高華峰，張曉晴，李志強(qiáng)，張 閏，李永剛，朱小龍

(1.華南理工大學(xué) 土木與交通學(xué)院，廣州 510641；2.太原理工大學(xué) 力學(xué)學(xué)院，太原 030006；3.成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司，成都 610092)

艦載飛機(jī)攔阻著艦的過程為：艦載飛機(jī)順利進(jìn)場后，攔阻鉤鉤住攔阻索向前滑行，攔阻索帶動(dòng)攔阻裝置產(chǎn)生阻力，強(qiáng)制使飛機(jī)制動(dòng)，直至飛機(jī)減速為零。艦載飛機(jī)的攔阻著艦過程是艦載飛機(jī)事故率最高的階段。因此，對(duì)艦載飛機(jī)攔阻著艦過程進(jìn)行安全可靠性分析是當(dāng)前研究熱點(diǎn)。攔阻過程中，需要考慮艦載飛機(jī)的質(zhì)量、速度、位置和姿態(tài)、航母不規(guī)則的海上運(yùn)動(dòng)、艦尾流、甲板側(cè)風(fēng)、攔阻系統(tǒng)的攔阻性能等多種因素的綜合作用。針對(duì)復(fù)雜的攔阻壞境、艦載飛機(jī)和攔阻系統(tǒng)自身結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的復(fù)雜，如何建立艦載飛機(jī)攔阻著艦動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行仿真分析是一大技術(shù)難題。

國內(nèi)外有許多學(xué)者針對(duì)艦載飛機(jī)攔阻著艦動(dòng)力學(xué)問題進(jìn)行研究。以美國為代表的西方國家已有幾十年的理論和實(shí)驗(yàn)研究，建立了一套規(guī)范的實(shí)驗(yàn)方法、軍用標(biāo)準(zhǔn)[1-7]。國內(nèi)，吳娟等[8]建立重型飛機(jī)攔阻系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，利用Simulink模擬了攔阻系統(tǒng)攔停飛機(jī)的過程。針對(duì)受控參數(shù)如飛機(jī)的過載、速度、加速度、攔阻帶拉力、水渦輪轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速等變化規(guī)律進(jìn)行仿真分析。劉成玉等[9]研究了艦載機(jī)-攔阻系統(tǒng)耦合分析方法，建立機(jī)身剛體、起落架緩、攔阻系統(tǒng)模型，仿真分析得到攔阻系統(tǒng)的動(dòng)響應(yīng)。聶宏等[10]詳細(xì)地論述了艦載飛機(jī)著艦攔阻涉及到的關(guān)鍵動(dòng)力學(xué)問題及其研究現(xiàn)狀，重點(diǎn)對(duì)攔阻鉤彈跳動(dòng)力學(xué)及其載荷分析、攔阻索動(dòng)力學(xué)及其載荷分析、下沉速度、非對(duì)稱攔阻對(duì)起落架載荷的影響、攔阻系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)等方面進(jìn)行了綜述。

目前，國內(nèi)艦載機(jī)攔阻著艦技術(shù)研究沒有足夠的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，大多為理論分析和模擬仿真。而且，大多數(shù)學(xué)者只對(duì)艦載機(jī)攔阻過程中某一裝置進(jìn)行單獨(dú)分析研究，缺乏全系統(tǒng)的整體分析。在對(duì)攔阻過程中的系統(tǒng)進(jìn)行耦合仿真分析時(shí)，多將機(jī)身視為剛體，無法得到攔阻過程中機(jī)身的動(dòng)態(tài)響應(yīng)。

本文基于ADAMS從剛?cè)狁詈隙囿w動(dòng)力學(xué)建模角度出發(fā)，建立由艦載飛機(jī)柔性體模型、起落架緩沖模型、攔阻鉤模型等組成的艦載飛機(jī)-攔阻鉤剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)模型。根據(jù)在攔阻裝置作用下等質(zhì)量小車實(shí)驗(yàn)所得到的數(shù)據(jù)，提出對(duì)艦載飛機(jī)施加等效攔阻載荷的方法。通過仿真計(jì)算分析得到攔阻過程中飛機(jī)機(jī)身的過載、應(yīng)力、應(yīng)變規(guī)律，可以為飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)提供優(yōu)化參考和飛機(jī)上艦試飛前的安全可靠性進(jìn)行評(píng)估。

1 艦載飛機(jī)-攔阻鉤剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)模型

艦載飛機(jī)-攔阻鉤剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)模型主要包括艦載飛機(jī)柔性體模型、起落架緩沖系統(tǒng)模型、攔阻鉤模型等部分。其創(chuàng)建流程如圖1所示。

