與待定參數(shù)a的個數(shù)相等的方程組，用以求解a ;對于二次泛函，上式退化為 一組線性方程為：
[0051] 其中，P為所述預(yù)定載荷，K為各所述連接點的剛度矩陣。
[0052] 再根據(jù)如下公式得到各連接點的載荷n:
[0054] 其中，uT為u的轉(zhuǎn)置矩陣。
[0055] 對于基于二次規(guī)劃的傳力計算方法，有以下原理：
[0056] 分析表明，懸掛機構(gòu)的變形能為正定二次型，由等式約束二次規(guī)劃的一般形式：
[0058] s. t. Ax = b?
[0059] RnXm為對稱陣。特別當(dāng)H正定時，目標(biāo)函數(shù)為凸函數(shù)，線性約束下可行域又是 凸集，二次規(guī)劃為凸二次規(guī)劃，此時，二次規(guī)劃具有如下良好的性質(zhì)：
[0060] K-T條件不僅是最優(yōu)解的必要條件而且是充分條件；局部最優(yōu)解就是全局最優(yōu) 解。
[0061] 基于以上原理及分析（對于程序接口、方程組和二次規(guī)劃的解法和策略等不再贅 述），針對該傳力計算問題，對于增生裝置-懸掛機構(gòu)子系統(tǒng)傳力計算，基于變分法與二次 規(guī)劃原理實現(xiàn)復(fù)雜翼面上氣動分布載荷到掛點集中載荷的計算。通過該方法，可以計算得 到增升裝置各懸掛機構(gòu)（如：主襟翼各掛點、縫翼各滑軌掛點）載荷，每個運動機構(gòu)各掛點 (連接點）載荷合成即得到其總載荷。
[0062] 步驟S104、根據(jù)所述懸掛機構(gòu)與所述多個運動機構(gòu)的力學(xué)平衡方程，得到所述懸 掛機構(gòu)與每一個所述運動機構(gòu)的接觸點載荷。
[0063] 懸掛機構(gòu)一非線性環(huán)節(jié)（運動機構(gòu)傳力問題）子系統(tǒng)傳力計算，在已知總載情況 下，通過簡化分析、隔離體分析，建立滑軌或滑輪架平衡方程即可完成非線性環(huán)節(jié)的傳力計 算。構(gòu)建可考慮變摩擦情況的高升力系統(tǒng)運動機構(gòu)全參數(shù)方程組：
[0065] 其中，F(xiàn)Y、fz、mx為所述懸掛機構(gòu)的總載荷在X、Y、Z三個方向上的分載荷，a是Fq 的方向角，0為Fh的方向角，0為Ft的方向角，Rhg為滑軌外徑，L為Ft到滑軌軸線距離， L1為齒輪與齒條間摩擦力到滑軌軸線距離，y為齒輪摩擦系統(tǒng)。通過以上計算即可完成： 懸掛機構(gòu)傳力、運動機構(gòu)各接觸體載荷、高升力系統(tǒng)載荷計算。
[0066] 實施實例
[0067] 某飛機高升力系統(tǒng)設(shè)計載荷計算。
[0068] 在采用商用有限元軟件MSC/nastran進行大運飛機高升力系統(tǒng)設(shè)計載荷計算時， 出現(xiàn)了計算速度慢、結(jié)果奇異等問題，不能滿足設(shè)計要求。這些問題是由于nastran軟件的 非線性模塊的缺陷造成的，其他的非線性商用有限元軟件，無不需要通過有限元建模、載荷 分配、非線性分析等過程來完成。對于飛機設(shè)計多載荷情況、復(fù)雜系統(tǒng)構(gòu)型、多縫道、多舵面 結(jié)構(gòu)等來說，這些過程太過復(fù)雜冗長。
[0069] 經(jīng)過深入研宄，本專利給出了基于變分法與二次規(guī)劃的高升力系統(tǒng)載荷計算方 法，計算速度快，可以完全避免有限元軟件所需的復(fù)雜而又冗長的過程，完成了大運飛機的 高升力系統(tǒng)設(shè)計載荷計算。
[0070] 飛行試驗與地面驗證試驗表明：本專利給出的計算方法準(zhǔn)確可靠。
