拦索接触后，钩索力主要是由阻拦索的变形产生00180019考虑尾钩纵向缓冲器阻尼力后的公式为00200021式中K为纵向阻尼器的刚度系数，C为纵向阻尼器的阻尼系数，X0为纵向阻尼器未压缩时的全伸长，L3、L4分别为B点到阻尼器两端的距离，3为L3、L4的夹角，JBY为尾钩转动惯量，MG为尾钩的重力。
7、，4为阻尼力与L4的夹角。L1为B到尾钩质心的距离，FS为阻拦索产生的力，FH和FV为FS的航向和垂向分量，V0为着陆啮合速度，为尾钩与垂向夹角。0022第三，求解上述两个步骤方程，得出K和C值，从而求出FT。0023该模型的优点是0024揭示了尾钩直接挂索后的运动原理，分析了纵向阻尼对尾钩挂索上扬的影响，有利于工程人员通过参数控制，以实现预期的纵向阻尼力。附图说明0025图1是尾钩上扬的位移。0026图2是纵向阻尼器下尾钩的运动。0027图3是尾钩在钩住阻拦索后的运动。0028图4是计算模型示意图。0029图5是纵向阻尼力与夹角变化曲线。具体实施方式0030某型固定翼飞机参数如下，见表1。0031表1尾钩及索参数0032说明书CN104133978A3/3页50033将表1中的数据代入上述方程中，在时间T等于0至3秒内对各方程进行求解，求解平动与转动时可参见图1，求解阻尼力方程时可参见图2，图3。用MATLAB软件中的SIMULINK模块进行求解见图4。选取K2106N/M，C6104NS/M时的计算结果如下，尾钩与道面撞击情况计算结果见图5。尾钩上转过程中纵向缓冲器的阻尼力最大为285550N，说明纵向缓冲器对钩的上转有一定的抑制趋势。说明书CN104133978A1/2页6图1图2图3图4说明书附图CN104133978A2/2页7图5说明书附图CN104133978A。