一种飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算方法及系统与流程

本申请属于结构动力学，特别涉及一种飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算方法及系统。

背景技术：

1、空中加油方式主要分为硬式加油和软式加油方式，我国目前采用的均为软式加油即加油软管-锥套式加油系统，该系统由动力装置、加油软管绞盘机构、控制系统、刹车系统、加油软管和锥套组成，锥套则由稳定伞和受油插头组成，加油软管锥套受加油机尾流、受油机头波、大气紊流影响，在对接时常发生加油软管甩鞭现象。目前，加油吊舱均配备了用以保持加油软管张力稳定抑制加油软管甩鞭现象的恒力弹簧装置，但空中加油对接阶段的事故率仍高达2.5％，远高于危险等级最高的着陆阶段。发生甩鞭现象的主要原因为加油软管回绕力矩不足，导致加油软管回绕较慢从而出现松弛，在气动力的作用下逐渐上扬并在加油软管末端发生甩鞭现象，轻则造成受油插头折断，重则造成更严重的飞行安全事故。回绕力矩设计过大会导致受油插头拔脱，回绕力矩设计过小又会导致甩鞭现象，一般通过流固耦合动力学方法来模拟回绕过程，通过反复迭代优化来确定回绕力矩，具体数值的确定往往缺乏简单、通用的计算方法。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供了一种飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算方法及系统，以解决现有技术中回绕力矩设计较为复杂的问题。

2、本申请的技术方案是：一种飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算方法，包括：

3、确定计算所需的基本参数；

4、根据计算所需的基本参数确定锥套气动力公式，而后根据锥套气动力公式、锥套重力和方向确定加油软管受到的气动压差力；根据加油软管的重力方向、气动压差力方向确定加油软管迎角公式；

5、获取受油机与加油机对接后的卷盘回绕加油软管时气动摩擦力的方向，用于计算气动摩擦力；

6、获取平衡状态下加油软管的角度，而后根据加油软管迎角和加油软管的气动摩擦力计算卷盘的回绕力矩。

7、优选地，所述基本参数包括卷盘半径r、卷盘转动惯量i、卷盘转动阻力矩fm、加油软管长度l、加油软管直径d、加油软管线密度ρl、锥套气动阻力系数cd、锥套等效气动面积sd、锥套重量gd、远场来流真空速v、飞行高度对应的空气动力粘性系数u以及空气密度ρ。

8、优选地，锥套气动力公式为q·cd·sd，锥套气动力方向与来流方向一致，其中q为自由来流动压，锥套内空气流速计算公式为1/2·ρ·v2，锥套的重力为gd，方向垂直向下，加油软管受到的气动压差力为0.6·q·π·d·l，气动压差力方向垂直于加油软管轴线向上，加油软管重力为9.8·ρl·l。

9、优选地，所述加油软管迎角公式为：

10、

11、优选地，卷盘回绕加油软管时的气动摩擦力方向沿着加油软管轴向向下，所述气动摩擦力计算公式为：

12、

13、优选地，所述加油软管角度选取平衡状态下加油软管迎角的2倍；根据牛顿第二定律，得到卷盘的回绕力矩计算公式为：

14、mf＝ft·r+3·ρl·l·r+3·i/r+fm+9.8·ρl·l·sin2α。

15、作为一种具体实施方式，一种飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算系统，包括基本参数确定模块、加油软管迎角计算模块、气动摩擦力计算模块和卷盘回绕力矩计算模块；

16、基本参数确定模块用于确定计算所需的基本参数；

17、加油软管迎角计算模块用于根据计算所需的基本参数确定锥套气动力公式，而后根据锥套气动力公式、锥套重力和方向确定加油软管受到的气动压差力；根据加油软管的重力方向、气动压差力方向确定加油软管迎角公式；

18、气动摩擦力计算模块用于获取受油机与加油机对接后的卷盘回绕加油软管时气动摩擦力的方向，用于计算气动摩擦力；

19、卷盘回绕力矩计算模块用于获取平衡状态下加油软管的角度，而后根据加油软管迎角和加油软管的气动摩擦力计算卷盘的回绕力矩。

20、本申请的技术方案是：一种飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算方法，包括：

21、确定计算所需的基本参数；

22、根据计算所需的基本参数确定锥套气动力公式，而后根据锥套气动力公式、锥套重力和方向确定加油软管受到的气动压差力；根据加油软管的重力方向、气动压差力方向确定加油软管迎角公式；

23、获取受油机与加油机对接后的卷盘回绕加油软管时气动摩擦力的方向，用于计算气动摩擦力；

24、获取平衡状态下加油软管的角度，而后根据加油软管迎角和加油软管的气动摩擦力计算卷盘的回绕力矩。

25、优选地，所述基本参数包括卷盘半径r、卷盘转动惯量i、卷盘转动阻力矩fm、加油软管长度l、加油软管直径d、加油软管线密度ρl、锥套气动阻力系数cd、锥套等效气动面积sd、锥套重量gd、远场来流真空速v、飞行高度对应的空气动力粘性系数u以及空气密度ρ。

