史衛(wèi)民，韓 維，李輝青

（1.海軍裝備部，北京 100071；2.海軍航空工程學(xué)院 a.七系；b.研究生管理大隊(duì)，山東 煙臺(tái) 264001）

0 引言

進(jìn)場(chǎng)著艦是固定翼艦載機(jī)最復(fù)雜、最危險(xiǎn)的飛行階段，也是艦載機(jī)事故最多的飛行階段。著艦時(shí)，如飛機(jī)沒(méi)有在著艦攔阻區(qū)內(nèi)鉤住攔阻索，則必須以自身的最大推力，沿斜甲板加速滑跑起飛逃逸。在斜甲板攔阻索區(qū)域往艦艏方向的長(zhǎng)度內(nèi)（100～150 m）安全逃逸是艦載機(jī)必須具備的能力[1]。

飛機(jī)動(dòng)力學(xué)性能仿真分析的方法是通過(guò)編程建立飛機(jī)起落架和全機(jī)動(dòng)力學(xué)模型，對(duì)模型參數(shù)進(jìn)行仿真優(yōu)化，得到與實(shí)物試驗(yàn)比較吻合的結(jié)果。這種做法往往難以考慮比較復(fù)雜的情況。隨著大型動(dòng)力學(xué)仿真軟件ADAMS/Aircraft的應(yīng)用，使得飛機(jī)動(dòng)力學(xué)分析更加全面、精確、快速。

本文基于ADAMS/Aircraft 軟件，建立了目標(biāo)艦載機(jī)的起落架子系統(tǒng)、輪胎子系統(tǒng)和機(jī)身子系統(tǒng)虛擬樣機(jī)模型，并給機(jī)身子系統(tǒng)施加空氣動(dòng)力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力，完成全機(jī)虛擬樣機(jī)的裝配，并對(duì)該型艦載機(jī)的逃逸性能進(jìn)行了仿真分析。

1 逃逸過(guò)程

艦載機(jī)在接觸甲板瞬間，由于攔阻鉤反彈可能高于攔阻索或在攔阻區(qū)域外等原因，使攔阻鉤沒(méi)有鉤住攔阻索，此時(shí)飛機(jī)只能繼續(xù)在著艦區(qū)加速滑跑，拉起復(fù)飛過(guò)程稱為“逃逸”。逃逸性能直接關(guān)系到艦載機(jī)著艦脫鉤時(shí)的生存能力，其指標(biāo)是逃逸滑跑距離，即飛機(jī)從開(kāi)始加速滑跑到離艦起飛的距離，以及該距離與載艦跑道長(zhǎng)度的適配性，即該距離應(yīng)小于載艦斜甲板攔阻索區(qū)域往艦艏方向的長(zhǎng)度。

從運(yùn)動(dòng)學(xué)角度來(lái)看，逃逸機(jī)動(dòng)是一種初速度（該初始速度應(yīng)取著艦下滑過(guò)程末端，艦載機(jī)與載艦的嚙合速度）不為零的加速直線運(yùn)動(dòng)。要在載艦甲板上加速滑跑并拉起復(fù)飛，要求飛機(jī)具有良好的短距起飛性能一定要好，尤其具有良好的發(fā)動(dòng)機(jī)加速性能和飛機(jī)的縱向操縱特性[2-4]。

逃逸過(guò)程的飛機(jī)動(dòng)力學(xué)方程采用固定翼飛機(jī)動(dòng)力學(xué)通用方程[5]。

飛機(jī)起落架采用兩個(gè)集中質(zhì)量 Bm、Cm的彈簧/阻尼簡(jiǎn)化系統(tǒng)（如圖1所示），Bm表示除可動(dòng)部分之外的當(dāng)量質(zhì)量；Cm表示起落架可動(dòng)部分（輪胎、輪軸、減震支柱）的當(dāng)量質(zhì)量。

圖1 起落架簡(jiǎn)化模型

起落架可動(dòng)部分質(zhì)量受到重力G、減震支柱作用力QB和甲板反作用力PR3個(gè)力的作用：

這三個(gè)力在斜甲板坐標(biāo)系的合力為

2 建立全機(jī)虛擬樣機(jī)模型

全機(jī)虛擬樣機(jī)模型包括主起落架、前起落架、機(jī)身和機(jī)輪子系統(tǒng)[6-8]。

2.1 建立起落架模型

建立起落架虛擬樣機(jī)模型的過(guò)程如下：

1）幾何建模。

建立起落架模型的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，在 ADAMS/Aircraft的Template Builder 界面中利用硬點(diǎn)和結(jié)構(gòu)框架點(diǎn)建立起落架幾何模型。