1.1 艦載飛機(jī)柔性體模型

基于ADAMS聯(lián)合CATIA，PATRAN，NASTRAN創(chuàng)建艦載飛機(jī)模態(tài)中性文件MNF(Model Neutral File).在CATIA中創(chuàng)建艦載飛機(jī)幾何模型，將幾何模型導(dǎo)入PATRAN中，在PATRAN中定義各材料屬性并賦予各部件。對(duì)各部件進(jìn)行網(wǎng)格劃分，并在與起落架、攔阻鉤連接位置處設(shè)置INT_ NODE點(diǎn)，再進(jìn)行模態(tài)計(jì)算設(shè)置，生成bdf文件導(dǎo)入NASTRAN中計(jì)算得到艦載飛機(jī)模態(tài)中性文件MNF.

圖1 艦載機(jī)剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)模型創(chuàng)建流程Fig.1 Flow chart of rigid flexible coupling dynamic model of carrier aircraft

通過計(jì)算艦載飛機(jī)的自然頻率和對(duì)應(yīng)的模態(tài)，根據(jù)模態(tài)理論，攔阻過程中艦載飛機(jī)產(chǎn)生的變形由艦載飛機(jī)模態(tài)通過線性疊加計(jì)算得到，結(jié)合材料屬性即可計(jì)算出攔阻過程中機(jī)身的應(yīng)力和應(yīng)變等動(dòng)響應(yīng)[11]。將模態(tài)中性文件直接導(dǎo)入到ADAMS中即建立艦載飛機(jī)柔性體模型。

1.2 起落架緩沖模型

本文所研究起落架的結(jié)構(gòu)形式為支柱套筒式起落架。起落架作為剛性體處理，在CATIA和HYPER-MESH中作合理簡化，在簡化后各部件的重心處和連接處創(chuàng)建Point，再導(dǎo)入ADAMS中，在Point上處創(chuàng)建Maker點(diǎn)以便在ADAMS中定義重心位置和相應(yīng)的滑動(dòng)副和旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)副。簡化后的前起落架部件有內(nèi)筒、外筒、加強(qiáng)桿、上扭力臂和下扭力臂，主起落架部件有內(nèi)筒、外筒、上扭力臂、下扭力臂。簡化后的結(jié)構(gòu)模型見圖2.

圖2 起落架模型Fig.2 Landing gear model

艦載飛機(jī)攔阻著艦時(shí)有一定大小的下沉速度即以“撞擊式”著艦，起落架緩沖器必須消耗和吸收著艦產(chǎn)生的巨大能量，防止結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞。對(duì)于油氣式起落架緩沖器，將空氣腔和油腔的緩沖力等效為空氣彈簧力、油液阻尼力和結(jié)構(gòu)限制力[12]。

1) 空氣彈簧力。氣腔壓縮是一個(gè)瞬態(tài)過程，與外界沒有熱交換，屬于絕熱壓縮，根據(jù)熱力學(xué)方程推導(dǎo)得到空氣彈簧力的表達(dá)式[15]：

(1)

式中：pAir0為空氣腔初始?jí)簭?qiáng)；pAMB為大氣壓強(qiáng)；VAir0為空氣腔初始體積；AAir為活塞桿外截面面積；γ為空氣多變指數(shù)；S為活塞行程。

2) 油液阻尼力。根據(jù)流體力學(xué)經(jīng)典局部壓力損失理論，可得油液阻尼力表達(dá)式如下[13]：

(2)

根據(jù)起落架的填充參數(shù)和幾何參數(shù)在ADAMS中創(chuàng)建函數(shù)，對(duì)起落架施加空氣彈簧力和油液阻尼力，使用IF函數(shù)結(jié)合起落架最大行程對(duì)起落架施加結(jié)構(gòu)限制力。

1.3 攔阻鉤模型

攔阻鉤作剛體處理，在CATIA和HYPER-MESH中作合理簡化。簡化的內(nèi)容主要有：刪除攔阻鉤上油管及電線等部件，只保留攔阻鉤作動(dòng)筒、攔阻桿和連接耳片，以提高計(jì)算效率。在簡化后各部件的重心處和連接處創(chuàng)建Point，再導(dǎo)入ADAMS中，在Point上處創(chuàng)建Maker點(diǎn)以便在ADAMS中定義重心位置和相應(yīng)的固定副和旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)副。簡化后的攔阻鉤結(jié)構(gòu)模型見圖3所示。

圖3 攔阻鉤模型Fig.3 Model of arresting hook

艦載飛機(jī)攔阻著艦時(shí)，一種著艦方式為:攔阻鉤先觸艦反彈，然后再鉤上攔阻索。這種情況下，攔阻鉤碰撞甲板的彈跳問題關(guān)系到飛機(jī)攔阻的成敗，因此，必須考慮攔阻鉤縱向緩沖器。