26、优选地，锥套气动力公式为q·cd·sd，锥套气动力方向与来流方向一致，其中q为自由来流动压，锥套内空气流速计算公式为1/2·ρ·v2，锥套的重力为gd，方向垂直向下，加油软管受到的气动压差力为0.6·q·π·d·l，气动压差力方向垂直于加油软管轴线向上，加油软管重力为9.8·ρl·l。

27、优选地，所述加油软管迎角公式为：

28、

29、优选地，卷盘回绕加油软管时的气动摩擦力方向沿着加油软管轴向向下，所述气动摩擦力计算公式为：

30、

31、优选地，所述加油软管角度选取平衡状态下加油软管迎角的2倍；根据牛顿第二定律，得到卷盘的回绕力矩计算公式为：

32、mf＝ft·r+3·ρl·l·r+3·i/r+fm+9.8·ρl·l·sin2α。

33、本申请的飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算方法及系统，可根据已知数据快速计算得出飞机软式加油系统卷盘回绕力矩，大幅度降低了回绕力矩的计算成本和周期，为飞机软式加油系统的设计提供了简单、通用的计算方法。

技术特征：

1.一种飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算方法，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算方法，其特征在于：所述基本参数包括卷盘半径r、卷盘转动惯量i、卷盘转动阻力矩fm、加油软管长度l、加油软管直径d、加油软管线密度ρl、锥套气动阻力系数cd、锥套等效气动面积sd、锥套重量gd、远场来流真空速v、飞行高度对应的空气动力粘性系数u以及空气密度ρ。

3.如权利要求2所述的飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算方法，其特征在于：锥套气动力公式为q·cd·sd，锥套气动力方向与来流方向一致，其中q为自由来流动压，锥套内空气流速计算公式为1/2·ρ·v2，锥套的重力为gd，方向垂直向下，加油软管受到的气动压差力为0.6·q·π·d·l，气动压差力方向垂直于加油软管轴线向上，加油软管重力为9.9·ρl·l。

4.如权利要求3所述的飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算方法，其特征在于：所述加油软管迎角公式为：

5.如权利要求2所述的飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算方法，其特征在于：卷盘回绕加油软管时的气动摩擦力方向沿着加油软管轴向向下，所述气动摩擦力计算公式为：

6.如权利要求2所述的飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算方法，其特征在于，所述加油软管角度选取平衡状态下加油软管迎角的2倍；根据牛顿第二定律，得到卷盘的回绕力矩计算公式为：

7.一种飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算系统，采用如权利要求1-6任一所述的方法，其特征在于：包括基本参数确定模块、加油软管迎角计算模块、气动摩擦力计算模块和卷盘回绕力矩计算模块；

8.如权利要求7所述的飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算系统，其特征在于：所述基本参数包括卷盘半径r、卷盘转动惯量i、卷盘转动阻力矩fm、加油软管长度l、加油软管直径d、加油软管线密度ρl、锥套气动阻力系数cd、锥套等效气动面积sd、锥套重量gd、远场来流真空速v、飞行高度对应的空气动力粘性系数u以及空气密度ρ。

9.如权利要求7所述的飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算系统，其特征在于：锥套气动力公式为q·cd·sd，锥套气动力方向与来流方向一致，其中q为自由来流动压，锥套内空气流速计算公式为1/2·ρ·v2，锥套的重力为gd，方向垂直向下，加油软管受到的气动压差力为0.6·q·π·d·l，气动压差力方向垂直于加油软管轴线向上，加油软管重力为9.8·ρl·l。

10.如权利要求9所述的飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算系统，其特征在于：所述加油软管迎角公式为：

11.如权利要求9所述的飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算系统，其特征在于：卷盘回绕加油软管时的气动摩擦力方向沿着加油软管轴向向下，所述气动摩擦力计算公式为：

12.如权利要求9所述的飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算系统，其特征在于：所述加油软管角度选取平衡状态下加油软管迎角的2倍；根据牛顿第二定律，得到卷盘的回绕力矩计算公式为：

技术总结
本申请属于结构动力学技术领域，特别涉及一种飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算方法及系统，包括：根据计算所需的基本参数确定锥套气动力公式，而后根据锥套气动力公式、锥套重力和方向确定加油软管受到的气动压差力；根据加油软管的重力方向、气动压差力方向确定加油软管迎角公式；获取受油机与加油机对接后的卷盘回绕加油软管时气动摩擦力的方向，用于计算气动摩擦力；获取平衡状态下加油软管的角度，而后根据加油软管迎角和加油软管的气动摩擦力计算卷盘的回绕力矩。可根据已知数据快速计算得出飞机软式加油系统卷盘回绕力矩，大幅度降低了回绕力矩的计算成本和周期，为飞机软式加油系统的设计提供了简单、通用的计算方法。

技术研发人员：王斌,张瑞平,熊峰,赵冬强,孙仁俊,卢丽金,党蒲妮
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：
技术公布日：2025/4/7