朱齊丹, 劉恒, 李曉琳

(哈爾濱工程大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院, 黑龍江 哈爾濱 150001)

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艦載機(jī)偏心情況下彈射起飛研究

朱齊丹, 劉恒, 李曉琳

(哈爾濱工程大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院, 黑龍江 哈爾濱 150001)

摘要:在研究艦載機(jī)彈射過(guò)程中,考慮彈射桿形變、輪胎的滾動(dòng)摩擦力和側(cè)向滑動(dòng)摩擦力對(duì)彈射起飛的影響,通過(guò)建立完整的蒸汽彈射器模型和艦載機(jī)六自由度動(dòng)力學(xué)模型,并分析艦載機(jī)與彈射裝置之間的銜接情況,分析不同偏心距情況下艦載機(jī)運(yùn)動(dòng)姿態(tài)、彈射桿和彈射器的受力。艦載機(jī)在偏心情況下會(huì)發(fā)生滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)與偏航運(yùn)動(dòng),進(jìn)而使彈射桿受到垂直于艦載機(jī)運(yùn)動(dòng)方向的側(cè)偏力。仿真結(jié)果表明:側(cè)偏力的產(chǎn)生原因主要是滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和偏航運(yùn)動(dòng),偏心距越大,彈射桿所受的側(cè)偏力越大,而俯仰角幾乎不變;汽缸有桿腔壓力隨著初始偏心距增大而有小幅下降,但變化不明顯,因而艦載機(jī)的速度也有小幅下降。

關(guān)鍵詞:艦載機(jī); 彈射起飛; 偏心距離; 彈射桿; 汽缸

0引言

艦載機(jī)彈射系統(tǒng)是艦載機(jī)安全起飛的有力保障,目前主要采用蒸汽彈射技術(shù)。彈射桿是彈射裝置和艦載機(jī)之間的主要銜接裝置,在彈射過(guò)程中所受到的載荷是艦載機(jī)正常起飛的決定性因素。國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)艦載機(jī)彈射起飛過(guò)程進(jìn)行了大量研究。文獻(xiàn)[1]描述了蒸汽彈射器的結(jié)構(gòu)及設(shè)計(jì),分析了系統(tǒng)的性能。文獻(xiàn)[2]對(duì)A-6A飛機(jī)與航母適配性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究。文獻(xiàn)[3]對(duì)艦載機(jī)的前起落架拖拽彈射進(jìn)行了全尺寸的實(shí)驗(yàn)研究。文獻(xiàn)[4]對(duì)彈射滑跑過(guò)程、離艦軌跡和著艦動(dòng)力學(xué)過(guò)程進(jìn)行了分析和研究。文獻(xiàn)[5]對(duì)引起前起落架在突卸負(fù)荷時(shí)發(fā)生振動(dòng)的牽制桿裝置進(jìn)行了分析研究。文獻(xiàn)[6]在六自由度彈射起飛動(dòng)力學(xué)模型的基礎(chǔ)上,考慮了起落架輪胎力以及彈射桿與起落架的鉸接方式,對(duì)艦載機(jī)偏中心定位過(guò)程進(jìn)行了仿真分析。

以前的研究成果主要涉及甲板上的彈射拖拽動(dòng)力學(xué)、起落架緩沖器突伸動(dòng)力學(xué)、艦載機(jī)彈射起飛-艦-氣流綜合效應(yīng)以及彈射起飛前起落架振動(dòng)等方面,而未考慮在建立完整蒸汽彈射系統(tǒng)的情況下艦載機(jī)的運(yùn)動(dòng)情況。由于初始偏心導(dǎo)致彈射桿承受附加的橫側(cè)向力非常復(fù)雜,而彈射裝置與滑軌之間的摩擦力也會(huì)影響蒸汽彈射系統(tǒng)的性能。因此,本文針對(duì)艦載機(jī)初始偏心致使彈射桿載荷以及汽缸壓力發(fā)生的變化進(jìn)行仿真研究,并對(duì)彈射桿載荷動(dòng)力學(xué)成因進(jìn)行了分析,基于工程實(shí)踐情況,設(shè)計(jì)彈射桿的承載力。