2）施加力和約束。

起落架軸向力sF可以表示為支柱內(nèi)空氣壓縮產(chǎn)生的彈簧力Fa、油液阻尼力Fh、結(jié)構(gòu)限制力Fl和內(nèi)部摩擦力 Ff的合力，即

其中，由于氣體受壓縮是一個(gè)瞬態(tài)的絕熱過(guò)程，和外界沒(méi)有能量交換，根據(jù)熱力學(xué)公式可知空氣彈簧力的計(jì)算公式為

式中：PAir0為空氣腔初始?jí)簭?qiáng)；VAir0為空氣腔初始體積；PAMB為大氣壓強(qiáng)；AAir為活塞桿外截面面積；s為減震支柱壓縮行程；γ為氣體多變指數(shù)。

油液阻尼力按照ADAMS/Aircraft 提供的基于方程的不可壓縮油液阻尼力來(lái)定義，其計(jì)算表達(dá)式為

式中：ρ為油液密度；AFL為主油腔有效壓油面積；Apin為油針面積；VFL為油液流過(guò)油孔的流速。

減震支柱伸展和壓縮止動(dòng)點(diǎn)的結(jié)構(gòu)限制力為

式中：μ為緩沖器行程。

內(nèi)部摩擦力按照ADAMS/Aircraft 中提供的軸承對(duì)來(lái)定義，其計(jì)算表達(dá)式為

式中：μf為結(jié)構(gòu)摩擦系數(shù)；Nb_net為軸承法向壓力。

分別建立上述減震支柱軸向力后，根據(jù)各部件間的運(yùn)動(dòng)關(guān)系，定義各部件間的約束關(guān)系。

3）建立通訊器。

已經(jīng)建立好的起落架模型需要?jiǎng)?chuàng)建一系列的通訊器（communicator）來(lái)定義起落架與輪胎、機(jī)身模型之間的聯(lián)系，例如位置關(guān)系、力的傳遞、速度關(guān)系等信息。兩個(gè)模型之間通過(guò)一對(duì)屬性相同的通訊器進(jìn)行數(shù)據(jù)交換。在起落架模型中，利用通訊器從機(jī)身模型中得到飛機(jī)的質(zhì)量和重心位置信息，將輪胎位置、起落架和輪胎相互作用力加載位置等信息傳遞給機(jī)輪模型。

2.2 建立機(jī)輪模型

DAMS/Aircraft 中機(jī)輪模型通過(guò)修改機(jī)輪屬性文件建立。輪胎力的大小及方向通過(guò)計(jì)算輪胎與地面間的相對(duì)位置來(lái)完成。輪胎在垂直方向上，可以將其看作一個(gè)彈簧阻尼系統(tǒng)，其垂直力用下式表示：

輪胎的水平運(yùn)動(dòng)有彈性變形和完全滑移兩種情況，其水平反力是垂直反力的函數(shù)。

彈性變形狀態(tài)：

完全滑移狀態(tài)：

2.3 建立機(jī)身模型

建立機(jī)身虛擬樣機(jī)模型的過(guò)程如下：

1）幾何建模。

建立機(jī)身模型的外形結(jié)構(gòu)特征。先在3DS Max中建立機(jī)身的幾何模型，然后導(dǎo)入ADAMS/Aircraft中完成建模。

2）施加氣動(dòng)力。

ADAMS/Aircraft 中的氣動(dòng)力包括點(diǎn)力和力矩，它的大小和方向由以下參數(shù)決定：攻角α、攻角變化率、俯角變化率和側(cè)滑角β。攻角和側(cè)滑角在氣動(dòng)力的屬性文件中影響非線性負(fù)載系數(shù)，俯角和攻角用來(lái)計(jì)算縱搖阻尼力矩。ADAMS/Aircraft中的氣動(dòng)力隨著攻角、側(cè)滑角和縱搖阻尼力矩非線性變化。ADAMS/Aircraft中，升力系數(shù)為

