How kan jag beräkna kraften på nässtycket vid landning?

Beräkning av lasterna på näsan och huvudlandningsredskapet är inte riktigt annorlunda. Svaret du länkade är ett mycket förenklat tillvägagångssätt som du borde kunna använda för näsa landningsredskapet, men jag kommer att ge en "mindre förenklad" inställning för att beräkna de vertikala krafterna. Bromsstyrkan beskrivs redan där .

Ett förenklat tillvägagångssätt

Först måste du veta kollisionshastigheten och våren och dämpningsegenskapen för ditt landningsutrustning.

Vid beröring finns det tre möjliga fall:

• Huvudlandningsredskapet rör marken först. Då roterar flygplanet med en vinkelhastighet $ \ omega_L $. Slaghastigheten hos din näsa landningsutrustning är därför $$ V_ {Impact} = \ omega_L \ cdot d $$ $ d $: avståndet mellan huvud och näsa landningsutrustning.
• Näsa landningsredskap berör först marken. (För nu tom, om jag får tid skriver jag om det senare)
• Båda landningsväxlarna rör vid marken samtidigt. För en glidvinkel $ \ gamma $ blir slaghastigheten: $$ V_ {Impact} = V \ cdot \ sin (\ gamma) $$ $ V $: flyghastighet

Landdrevets styvhet ($ k $) och dämpningsegenskap ($ c $) beror främst på upphängningen och de däck som används. Däck uppblåsta med fel tryck kan vara mycket farliga eftersom de kan öka lasten på landningsutrustningen.

Sätta ihop dessa data i en massfjäderdämpare modell som i bilden

ger dig en ekvation för näsa landningsredskapet: $$ m \ cdot \ ddot {x} + c \ cdot \ dot {x} + k \ cdot x = -m \ cdot g $$ För den reducerade massan $ m $ i modellen använder du massan som bärs av näsan. $$ m = LM \ cdot \ frac {d-d_ {CG}} {d} $$ $ d_ {CG} $: avstånd från näsa landningsväxeln till tyngdpunkten

$ LM $: flygplans landningsmassa

$ g $: gravitationskonstant

Det ursprungliga villkoret för differentialekvationen är: $$ \ dot {x} (t = 0) = -V_ {Impact} $$ Effekten uppträder vid $ t = 0 $.

För att beräkna kraften på näsa landningsväxeln behöver du bara hitta den maximala accelerationen och lägga till de statiska och dynamiska belastningarna: $$ F_ {max} = - m \ cdot g -m \ cdot \ ddot {x} _ { max} $$

Verkliga världsproblem

Medan beräkningarna ovan fungerar för riktigt stela vingar, kommer belastningarna på landningsenheten sannolikt att vara högre. Detta beror på tröghetskrafterna hos den oscillerande flygplansstrukturen.

Om du inte förstår var detta styrkor kommer från, försök flytta armarna upp och ner medan du står: du kommer att känna små krafter på fötterna. Upprepa experimentet med två 60t tunga vingar som i A380 och du kommer se att krafterna inte är försumliga. Och var kommer oscillationerna från? Samma som med en gitarrsträng: Efter en liten excitation (plucking the strings / landing impact) börjar strukturen (gitarrsträng / flygplansvingar) att oscillera.

Vilka andra saker tar inte hänsyn till denna modell? Koppling mellan näsa och huvudlandningsredskap, rotations tröghet, olinjära däckegenskaper, ...

För att beräkna kraften bör du börja med en uppskattning av vinkelmomentet när näsan sjunker och hjulet kommer i kontakt med marken. Den vinkelmomentet am blir noll så fort oleoben är komprimerad till sin maximala slag, men det tar en mätbar tid, från första kontakten av framhjulet med marken till ytterkompressionen av oleoen ben. Om du antar att kraften f på oleobenet är konstant längs kompressionsslaget och vet tiden t det tar då:

f = är / t

Det är förstås bara en grov uppskattning, men bättre än ingenting ...

För att beräkna am måste du känna planetens massa, tröghetsmomentet när du slår på huvudhjulen och vinkelhastigheten för den rörelsen.