車競, 和爭春

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力學(xué)研究所, 四川 綿陽 621000)

艦載機(jī)彈射起飛動力學(xué)仿真與安全邊界評估

車競, 和爭春

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力學(xué)研究所, 四川 綿陽 621000)

為了研究影響艦載機(jī)彈射起飛安全性的因素,在艦載機(jī)彈射起飛動力學(xué)模型的基礎(chǔ)上,設(shè)計了標(biāo)準(zhǔn)起飛航跡并進(jìn)行了數(shù)值仿真。分別對航母、飛機(jī)、環(huán)境等參數(shù)對安全起飛的影響規(guī)律進(jìn)行了仿真研究,然后對多種參數(shù)的組合影響進(jìn)行了仿真分析,最終獲得了安全起飛的邊界參數(shù)。

艦載機(jī); 彈射起飛; 動力學(xué)仿真; 安全邊界

0 引言

艦載機(jī)的彈射起飛主要依靠航母上的彈射器助推,借助強(qiáng)大的拉力使其在較短的距離達(dá)到起飛條件,多用于大型航母上的固定翼重型噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)和預(yù)警機(jī)。美、俄、法等發(fā)達(dá)國家的艦載機(jī)起降技術(shù)已經(jīng)比較成熟,對彈射起飛和滑躍起飛方式均進(jìn)行了大量研究,并形成了操作程序規(guī)范;但仍然不斷采用新技術(shù)提高艦載機(jī)起降過程的安全性[1-3]。國內(nèi)對艦載機(jī)彈射起飛動力學(xué)的研究也正逐步展開:王俊彥等[4]對航母縱搖情況下的艦載機(jī)彈射起飛進(jìn)行了建模及控制律設(shè)計;郭元江等[5]研究了甲板風(fēng)、地效及縱搖對彈射起飛的影響;隋成國等[6]建立了彈射起飛的動力學(xué)虛擬樣機(jī),初步探討了彈射起飛安全性;楊磊松[7]對彈射起飛過程進(jìn)行了仿真分析,討論了艦載機(jī)的起飛質(zhì)量、發(fā)動機(jī)推力和初始迎角對離艦下沉量的影響?？偟膩碚f,國內(nèi)的研究著重突出艦載機(jī)彈射起飛的單一因素影響,對航母運(yùn)動、環(huán)境擾動、起落架運(yùn)動、機(jī)艦適配等諸多因素進(jìn)行了較多簡化,全面細(xì)致的建模、仿真與起飛安全邊界評估仍然缺乏。

本文以美國“尼米茲”級航母和F/A-18艦載機(jī)為參考對象,建立了彈射起飛階段的動力學(xué)與運(yùn)動學(xué)模型,對彈射起飛標(biāo)準(zhǔn)過程進(jìn)行了數(shù)值仿真,并在此基礎(chǔ)上全面評估了飛機(jī)特性、航母特性、彈射器模型、環(huán)境特性、機(jī)艦適配等因素對安全起飛的影響,得到了安全起飛邊界參數(shù)。

1 彈射起飛動力學(xué)方程組

艦載機(jī)彈射起飛階段的動力學(xué)模型是典型的剛體與柔性體耦合的多體動力學(xué)問題。本文在甲板坐標(biāo)系Ojxjyjzj上分別建立飛機(jī)剛性本體和起落架輪胎系統(tǒng)的動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)模型。甲板坐標(biāo)系原點(diǎn)位于甲板上彈射器沖程起點(diǎn),Ojxj軸指向艦首,Ojyj軸垂直于甲板向上,Ojzj軸指向符合右手法則。

1.1 輪胎與起落架系統(tǒng)動力學(xué)方程

假設(shè)起落架與輪胎軸線在起飛滑跑過程中與甲板保持近似垂直,運(yùn)用輪胎動力學(xué)方程對輪胎進(jìn)行積分,得到相對于甲板坐標(biāo)系Ojyj方向的動力學(xué)方程組:

(1)

式中:Qey,Qky分別為牽連慣性力和柯氏慣性力在甲板坐標(biāo)系Ojyj方向上的分量;Q為起落架支反力;θm為艦船縱搖參數(shù);下標(biāo)l表示輪胎。

1.2 飛機(jī)剛性體動力學(xué)方程

飛機(jī)在甲板坐標(biāo)系下的縱向質(zhì)心運(yùn)動學(xué)與動力學(xué)方程組為:

(2)

式中:mf為飛機(jī)質(zhì)量,不包括前后起落架及輪胎;Fa,P,T,f,ae,ac,Q分別為空氣動力、彈射器拉力、發(fā)動機(jī)推力、輪胎摩擦力、牽連加速度、柯氏加速度以及起落架支反力;M為力矩;Jz為對體軸系z軸的慣性矩;下標(biāo)j表示相對于甲板坐標(biāo)系;下標(biāo)n,m分別表示前、后起落架。