1艦載機(jī)蒸汽彈射系統(tǒng)建模

1.1汽缸建模

圖1　儲(chǔ)汽筒放氣模型示意圖Fig.1　The schematic of accumulator’s bleed model

放氣過(guò)程是絕熱放氣[7],各狀態(tài)量之間的關(guān)系滿(mǎn)足式(1)～式(5)。式中:b1為臨界壓力比,一般取值0.2～0.5,本文統(tǒng)一取0.46;Qm1為從儲(chǔ)汽筒流入汽缸的蒸汽流量。

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圖2　汽缸做功過(guò)程模型示意圖Fig.2　The schematic diagram of cylinder’s working model

根據(jù)典型的雙作用氣壓傳動(dòng)系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性研究[7],可得式(6)～式(12),其中Qm2為從汽缸無(wú)桿腔流出的蒸汽流量。

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彈射器所受的彈射力為:

位于武定西門(mén)的北環(huán)西橋橋梁工程，是跨護(hù)城河的一座上承式實(shí)腹式拱橋，橋梁主體凈跨 20m，拱板凈高6.04m，橋梁?jiǎn)畏鶎挾?5m，基坑開(kāi)挖時(shí)距基底邊線(xiàn)預(yù)留1.5m的工作寬度。 基坑開(kāi)挖平均深度為8.5m。在基坑?xùn)|側(cè)有高壓變壓器，西側(cè)有兩棟未拆遷樓房，南側(cè)有城墻，北側(cè)有城市主干道路（雁同東路），施工現(xiàn)場(chǎng)可用場(chǎng)地十分有限，基坑開(kāi)挖邊坡較陡，綜合考慮到安全等各方面因素，需對(duì)基坑邊坡支護(hù)處理。

(13)

1.2艦載機(jī)彈射起飛六自由度動(dòng)力學(xué)建模

本文中艦載機(jī)采用前輪拖拽式的彈射方式,由文獻(xiàn)[8]可知,艦載機(jī)的初始偏心距為前起落架相對(duì)于滑軌的偏差,如圖3所示。

圖3　艦載機(jī)初始偏心距Fig.3　The initial eccentricity of aircraft

圖中：A點(diǎn)為艦載機(jī)前起落架投影到甲板上的位置;B點(diǎn)和C點(diǎn)分別為艦載機(jī)后面的左、右起落架投影到甲板上的位置;Oc為艦載機(jī)質(zhì)心投影到甲板上的位置;dy為初始偏心距;ψ0為前起落架因?yàn)槌跏计南鄬?duì)于彈射軌道的進(jìn)入角;L1和L2分別為艦載機(jī)的質(zhì)心到后面左、右起落架連線(xiàn)的距離與到前起落架的距離;L3為前起落架與后起落架之間的距離;L4為后面左、右起落架距離的一半。

進(jìn)入角ψ0可由dy求出:

(14)

隨著彈射桿拽著前起落架向前運(yùn)動(dòng),艦載機(jī)由于初始偏心,考慮到輪胎地面的摩擦力與側(cè)滑力,會(huì)使艦載機(jī)左右起落架所受的支反力不平衡,因此艦載機(jī)會(huì)發(fā)生滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。與此同時(shí),輪胎的摩擦力與側(cè)滑力會(huì)使艦載機(jī)沿zd軸(zd軸根據(jù)圖3中xd與yd軸按右手法則確定)轉(zhuǎn)動(dòng),因此偏航角在進(jìn)入角的基礎(chǔ)上也發(fā)生了變化,設(shè)艦載機(jī)沿zd軸轉(zhuǎn)動(dòng)的角速度為ωz,則偏航角ψ為:

(15)

彈射過(guò)程中,艦載機(jī)的受力如圖4所示。其中,各參數(shù)定義為:艦載機(jī)所受的重力mg;前起落架受彈射桿的拉力F(三軸的分量分別為Fcx,Fcy,Fcz);甲板對(duì)前起落架連接的輪胎產(chǎn)生的摩擦力Fnf;輪胎的支反力Nn;后左右起落架連接的輪胎分別受摩擦力Fm1和Fm2;側(cè)滑力Sm1和Sm2;支反力Nm1和Nm2。

圖4　艦載機(jī)彈射過(guò)程中的受力分析Fig.4　Force analysis of aircraft’s catapult process

由圖可列出艦載機(jī)彈射過(guò)程中的六自由度動(dòng)力學(xué)方程:

(16a)

(16b)

2彈射裝置及輪胎的受力分析

2.1彈射裝置運(yùn)動(dòng)及受力分析

2.1.1 彈射裝置的運(yùn)動(dòng)分析

艦載機(jī)彈射桿與起落架的鏈接方式如圖5所示。由圖可知,彈射桿可隨著艦載機(jī)的俯仰運(yùn)動(dòng)而發(fā)生軸向的伸縮,因此套在緩沖支柱的轉(zhuǎn)動(dòng)套管也隨著彈射桿的伸縮沿緩沖支柱上下運(yùn)動(dòng)。彈射角決定彈射桿與彈射拖索之間的距離,故彈射角隨艦載機(jī)的俯仰運(yùn)動(dòng)的變化如下:

(17)

圖5　艦載機(jī)彈射裝置的結(jié)構(gòu)Fig.5　The structure of aircraft catapult device

艦載機(jī)起落架受到彈射裝置底部蒸汽彈射器的活塞所產(chǎn)生的彈射力FT,由圖2 中艦載機(jī)的受力分析以及圖3中彈射桿的受力可知,前起落架受彈射桿的拉力沿x軸的分量為Fcx=FTcosθc。

2.1.2彈射裝置的受力分析

假設(shè)彈射桿在艦載機(jī)偏中心彈射運(yùn)動(dòng)過(guò)程中,由于其滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和偏航運(yùn)動(dòng)而導(dǎo)致彈射桿在z軸和y軸上產(chǎn)生了一定形變,分別為Δz和Δy:

(18)

進(jìn)而在這兩個(gè)方向上產(chǎn)生力Fcz和Fcy為:

(19)

式中:C1和C2分別為彈射桿的彈性系數(shù)和阻尼系數(shù)。

2.2輪胎受力分析

起落架的輪胎主要受到地面的支持力N、沿速度方向的滾動(dòng)摩擦力Fm和與速度垂直方向的滑動(dòng)摩擦力Sm(即側(cè)滑力)。

2.2.1地面支持力

后起落架輪胎的支反力之差ΔFs是由滾轉(zhuǎn)角引起的,假設(shè)其彈性系數(shù)和阻尼系數(shù)分別為K1和K2?？汕蟮?

(20)

2.2.2輪胎的滾動(dòng)摩擦力

起落架輪胎的滾動(dòng)摩擦力大小與起落架的支持力有關(guān):

Ff=μmg

(21)

式中:μ為輪胎的滾動(dòng)摩擦系數(shù)。方向與輪胎的運(yùn)動(dòng)方向相反。

2.2.3輪胎的滑動(dòng)摩擦力

對(duì)于后面的左右起落架,由于在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中除了被彈射裝置向前拽動(dòng)時(shí)受到的滾動(dòng)摩擦力,還包括由于偏航角帶來(lái)的側(cè)向滑動(dòng)引起的滑動(dòng)摩擦力。起落架輪胎的滑動(dòng)摩擦力即側(cè)滑力方向與輪胎的運(yùn)動(dòng)方向垂直,設(shè)滾動(dòng)摩擦力的方向相對(duì)于艦載機(jī)初始進(jìn)入角的偏角為輪胎的側(cè)偏角,而后面的左右起落架的側(cè)偏角為:

(22)

由彈性輪胎力學(xué)試驗(yàn)可以得出輪胎側(cè)向的滑動(dòng)摩擦力與側(cè)偏角之間的關(guān)系為:

(23)

式中:D為輪胎直徑;W為輪胎寬度;p為輪胎實(shí)際充氣壓力;pR為輪胎的額定充氣壓力;Cc為輪胎的側(cè)偏航系數(shù),取決于輪胎的類(lèi)型。

3艦載機(jī)偏心彈射起飛仿真分析

根據(jù)上文建立的艦載機(jī)蒸汽彈射器模型、艦載機(jī)彈射起飛的六自由度動(dòng)力學(xué)方程,以及彈射裝置和輪胎的受力分析設(shè)計(jì)仿真模型,在matlab中采用數(shù)值求解的方法對(duì)艦載機(jī)偏中心彈射起飛進(jìn)行數(shù)值仿真。并假設(shè)艦載機(jī)的偏心距分別為0.15 m,0.30 m,0.45 m,0.60 m,質(zhì)量為33 000 kg。艦載機(jī)偏心情況的仿真結(jié)果如圖6所示。