攔阻鉤縱向緩沖器采用油氣式緩沖[14]。縱向緩沖力等效為空氣彈簧力和油液阻尼力，其具體大小由縱向緩沖器初始填充參數(shù)確定[15]。在ADAMS中，根據(jù)縱向緩沖器填充參數(shù)和相應(yīng)的幾何參數(shù)構(gòu)造縱向緩沖器的空氣彈簧力和油液阻尼力。

2 復(fù)雜-強(qiáng)非線性力學(xué)模型

艦載機(jī)在攔阻著艦過程中受到飛機(jī)重力、攔阻載荷、甲板沖擊載荷及甲板摩擦力的耦合作用，其復(fù)雜-強(qiáng)非線性載荷下力學(xué)模型如圖4所示。

圖4 飛機(jī)力學(xué)模型圖Fig.4 Mechanical model of aircraft

根據(jù)海軍工程大學(xué)利用攔阻系統(tǒng)對(duì)某型號(hào)艦載無人機(jī)等質(zhì)量小車攔阻實(shí)驗(yàn)得到的水平攔阻加速度時(shí)程曲線，即為艦載飛機(jī)著艦攔阻過程中水平方向上的加速度曲線，根據(jù)飛機(jī)質(zhì)量即可反推出攔阻載荷沿水平方向的分力Fh(t).攔阻過程中，攔阻鉤鉤上攔阻索后的攔阻鉤-攔阻索力學(xué)模型圖如圖5所示。

圖5 攔阻鉤-攔阻索力學(xué)模型Fig.5 Mechanical model of arresting hook-arresting rope

A點(diǎn)為攔阻鉤與索的嚙合點(diǎn)，由攔阻鉤-攔阻索的力學(xué)模型可知，由tn時(shí)刻數(shù)據(jù)推導(dǎo)出tn+1時(shí)刻的攔阻力F(tn+1).

(3)

式中：在tn時(shí)，攔阻鉤鉤頭的水平位移為l(tn)；攔阻鉤鉤頭離甲板高度為h(tn)；攔阻載荷水平方向分量Fh(tn)；攔阻索與甲板的夾角為α(tn).

根據(jù)式(3)在ADAMS中構(gòu)造函數(shù)，結(jié)合實(shí)驗(yàn)得到的數(shù)據(jù)在攔阻鉤上施加攔阻載荷。

3 計(jì)算結(jié)果分析

根據(jù)某型號(hào)艦載無人機(jī)模型，基于ADAMS對(duì)艦載機(jī)攔阻著艦過程進(jìn)行剛?cè)狁詈隙囿w動(dòng)力學(xué)仿真分析。計(jì)算時(shí)間為3 s，依據(jù)型號(hào)飛控的要求，工況設(shè)置如下表1，攔阻力水平方向的分量如圖6所示。

表1 艦載機(jī)攔阻著艦初始條件Table 1 Parameters of arresting simulation

圖6 攔阻力水平方向分量Fig.6 Horizontal component of resistance

3.1 飛機(jī)姿態(tài)分析

艦載機(jī)攔阻著艦仿真過程中，在攔阻鉤與攔阻索嚙合后，主起落架著艦。艦載機(jī)的滑跑位移、航向速度以及攔阻鉤的鉤甲角變化規(guī)律分別如圖7-圖10所示。

從圖7-圖9可得，在仿真時(shí)間3 s內(nèi)，工況1、工況4下艦載機(jī)的航向速度減少至17 m/s，滑跑位移為80 m左右，工況2、工況3下艦載機(jī)的航向速度減少至8 m/s，滑跑位移為95 m左右。對(duì)比4種工況下的實(shí)驗(yàn)與仿真結(jié)果，仿真下飛機(jī)的航向位移與等質(zhì)量小車實(shí)驗(yàn)的水平攔阻位移基本吻合，驗(yàn)證了仿真結(jié)果的可靠性。

圖7 飛機(jī)的航向速度Fig.7 Heading speed of aircraft

圖8 在工況1，工況3下飛機(jī)的航向位移Fig.8 Heading displacement of aircraft in condition 1 and 3

圖9 在工況1，工況4下飛機(jī)的航向位移Fig.9 Heading displacement of aircraft in condition 2 and 4

圖10 不同工況條件下鉤甲角變化規(guī)律Fig.10 Variation of angle of hook in different conditions

圖10給出了仿真得到的攔阻鉤與甲板平面之間角度變化規(guī)律。由鉤甲角曲線可知，攔阻初始階段，鉤甲角迅速減少，在0.2 s時(shí)鉤甲角減少至2°左右。在1.0 s左右，工況3和工況4下鉤甲角有明顯的劇烈波動(dòng)，與此時(shí)圖4中攔阻力水平方向分量的變化相對(duì)應(yīng)。