2 彈射起飛標(biāo)準(zhǔn)航跡仿真

參考美國現(xiàn)役航母和艦載機(jī)參數(shù)(見圖1)設(shè)定:彈射沖程L3=70 m,沖程結(jié)束后甲板長度L4=40 m;航母速度30 kn,航向偏度0°;艦載機(jī)預(yù)置俯仰舵偏角-10°。彈射沖程結(jié)束后,采用速度追蹤導(dǎo)引法將飛機(jī)導(dǎo)引至一遠(yuǎn)高點(diǎn)。設(shè)計了標(biāo)準(zhǔn)彈射起飛航跡,仿真結(jié)果如圖2所示。圖中:Sq為起落架壓縮量,“-”為壓縮,“+”為離甲板高度;α,θ分別為飛機(jī)的迎角和航跡傾角;下標(biāo)n,m分別表示前、后起落架。

圖1 艦船尺寸Fig.1 Size definition of carrier

圖2 標(biāo)準(zhǔn)起飛航跡曲線Fig.2 Standard take-off path curves

在標(biāo)準(zhǔn)參數(shù)設(shè)置和起飛航跡下,彈射器模型合理,彈射結(jié)束后飛機(jī)達(dá)到起飛速度70 m/s;俯仰舵偏角預(yù)置偏保守,彈射結(jié)束后前起落架突伸,飛機(jī)迅速抬頭達(dá)到起飛迎角,隨即抬輪起飛,此時距離艦首仍有10 m的距離。起落架參數(shù)設(shè)置合理,飛機(jī)滑跑過程中姿態(tài)與垂直方向速度振蕩輕微。

3 安全邊界評估

在標(biāo)準(zhǔn)起飛參數(shù)的基礎(chǔ)上,對航母運(yùn)動參數(shù)、飛機(jī)預(yù)置姿態(tài)、起飛質(zhì)量、航母尺寸參數(shù)等的散布進(jìn)行單項(xiàng)與組合仿真研究,得到安全起飛的參數(shù)邊界。本文規(guī)定起飛下沉量dy<3 m可安全起飛。

3.1 單項(xiàng)因素影響仿真

在標(biāo)準(zhǔn)航跡參數(shù)下,分別改變艦船前進(jìn)速度V、離艦速度Vc、艦船縱搖幅度θm、縱搖周期Tm、垂蕩幅值Ym、彈射沖程L3、預(yù)置俯仰角dz及飛機(jī)質(zhì)量mf等參數(shù),考察它們對安全起飛的影響。仿真結(jié)果如圖3～圖8所示。由仿真結(jié)果可以看出:

(1)艦船速度影響:當(dāng)速度小于7.5 m/s(合14 kn)時,離艦速度達(dá)不到最大下沉量超過3 m的規(guī)定,其臨界艦船速度為7.5 m/s,臨界起飛速度66 m/s,在離艦后起飛。

(2)縱搖幅度影響:當(dāng)縱搖周期為10 s時,縱搖幅度不超過3.5°,可安全起飛,此時安全起飛在離艦后離艦軌跡下沉2.23 m后拉起,離艦速度71.89 m/s,離艦迎角3.94°。

(3)縱搖周期影響:當(dāng)周期在6.3～8.95 s之間時,飛機(jī)不能安全起飛。艦船縱搖周期對起飛速度影響較小,但對起飛迎角影響較大,說明在此段縱搖頻率之間,飛機(jī)未達(dá)到安全起飛迎角。

(4)艦船垂蕩影響:0～4 m的垂蕩幅值對當(dāng)前航母速度和艦載機(jī)情況是安全的。其他仿真結(jié)果也表明,4～10 s垂蕩周期內(nèi),艦載機(jī)在4 m以下的垂蕩幅值范圍內(nèi)能夠安全起飛。

(5)彈射沖程影響:當(dāng)前條件下,保證安全起飛的彈射沖程不能低于50 m。當(dāng)然,若能增大飛機(jī)發(fā)動機(jī)推力、減小飛機(jī)質(zhì)量、增大彈射器功率,彈射沖程可進(jìn)一步減小。

(6)起飛質(zhì)量影響:起飛質(zhì)量超過29 t時,彈射器和發(fā)動機(jī)推力將無法在有限飛行甲板長度內(nèi)將飛機(jī)加速至起飛速度,因此,現(xiàn)有能力內(nèi)起飛質(zhì)量低于29 t可安全起飛。

