一种飞机顶升状态的平衡调节方法及设备与流程

本技术：
涉及但不限于航空工程应用领域，尤指一种飞机顶升状态的平衡调节方法及设备。

背景技术：

适航标准规定飞机顶升时，结构设计成能承受“单独作用于每个顶升点的”垂直载荷和水平载荷，未明确规定顶升载荷的平衡方式。一般仅考虑顶升点单独载荷进行局部应力分析。根据实际型号经验，顶升点结构局部应力分析其结果是不准确的。

技术实现要素：

为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种飞机顶升状态的平衡调节方法及设备，以解决现有技术中顶升点结构局部应力分析单一的问题。

第一方面，本发明实施例提供一种飞机顶升状态的平衡调节方法，所述方法包括：

预先获得飞机质量分布，根据飞机结构构建全机有限元模型；

根据所述飞机质量分布，在所述全机有限元模型中施加分布垂直载荷gz；

在所述全机有限元模型中的机头顶升点a处施加垂直载荷faz和水平载荷fax；

分别在所述全机有限元模型中的机翼顶升点b处施加航向线位移约束δbx、侧向线位移约束δby和垂直载荷fbz；

分别在所述全机有限元模型中的机翼顶升点c处施加航向线位移约束δcx、侧向线位移约束δcy和垂直载荷fcz；

在所述全机有限元模型中的重心点g处施加垂向线位移约束δgz、航向角位移约束γgx、侧向角位移约束γgy和垂向角位移约束γgz。

优选的，方法还包括：

根据所述gz、faz、fax、δbx、δby、fbz、δcx、δcy、fcz、δgz、γgx、γgy和γgz对所述飞机进行顶升状态下的平衡调节。

优选的，所述faz、fax、fbz和fcz为根据中国民用航空规章第25部运输类附件适航标准ccar第25.519条关于顶升和系留装置要求确定的。

优选的，所述δbx、δby、δcx、δcy、δgz、γgx、γgy和γgz为根据飞机的实际状态确定的。

优选的，根据所述gz、faz、fax、δbx、δby、fbz、δcx、δcy、fcz、δgz、γgx、γgy和γgz对所述飞机进行顶升状态下的平衡调节，具体包括：

利用千斤顶，并根据所述gz、faz、fax、δbx、δby、fbz、δcx、δcy、fcz、δgz、γgx、γgy和γgz对所述飞机进行顶升状态下的平衡调节。

第二方面，本发明实施例提供一种飞机顶升状态的平衡调节装置，所述装置包括构建单元和施加单元，其中：

构建单元，用于预先获得飞机质量分布，根据飞机结构构建全机有限元模型；

施加单元，用于根据所述飞机质量分布，在所述全机有限元模型中施加分布垂直载荷gz；在所述全机有限元模型中的机头顶升点a处施加垂直载荷faz和水平载荷fax；分别在所述全机有限元模型中的机翼顶升点b处施加航向线位移约束δbx、侧向线位移约束δby和垂直载荷fbz；分别在所述全机有限元模型中的机翼顶升点c处施加航向线位移约束δcx、侧向线位移约束δcy和垂直载荷fcz；在所述全机有限元模型中的重心点g处施加垂向线位移约束δgz、航向角位移约束γgx、侧向角位移约束γgy和垂向角位移约束γgz。

第三方面，本发明实施例提供一种飞机顶升状态的平衡调节设备，包括：存储器和处理器；

所述存储器，被配置为保存可执行指令；

所述处理器，被配置为在执行所述存储器保存的所述可执行指令时实现上述任一项所述的飞机顶升状态的平衡调节方法。

第四方面，本发明实施例提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有可执行指令，所述可执行指令被处理器执行时实现如上述任一项所述的飞机顶升状态的平衡调节方法。

本申请提供的飞机顶升状态考虑千斤顶方向的应力分析方法，相比传统的应力分析方法，结果更合理、可靠，可用于飞机结构详细设计，使结构设计更安全、先进。

附图说明

附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。

图1为本申请实施例提供的一种飞机顶升状态的平衡调节方法示意图；

图2为本申请实施例提供的另一种飞机顶升状态的平衡调节方法示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行。并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。

本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

适航标准规定飞机顶升时，结构设计成能承受“单独作用于每个顶升点的”垂直载荷和水平载荷，未明确规定顶升载荷的平衡方式。一般仅考虑顶升点单独载荷进行局部应力分析。根据实际型号经验，顶升点结构局部应力分析其结果有可能并不是保守的

本发明的任务和目的是针对飞机垂向顶起、千斤顶方向倾斜时的实际顶升场景(各顶升点承受反方向的水平载荷)，提出一种合理、可靠的应力分析方法。

现有技术中，考虑飞机顶升状态质量分布，在全机有限元模型施加分布质量产生的分布垂直载荷；在一个顶升点a处施加条款规定的垂直载荷和水平载荷，该水平载荷考虑由另外两个顶升点b、c处的水平载荷进行平衡；不考虑水平载荷产生的转动。若在b、c顶升点处约束航向、侧向和垂向线位移，则顶升点b、c处约束反力垂直载荷、水平载荷大小均与条款规定顶升载荷不一致。