3.2 飛機(jī)機(jī)身的過載與強(qiáng)度分析

沿著機(jī)身從前往后，在機(jī)身上的加強(qiáng)框與梁連接處取點(diǎn)并編號(hào)。機(jī)身上采樣點(diǎn)的分布如圖11所示。

圖11 機(jī)身上的采樣點(diǎn)Fig.11 Point on the fuselage of aircraft

為了研究機(jī)身上過載傳遞規(guī)律與應(yīng)力分布規(guī)律，根據(jù)圖11，從機(jī)身上分提取采樣點(diǎn)的航向過載峰值、Mises應(yīng)力峰值。根據(jù)提取的數(shù)據(jù)分別繪制對(duì)應(yīng)的峰值曲線，如圖12、圖13所示。

圖12 機(jī)身采樣點(diǎn)的航向過載峰值Fig.12 Overload peak at the point on fuselage

由圖11、圖12可知，機(jī)身上的航向過載沿著機(jī)身從后向前(點(diǎn)10-點(diǎn)6)逐漸遞減，在后機(jī)身上靠近攔阻鉤的那一段(點(diǎn)10-點(diǎn)8)衰減迅速。在靠近前起的位置處，航向過載從后向前(點(diǎn)5-點(diǎn)1)有的增加趨勢，但增幅不大。機(jī)身的最大過載集中在后機(jī)身上，航向過載瞬態(tài)峰值的最大值為33 g.四種工況下，飛機(jī)航向過載無明顯區(qū)別。

由圖11、圖13可知，機(jī)身上的Mises應(yīng)力峰值在起落架附近和攔阻鉤連接位置處較大。對(duì)于機(jī)身不同位置處的Mises應(yīng)力峰值，靠近主起落架位置處最大接近200 MPa，攔阻鉤連接位置處、前起落架附近最大為100 MPa.其它位置處的Mises應(yīng)力峰值在100 MPa以下。4種工況下，應(yīng)力分布規(guī)律無明顯區(qū)別。

圖13 機(jī)身采樣點(diǎn)的Mises應(yīng)力峰值Fig.13 Mises stress peak at the point on fuselage

4 結(jié)束語

本文通過建立艦載飛機(jī)-攔阻鉤剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)模型，在ADAMS中對(duì)某型號(hào)艦載無人機(jī)攔阻著艦過程進(jìn)行仿真計(jì)算，分析仿真得到的飛機(jī)在攔阻過程中機(jī)身動(dòng)響應(yīng)，可以得出以下結(jié)論：

1) 根據(jù)飛機(jī)質(zhì)量小車實(shí)驗(yàn)得到的水平方向加速度曲線可以得到攔阻力水平方向曲線。不考慮攔阻裝置的條件下，在ADAMS中，根據(jù)攔阻鉤的航向位移和離地高度變化關(guān)系施加攔阻力，提出一種有效施加攔阻載荷的方法。

2) 艦載無人機(jī)的攔阻著艦過程中，考慮復(fù)雜-強(qiáng)非線性載荷的作用，仿真得到復(fù)雜載荷作用下艦載機(jī)的安全著艦，為艦載飛機(jī)上艦提供可靠的分析方法。

3) 基于ADAMS動(dòng)力學(xué)仿真軟件，提出了一種考慮機(jī)身為柔性體的剛?cè)狁詈戏椒?。通過仿真分析得到了攔阻過程中機(jī)身的傳力路徑，機(jī)身的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)律，為艦載機(jī)機(jī)身設(shè)計(jì)提供參考。

4) 機(jī)身航向過載的傳遞路徑，沿著主梁從后機(jī)身向中機(jī)身迅速減少，之后，由中機(jī)身向前機(jī)身有微弱的遞增。機(jī)身的最大航向過載峰值集中在后機(jī)身上，最大的沖擊瞬態(tài)峰值達(dá)到33 g.

5) 機(jī)身的Mises應(yīng)力在越靠近起落架位置其值越大。機(jī)身上大部分位置處的Mises應(yīng)力較少，機(jī)身上最大的Mises應(yīng)力峰值、在與主起落架連接處，其具體數(shù)值為200 MPa.

6) 氣動(dòng)載荷對(duì)攔阻著艦過程中飛機(jī)的姿態(tài)有重大影響，本文對(duì)艦載無人機(jī)的攔阻著艦計(jì)算未考慮氣動(dòng)載荷對(duì)飛機(jī)的作用，這是以后仿真計(jì)算中需要考慮的因素。

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