一种飞机动力学缩比模型起落架缓冲器弹簧设计方法
【专利摘要】本发明涉及一种飞机动力学缩比模型起落架缓冲器弹簧设计方法，包括步骤一：预估地面载荷，并计算出起落架载荷，包括前起落架载荷Fn和主起落架载荷Fm；步骤二：按预定比例将起落架缓冲器尺寸进行缩比；步骤三：将起落架缓冲器的静压曲线拟合成线性曲线；步骤四：根据预定比例确定缓冲器弹簧设计约束参数；步骤五：建立缓冲器弹簧有效参数计算公式；步骤六：迭代计算缓冲弹簧有效参数；步骤七：选取最优参数组。本发明的飞机动力学缩比模型起落架缓冲器弹簧设计方法在保证起落架缓冲器的力学性能和模型尺寸前提下，对其进行最大程度简化，对飞机动力学模型起落架缓冲器给予最真实设计，降低了设计及加工成本，满足了动力学要求和相似性要求。
【专利说明】
一种飞机动力学缩比模型起落架缓冲器弹簧设计方法
技术领域
[0001] 本发明属于飞机结构强度动力学试验技术领域，尤其涉及一种飞机动力学缩比模 型起落架缓冲器弹簧设计方法。
【背景技术】
[0002] 飞机动力学所缩比模型是将真实飞机进行等比缩小后对其进行各种试验，可以补 充数字分析模拟的不足。起落架是飞机与地面作用的媒介，而起落架缓冲器弹簧性能决定 着起落架的性能。
[0003] 在以往的动力学模型设计中，起落架缓冲器设计有以下几种方法：
[0004] 1)模型起落架缓冲器设计与真实飞机完全一致，这种起落架缓冲器成本高昂、结 构复杂；
[0005] 2)模型起落架缓冲器简化为弹簧，设计中仅能满足粗略力学性能，不能满足尺寸 要求；
[0006] 3)模型起落架缓冲器简化为弹簧，仅能满足尺寸要求，力学性能；
【发明内容】
[0007] 本发明的目的是提供一种，解决目前。
[0008] 为达到上述目的，本发明采用的技术方案是:一种飞机动力学缩比模型起落架缓 冲器弹簧设计方法，包括
[0009] 步骤一:预估地面载荷，并计算出起落架载荷，包括前起落架载荷Fn和主起落架载 荷Fm;
[0010] 步骤二:按预定比例将起落架缓冲器尺寸进行缩比；
[0011] 步骤三:将起落架缓冲器的静压曲线拟合成线性曲线；
[0012] 步骤四：根据预定比例确定缓冲器弹簧设计约束参数；
[0013] 步骤五:建立缓冲器弹簧有效参数计算公式；
[0014]步骤六:迭代计算缓冲弹簧有效参数；
[0015] 步骤七:选取最优参数组。
[0016] 进一步地，所述有效参数包括弹簧钢丝直径、弹簧中径、旋绕比、曲度系数、最大许 用载荷、可变形余量、螺距、有效圈数、支承圈数。
[0017] 进一步地，曲线拟合成直线的方法采用最小二乘法。
[0018] 本发明的一种飞机动力学缩比模型起落架缓冲器弹簧设计方法能够在保证起落 架缓冲器的力学性能和模型尺寸前提下，对其进行最大程度简化，对飞机动力学模型起落 架缓冲器给予最真实设计，降低了设计及加工成本，满足了动力学要求和相似性要求。
【附图说明】
[0019] 此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施 例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
[0020]图1为本发明一实施例的缩比模型起落架站位正视图。
[0021 ]图2为本发明一实施例的缩比模型起落架站位侧视图。
[0022] 图3为本发明一实施例的主起落架缓冲器静压曲线拟合示意图。
[0023] 图4为本发明一实施例的前起落架缓冲器静压曲线拟合示意图。
[0024] 图5为本发明一实施例的飞机动力学缩比模型起落架缓冲器弹簧设计方法流程 图。
【具体实施方式】
[0025]为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中 的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类 似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明 一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用 于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人 员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下 面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0026]在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"前"、"后"、 "左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"等指示的方位或位置关系为基于附图所 示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装 置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护 范围的限制。