如图1、图2所示，根据飞机顶升状态质量分布，在全机有限元模型中施加分布质量产生的分布垂直载荷；

在顶升点a处施加条款规定的垂直载荷和水平载荷。

在顶升点b、c处施加航向线位移约束、侧向线位移约束和条款规定的垂直载荷。其中，顶升点b、c处航向线位移约束形成的支反力和侧向线位移约束形成的支反力与顶升点a处的水平载荷相平衡。

在重心点g处施加垂向线位移约束、航向角位移约束、侧向角位移约束和垂向角位移约束。其中，重心点g处的垂向线位移约束形成的支反力、航向线位移约束形成的支反力和侧向线位移约束形成的支反力为0，使得飞机在该顶升状态下能够平衡。

本申请提供的飞机顶升状态考虑千斤顶方向的应力分析方法，相比传统的应力分析方法，结果更合理、可靠，可用于飞机结构详细设计，使结构设计更安全、先进。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

技术特征：

1.一种飞机顶升状态的平衡调节方法，其特征在于，所述方法包括：

预先获得飞机质量分布，根据飞机结构构建全机有限元模型；

根据所述飞机质量分布，在所述全机有限元模型中施加分布垂直载荷gz；

在所述全机有限元模型中的机头顶升点a处施加垂直载荷faz和水平载荷fax；

分别在所述全机有限元模型中的机翼顶升点b处施加航向线位移约束δbx、侧向线位移约束δby和垂直载荷fbz；

分别在所述全机有限元模型中的机翼顶升点c处施加航向线位移约束δcx、侧向线位移约束δcy和垂直载荷fcz；

在所述全机有限元模型中的重心点g处施加垂向线位移约束δgz、航向角位移约束γgx、侧向角位移约束γgy和垂向角位移约束γgz。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，方法还包括：

根据所述gz、faz、fax、δbx、δby、fbz、δcx、δcy、fcz、δgz、γgx、γgy和γgz对所述飞机进行顶升状态下的平衡调节。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述faz、fax、fbz和fcz为根据航空标准确定的。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述δbx、δby、δcx、δcy、δgz、γgx、γgy和γgz为根据飞机的实际状态确定的。

5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，根据所述gz、faz、fax、δbx、δby、fbz、δcx、δcy、fcz、δgz、γgx、γgy和γgz对所述飞机进行顶升状态下的平衡调节，具体包括：

利用千斤顶，并根据所述gz、faz、fax、δbx、δby、fbz、δcx、δcy、fcz、δgz、γgx、γgy和γgz对所述飞机进行顶升状态下的平衡调节。

6.一种飞机顶升状态的平衡调节装置，其特征在于，所述装置包括构建单元和施加单元，其中：

构建单元，用于预先获得飞机质量分布，根据飞机结构构建全机有限元模型；

施加单元，用于根据所述飞机质量分布，在所述全机有限元模型中施加分布垂直载荷gz；在所述全机有限元模型中的机头顶升点a处施加垂直载荷faz和水平载荷fax；分别在所述全机有限元模型中的机翼顶升点b处施加航向线位移约束δbx、侧向线位移约束δby和垂直载荷fbz；分别在所述全机有限元模型中的机翼顶升点c处施加航向线位移约束δcx、侧向线位移约束δcy和垂直载荷fcz；在所述全机有限元模型中的重心点g处施加垂向线位移约束δgz、航向角位移约束γgx、侧向角位移约束γgy和垂向角位移约束γgz。

7.一种飞机顶升状态的平衡调节设备，其特征在于，包括：存储器和处理器；

所述存储器，被配置为保存可执行指令；

所述处理器，被配置为在执行所述存储器保存的所述可执行指令时实现如权利要求1～5中任一项所述的飞机顶升状态的平衡调节方法。

8.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有可执行指令，所述可执行指令被处理器执行时实现如权利要求1～5中任一项所述的飞机顶升状态的平衡调节方法。

技术总结
本发明实施例公开了一种飞机顶升状态的平衡调节方法，所述方法包括：预先获得飞机质量分布，根据飞机结构构建全机有限元模型；根据所述飞机质量分布，在所述全机有限元模型中施加分布垂直载荷Gz；在所述全机有限元模型中的机头顶升点A处施加垂直载荷FAz和水平载荷FAx；分别在所述全机有限元模型中的机翼顶升点B处施加航向线位移约束ΔBx、侧向线位移约束ΔBy和垂直载荷FBz；分别在所述全机有限元模型中的机翼顶升点C处施加航向线位移约束ΔCx、侧向线位移约束ΔCy和垂直载荷FCz；在所述全机有限元模型中的重心点G处施加垂向线位移约束ΔGz、航向角位移约束γGx、侧向角位移约束γGy和垂向角位移约束γGz。

技术研发人员：宋晓鹤;程文杰;梁尚清
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
技术研发日：2019.12.25
技术公布日：2020.05.19