圖3 艦船速度V、下沉量dy與離艦速度Vc的關(guān)系Fig.3 Relationship of V, dy and Vc

圖4 下沉量dy、離艦速度Vc與艦船縱搖幅度θm的關(guān)系Fig.4 Relationship of dy, Vc and θm

圖5 下沉量dy、離艦速度Vc與艦船縱搖周期Tm的關(guān)系Fig.5 Relationship of dy, Vc and Tm

圖6 下沉量dy、離艦速度Vc與艦船垂蕩Ym的關(guān)系Fig.6 Relationship of dy, Vc and Ym

圖7 下沉量dy、離艦速度Vc與彈射沖程L3的關(guān)系Fig.7 Relationship of dy, Vc and L3

圖8 下沉量dy、離艦速度Vc與飛機(jī)質(zhì)量mf的關(guān)系Fig.8 Relationship of dy, Vc and mf

3.2 航母運(yùn)動因素影響仿真

為考察航母運(yùn)動對安全起飛的影響,進(jìn)行多項(xiàng)參數(shù)組合仿真。本文考慮艦船前進(jìn)速度、縱搖幅值、縱搖周期、垂蕩幅值的綜合影響,進(jìn)行了4組仿真,每組400次,仿真結(jié)果如表1所示。

表1 航母運(yùn)動參數(shù)組合仿真Table 1 Simulation of combined parameters for carrier

仿真顯示,若提高艦船速度,減小縱搖幅度,可顯著提高安全起飛概率P。第4組仿真安全概率達(dá)到94.5%,400次仿真中僅有22次下沉量超過3 m規(guī)定,主要由于較小的艦船速度使得甲板風(fēng)不足以及縱搖幅值較大導(dǎo)致。

3.3 起飛環(huán)境因素影響仿真

將彈射沖程、起飛質(zhì)量、預(yù)置舵偏角三個因素組合在一起稱為起飛環(huán)境,研究它們對安全起飛性能的影響,進(jìn)行了3組仿真,每組400次,仿真結(jié)果如表2所示。

第3種組合方式下,安全起飛概率高達(dá)98.8%,400次仿真中僅有5次下沉量超過3 m的規(guī)定,5次仿真中彈射沖程均不足60 m,起飛質(zhì)量接近26 t,導(dǎo)致飛機(jī)達(dá)不到安全起飛速度。

表2 起飛環(huán)境參數(shù)組合仿真Table 2 Simulation of combined parameters for circumstance

通過單項(xiàng)和組合仿真,初步得到艦載機(jī)彈射起飛的安全參數(shù)邊界(下沉量小于3 m,安全起飛概率大于99%):艦船前進(jìn)速度不小于14 kn,航母縱搖幅值小于3.5°,縱搖周期位于6～9 s之外,垂蕩幅值小于4 m,彈射沖程大于60 m,飛機(jī)預(yù)置俯仰舵偏角小于-2°,起飛質(zhì)量小于26 t。

4 結(jié)束語

艦載機(jī)彈射起飛是一個復(fù)雜的動力學(xué)過程,涉及到航母運(yùn)動、環(huán)境擾動、飛機(jī)與航母的匹配、滑跑姿態(tài)預(yù)置等因素。本文在艦載機(jī)起飛動力學(xué)模型的基礎(chǔ)上,進(jìn)行了標(biāo)準(zhǔn)起飛航跡設(shè)計與安全邊界評估工作,得到了航母、飛機(jī)、環(huán)境等參數(shù)對安全起飛的影響規(guī)律,以及初步的安全起飛參數(shù)組合邊界,可為航母、艦載機(jī)匹配設(shè)計提供參考。

[1] Gelhauson P,MyBlebust A.Improving aircraft conceptual design tools—new enhancements to ACSYNT[R].AIAA-93-3970,1993.

[2] Rao P S,Saraf A.Performance analysis and control design for ski-jump take off[R].AIAA-2003-5412,2003.

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[5] 郭元江,李會杰,申功璋,等.復(fù)雜環(huán)境下艦載機(jī)彈射起飛環(huán)境因素建模分析[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報,2011,37(7):877-881.

[6] 隋成國,許鋒,聶宏.艦載機(jī)彈射起飛動力學(xué)虛擬試驗(yàn)研究[J].中國機(jī)械工程,2013,24(4):522-527.

[7] 楊磊松.艦載機(jī)彈射起飛動力學(xué)仿真分析[D].南京:南京航空航天大學(xué),2011.

(編輯：李怡)

Dynamic simulation and safe boundary evaluation of CATO for carrier-based aircraft

CHE Jing, HE Zheng-chun

(Computational Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China)

To study the safety factor of catapult-assisted take-off(CATO) for carrier-based aircraft, a normal flight path was designed and simulated numerically on the basis of the mathematical model. The influences of the single and combined parameters, such as carrier, aircraft and circumstance, on the safe takeoff were evaluated and analyzed. Finally, primary safe boundaries were obtained.

carrier-based aircraft; catapult-assisted take-off; dynamic simulation; safe boundary

2014-03-31;

2014-07-24;

時間:2014-10-24 12:09

車競(1977-)，男，四川成都人，副研究員，博士，研究方向?yàn)轱w行器設(shè)計。

V212.13

A

1002-0853(2015)01-0009-04