[0027]如图1及图2所示为缩比模型起落架站位的正视图及侧视图，图中的L1~L10为所 标示的尺寸，计算时可能涉及到的尺寸包括但不限于上述标示的L1~L10,所以不应作为对 本发明的限定。本发明的飞机动力学缩比模型起落架缓冲器弹簧设计方法流程如图5所示：
[0028] 1)预估地面载荷
[0029] 缩比模型射试验时机体模型重量为7 2.8 9 k g ;拦阻试验时机体模型重量为 61.22kg。缓冲器载荷按最大机体模型重量72.89kg进行设计。
[0030] 重心位置沿航向距机头1100mm，试验模型起落架站位如图1、图2所示。
[0031 ]用?"表示前起落架载荷，用Fm表示主起落架载荷，用计算起落架载荷。
[0033] 求解以上方程组得到前起载荷?"及主起载荷Fm:
[0035] 2)起落架缓冲器尺寸缩比，见表1。
[0036] 在本实施例中，缩比比例为7,即将飞机动力学缩比模型为原始飞机的1/7。
[0037] 表 1
[0040] 3)拟合缓冲器曲线，即将缓冲器静压曲线拟合成直线，如图3和图4所示。
[0041 ] 4)根据预定比例确定缓冲器弹簧设计约束参数
[0042] 缩比模型起落架按真实起落架1:7缩比得来，因此包括弹簧内径、自由长度、刚度 已经确定。以弹簧加工厂现有条件，选择弹簧材料60Si2Mn。初始限制约束条件如表2所示：
[0043] 表 2
[0044]
[0045] 5)建立缓冲器弹簧参数计算公式
[0046] 以最大许用载荷为工作载荷150%为设计目标，主要有以下设计变量。
[0047] a)弹簧钢丝直径d
[0048] b)弹簧中径D
[0049] c)旋绕比c
[0051 ] d)曲度系数K
[0053] e)最大许用载荷P
[0055] f)可变形余量n* t [0056] n*t = H『（nz-〇 · 5)*d
[0057] g)螺距 t
[0059] 其中，G为材料切变模量
[0060] h)有效圈数ny
[0062] i)支承圈数nz
[0064] 弹簧材料许用应力[τ ]随弹簧钢丝直径有少量变化，本文忽略其少量变化。
[0065] 6)迭代出缓冲器弹簧有效参数，由于迭代计算出的数据量巨大，此处未列出。
[0066] 7)挑选最优参数组，见下表3所示。
[0067] 表 3
[0069]本发明的飞机动力学缩比模型起落架缓冲器弹簧设计方法在保证起落架缓冲器 的力学性能和模型尺寸前提下，对其进行最大程度简化，对飞机动力学模型起落架缓冲器 给予最真实设计，降低了设计及加工成本，满足了动力学要求和相似性要求。
[0070]以上所述，仅为本发明的最优【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不局限于此， 任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换， 都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范 围为准。
【主权项】
1. 一种飞机动力学缩比模型起落架缓冲器弹簧设计方法，其特征在于，包括 步骤一:预估地面载荷，并计算出起落架载荷，包括前起落架载荷F4P主起落架载荷Fm; 步骤二:按预定比例将起落架缓冲器尺寸进行缩比； 步骤三:将起落架缓冲器的静压曲线拟合成线性曲线； 步骤四：根据预定比例确定缓冲器弹簧设计约束参数； 步骤五:建立缓冲器弹簧有效参数计算公式； 步骤六:迭代计算缓冲弹簧有效参数； 步骤七:选取最优参数组。2. 根据权利要求1所述的矩形翼梁机翼模型快卸式夹具，其特征在于，所述有效参数包 括弹簧钢丝直径、弹簧中径、旋绕比、曲度系数、最大许用载荷、可变形余量、螺距、有效圈 数、支承圈数。3. 根据权利要求1所述的矩形翼梁机翼模型快卸式夹具，其特征在于，曲线拟合成直线 的方法采用最小二乘法。
【文档编号】G06F17/50GK106096089SQ201610374263
【公开日】2016年11月9日
【申请日】2016年5月31日
【发明人】金鑫, 何康乐, 杜瑞研, 刘宇
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所