升力的計(jì)算公式如下

當(dāng)速度低于 VFF時(shí)，STEP 函數(shù)平緩地將力減為零。

3）施加發(fā)動(dòng)機(jī)推力。

這是一個(gè)矢量力，力在z軸方向的分量由油門(mén)設(shè)置來(lái)確定。

4）建立通訊器。

定義機(jī)身模型與其他模型間的約束關(guān)系。

2.4 模型組裝

將建好的起落架模型、機(jī)輪模型和機(jī)身模型組裝成全機(jī)虛擬樣機(jī)，此樣機(jī)包含了飛機(jī)所有的結(jié)構(gòu)信息和運(yùn)動(dòng)學(xué)信息。飛機(jī)的整體虛擬樣機(jī)模型如圖2和圖3所示。

圖2 飛機(jī)模型渲染視圖

圖3 飛機(jī)模型框架圖

3 仿真分析

假定目標(biāo)艦載機(jī)在規(guī)定的著艦構(gòu)型狀態(tài)下，水平著艦速度為Vh=66.5 m/s，垂直著艦速度為Vv=4.65 m/s，對(duì)稱著艦的迎角α為10°氣動(dòng)力特性為起降構(gòu)型，無(wú)側(cè)風(fēng)。在上述條件下對(duì)其逃逸過(guò)程進(jìn)行仿真，其結(jié)果如圖4～6所示。

圖4 飛機(jī)逃逸過(guò)程氣動(dòng)力歷程

圖5 飛機(jī)逃逸前、主輪胎支反力

圖6 飛機(jī)逃逸軌跡

假設(shè)飛機(jī)機(jī)身為剛體，在逃逸過(guò)程中質(zhì)量不變，不考慮地球曲率和旋轉(zhuǎn)，飛機(jī)為固定操作，即發(fā)動(dòng)機(jī)推力和舵偏角不變。此時(shí)，飛機(jī)逃逸過(guò)程中所受氣動(dòng)力歷程如圖4所示。

圖5所示的是飛機(jī)逃逸時(shí)前、主起落架輪胎支反力時(shí)間歷程對(duì)比。從圖中可以看出，飛機(jī)主輪接地后，經(jīng)過(guò)0.02 s 前輪接地，在0.3 s后抬起前輪，經(jīng)過(guò)幾次較小的顛簸，在1.28 s后主輪離地。

由圖6可以看出飛機(jī)在斜甲板上的逃逸滑跑距離為91 m，符合安全逃逸的要求。

4 結(jié)論

通過(guò)對(duì)目標(biāo)艦載機(jī)逃逸過(guò)程的仿真分析，體現(xiàn)了ADAMS/Aircraft 在建立全機(jī)虛擬樣機(jī)以及進(jìn)行仿真計(jì)算方面具有很好的實(shí)用性；另外，仿真結(jié)果表明，目標(biāo)艦載機(jī)在著艦構(gòu)型下具有良好的逃逸性能。由于逃逸過(guò)程經(jīng)歷的時(shí)間遠(yuǎn)小于載艦縱搖周期，且載艦縱搖對(duì)逃逸滑跑距離影響較小，本文未考慮載艦縱搖因素。但載艦縱搖對(duì)艦載機(jī)逃逸離艦后的軌跡下沉有一定影響，因此有必要進(jìn)行進(jìn)一步的分析。

[1]勵(lì)纓,溫瑋,金長(zhǎng)江.艦載飛機(jī)逃逸復(fù)飛動(dòng)力學(xué)特性研究[J].成都:四川科學(xué)技術(shù)出版社,飛行力學(xué),1994,6(12):1-9.

[2]飛機(jī)起落架強(qiáng)度設(shè)計(jì)指南[K].航空航天部科學(xué)技術(shù)委員會(huì)編著,1989.

[3]ARGERSUBGER W J.The launching and landing of carrier aircraft (Part Four)[R].AD-21570.

[4]ETKIN B.Dynamics of Atmospheric Flight[M].New York:John and Sons,Inc.,1972.

[5]方振平.飛機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2004.

[6]MDI.Using ADAMS/Aircraft:getting started[K].2002.

[7]MDI.Using ADAMS/Aircraft[K].Building Templates in ADAMS/Aircraft,2002.

[8]MDI.Using ADAMS/Aircraft[K].Tire Modeling in ADAMS/Aircraft,2002.