圖6　仿真結(jié)果曲線(xiàn)Fig.6　Curves of simulation results

由圖6可知:初始偏心距越大,艦載機(jī)的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和偏航運(yùn)動(dòng)越明顯。在彈射初期,滾轉(zhuǎn)角和偏航角的變化較大,而到末期變化趨于平穩(wěn),并且滾轉(zhuǎn)角過(guò)零點(diǎn)的時(shí)間是相同的;艦載機(jī)的俯仰角不隨初始偏心距的變化而變化,但在彈射過(guò)程中出現(xiàn)較高頻率的振蕩。艦載機(jī)偏中心彈射過(guò)程中,由于艦載機(jī)的偏航運(yùn)動(dòng)和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)會(huì)引起彈射桿受y軸方向上的側(cè)偏力Fcy,并且隨著偏心距的增大Fcy也隨之增大,彈射初期彈射桿所受的側(cè)偏力較大,最大達(dá)到18 kN。而艦載機(jī)的末速也會(huì)隨著偏心距的增大而減小,在偏心為0.6 m時(shí)減小到70.23 m/s。

圖中,隨著偏心距的增加,汽缸有桿腔的壓力會(huì)有小幅下降,但變化趨勢(shì)均一致,因此汽缸有桿腔壓力受偏心距的影響較小。因?yàn)閺椛溲b置與滑梭之間的摩擦力相對(duì)于彈射力來(lái)說(shuō)比較小,所有甲板上部分艦載機(jī)偏心對(duì)汽缸部分影響較小。這也是艦載機(jī)速度會(huì)有小幅下降的原因。

4結(jié)論

(1)在艦載機(jī)初始偏心的彈射過(guò)程中,初始偏心距通過(guò)影響艦載機(jī)的偏航運(yùn)動(dòng)和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)進(jìn)而影響彈射桿所受的附加側(cè)偏力,但對(duì)艦載機(jī)的俯仰運(yùn)動(dòng)影響較小。

(2)汽缸有桿腔壓力隨著初始偏心距增大而有小幅下降,但變化不明顯,因此艦載機(jī)的速度也有小幅下降,但不影響艦載機(jī)的正常起飛。

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(編輯：方春玲)

Research on carrier-based aircraft catapult launching in the case of different eccentricity

ZHU Qi-dan, LIU Heng, LI Xiao-lin

(College of Automation, Harbin Engineering University, Harbin 150001, China)

Abstract:During the process of aircraft catapult research, considering the influence on catapult takeoff caused by the deformation of catapulting bar and the rolling and side-sliding friction of tire, by establishing complete steam catapult model and carrier aircraft six degrees of freedom dynamic model and analyzing the convergence situation between aircraft carrier and catapult device, the aircraft carrier motion and the force on the catapulting bar at different eccentricity are analyzed. In the case of eccentricity, the aircraft will present rolling and yawing movement, resulting in the force in the vertical movement of aircraft. The simulation results show that the main cause of bending movement and torque is rolling and yawing movement, and the greater the eccentricity is, the larger the force on the catapulting bar is. But the pitch angle is almost unchanged. The pressure of the cylinder with piston presents a slight decrease as the increase of initial eccentricity, so the speed of aircraft has a slight decrease.

Key words:carrier-based aircraft; catapult launching; eccentricity; catapulting bar; cylinder

中圖分類(lèi)號(hào)：V212.1; V271.4

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1002-0853(2016)02-0010-05

作者簡(jiǎn)介:朱齊丹(1963-)，男，黑龍江哈爾濱人，教授，研究方向?yàn)闄C(jī)器智能感知與艦載機(jī)起降。

基金項(xiàng)目:國(guó)家自然科學(xué)基金資助(61104037，61304060)；國(guó)家科技合作專(zhuān)項(xiàng)基金資助(2013DFR10030)；中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費(fèi)專(zhuān)項(xiàng)基金資助(HEUCF041307，HEUCFX41304)

收稿日期:2015-07-21;

修訂日期:2015-11-30; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2016-01-10 14:09