[0071] 以上所述，僅為本發(fā)明的【具體實施方式】，但本發(fā)明的保護范圍并不局限于此，任何 熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng) 涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護范圍應(yīng)以所述權(quán)利要求的保護范圍為 準(zhǔn)。
【主權(quán)項】
1. 一種飛機高升力系統(tǒng)載荷計算方法，所述高升力系統(tǒng)中的增升裝置與懸掛機構(gòu)多連 接點連接，所述懸掛機構(gòu)與所述高升力系統(tǒng)中的多個運動機構(gòu)點接觸，其特征在于，包括如 下步驟： 步驟一、將所述高升力系統(tǒng)的傳力路線分解為增升裝置-懸掛機構(gòu)、懸掛機構(gòu)-運動機 構(gòu)； 步驟二、為所述高升力系統(tǒng)施加預(yù)定載荷，使所述增升裝置受力，并將該力通過所述多 連接點傳遞至所述懸掛機構(gòu)； 步驟=、獲取所述多連接點的剛度，根據(jù)所述預(yù)定載荷和所述多連接點的剛度得到各 連接點的載荷，從而得到所述懸掛機構(gòu)的總載荷； 步驟四、根據(jù)所述懸掛機構(gòu)與所述多個運動機構(gòu)的力學(xué)平衡方程，得到所述懸掛機構(gòu) 與每一個所述運動機構(gòu)的接觸點載荷。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機高升力系統(tǒng)載荷計算方法，其特征在于，在所述步驟= 中： 首先根據(jù)最少勢能原理公式（1):其中，P為所述預(yù)定載荷，K為各所述連接點的剛度矩陣； 再取位移泛函（3)為：其中，N為形函數(shù)，U為位移泛函，i為連接點個數(shù)； 再根據(jù)公式（4)得到各連接點的載荷n;其中，uT為U的轉(zhuǎn)置矩陣。3. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機高升力系統(tǒng)載荷計算方法，其特征在于，在所述步驟 四中，所述懸掛機構(gòu)與所述運動機構(gòu)的接觸點為=個，分別為滑軌上前滾輪載荷F。、為滑軌 上后前滾輪載荷Fh、曬合齒廓之間的正壓力（縫翼）Ft，所述懸掛機構(gòu)與所述運動機構(gòu)的力 學(xué)平衡方程為：其中，F(xiàn)Y、fz、mx為所述懸掛機構(gòu)的總載荷在X、Y、ZS個方向上的分載荷，a是F。的 方向角，e為Fh的方向角，0為Ft的方向角，Rhs為滑軌外徑，L為Ft到滑軌軸線距離，LI為齒輪與齒條間摩擦力到滑軌軸線距離，y為齒輪摩擦系統(tǒng)。
【專利摘要】本發(fā)明涉及航空系統(tǒng)設(shè)計領(lǐng)域，具體涉及一種飛機高升力系統(tǒng)載荷計算方法，以解決現(xiàn)有計算方法效率低，無法滿足設(shè)計要求問題。高升力系統(tǒng)中的增升裝置與懸掛機構(gòu)多連接點連接，懸掛機構(gòu)與高升力系統(tǒng)中的多個運動機構(gòu)點接觸，依據(jù)傳力路線上各環(huán)節(jié)的受力與約束情況，可以把傳力路線分解為有機聯(lián)系的增升裝置-懸掛機構(gòu)、懸掛機構(gòu)-運動機構(gòu)子系統(tǒng)，再基于各子系統(tǒng)設(shè)計理念和力學(xué)特征，分步解決復(fù)雜系統(tǒng)的傳力計算問題，計算速度快、計算結(jié)果準(zhǔn)確可靠，可以完全避免有限元軟件所需的復(fù)雜而又冗長的過程。
【IPC分類】G06F17/50
【公開號】CN104933259
【申請?zhí)枴緾N201510367111
【發(fā)明人】左朋杰, 張建剛
【申請人】中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設(shè)計研究所
【公開日】2015年9月23日
【申請日】2015年6月29日