熊文強(qiáng),張閏,*,張曉晴,朱小龍,高宗戰(zhàn),劉曉明,何敏,姚小虎
1. 華南理工大學(xué) 土木與交通學(xué)院,廣州 510640 2. 成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司 技術(shù)中心,成都 610092 3. 西北工業(yè)大學(xué) 力學(xué)與土木建筑學(xué)院,西安 710129
艦載無(wú)人機(jī)的攔阻著艦過(guò)程主要包括調(diào)整飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)姿態(tài)、下放攔阻鉤、攔阻鉤掛索、著艦滑行、減速至零停穩(wěn)等階段。這一過(guò)程在極短時(shí)間內(nèi)完成,稍有差錯(cuò)便可能造成嚴(yán)重后果,是艦載無(wú)人機(jī)事故率最高的階段[1],需要在設(shè)計(jì)中重點(diǎn)關(guān)注。
國(guó)外學(xué)者對(duì)艦載機(jī)攔阻著艦過(guò)程的理論、仿真計(jì)算和試驗(yàn)做了大量的研究工作:Gibson和Cress[2]對(duì)攔阻索受到?jīng)_擊載荷、s應(yīng)力波的傳播和攔阻鉤掛索問(wèn)題進(jìn)行研究,提出了攔阻索性能評(píng)判準(zhǔn)則和攔阻索的設(shè)計(jì)建議。Billec[3]開(kāi)展了不同著艦質(zhì)量和甲板寬度的攔阻試驗(yàn),發(fā)現(xiàn)在130英尺最大甲板寬度下的攔阻鉤側(cè)向載荷峰值和攔阻索的張緊力峰值最低。Hsin[4]給出了艦載機(jī)著艦后的二階運(yùn)動(dòng)方程,利用數(shù)值仿真方法求解飛機(jī)動(dòng)響應(yīng)的時(shí)間歷程。Lyle[5]從試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合出飛機(jī)攔阻力與總質(zhì)量、著艦速度和偏心度的函數(shù),得到用于預(yù)測(cè)飛機(jī)攔阻力的擬合公式。Montgomery和Granda[6]采用美國(guó)MIT的Paynter[7]教授提出的鍵合圖方法對(duì)艦載機(jī)攔阻著艦攔阻過(guò)程進(jìn)行參數(shù)化建模與仿真,該方法大大減少了建模時(shí)間和提高了仿真計(jì)算效率,可以對(duì)艦載機(jī)攔阻著艦過(guò)程進(jìn)行快速、準(zhǔn)確地仿真計(jì)算。
中國(guó)學(xué)者對(duì)艦載機(jī)著艦的研究起步較晚,但是發(fā)展迅速,針對(duì)理論研究和數(shù)值模擬做了大量的工作。宋錦春和張志偉[8]建立了飛機(jī)攔阻運(yùn)動(dòng)微分方程,通過(guò)求解數(shù)學(xué)模型分析液壓攔阻器的攔阻性能。王錢(qián)生[9]對(duì)美國(guó)軍標(biāo)艦載機(jī)著艦下沉速度規(guī)定的發(fā)展變化進(jìn)行了初步研究,討論了計(jì)算著艦下沉速度的修正方法。吳娟等[10]建立重型飛機(jī)攔阻系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型,利用Simulink仿真模擬飛機(jī)攔停過(guò)程,分析飛機(jī)參數(shù)和攔阻裝置對(duì)攔阻性能的影響。李啟明等[11]考慮攔阻鉤沖擊載荷下的應(yīng)力波作用,建立了艦載機(jī)對(duì)中攔阻動(dòng)力學(xué)模型,通過(guò)數(shù)值仿真分析飛機(jī)著陸質(zhì)量和嚙合速度對(duì)攔阻效果的影響。萬(wàn)晨[12]利用ANSYS建立了MK7-3型攔阻裝置,對(duì)剛?cè)狁詈夏P瓦M(jìn)行了動(dòng)態(tài)特性研究。楊全偉[13]實(shí)測(cè)了某艦載飛機(jī)攔阻著艦時(shí)的攔阻鉤載荷,計(jì)算出攔阻功量及攔阻系統(tǒng)的效率,得到三向載荷模型比常規(guī)單向載荷模型與更具工程意義。沈文厚等[14]建立多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型,研究攔阻索應(yīng)力傳播規(guī)律及峰值決定因素。劉成玉和王斌團(tuán)[15]建立起機(jī)身剛體、起落架緩沖和攔阻系統(tǒng)模型,仿真析得到攔阻系統(tǒng)的動(dòng)響應(yīng)。何敏等[16]建立了艦載飛機(jī)-攔阻鉤的多體動(dòng)力學(xué)模型,對(duì)彈射狀態(tài)下的機(jī)身響應(yīng)進(jìn)行了研究。閔強(qiáng)等[17]對(duì)艦載機(jī)飛行剖面以及攔阻著艦任務(wù)剖面特點(diǎn)分析,基于仿真結(jié)果編制出飛機(jī)攔阻著艦過(guò)程重心譜,繪制出載荷譜超越曲線。
目前已公開(kāi)的艦載機(jī)攔阻著艦研究文獻(xiàn)多為理論分析和數(shù)值模擬,側(cè)重于攔阻裝置和攔阻索的性能研究,對(duì)著艦過(guò)程的研究多關(guān)注于機(jī)身姿態(tài)和航跡,極少考慮機(jī)身結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)響應(yīng),相關(guān)的試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)及研究更是空白。然而,在艦載機(jī)著艦的短歷程大載荷的沖擊作用下,從攔阻鉤掛索到艦載機(jī)攔停,機(jī)身過(guò)載和應(yīng)變響應(yīng)的峰值和傳遞規(guī)律對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)有不容忽視的較大影響,對(duì)此問(wèn)題的深入研究對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)具有極為重要的工程意義。
本文以某艦載無(wú)人機(jī)的實(shí)際中機(jī)身結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象,搭建了包括中機(jī)身結(jié)構(gòu)與前后機(jī)身、機(jī)翼和攔阻鉤假件的地面模擬試驗(yàn)裝置,分析其在地面攔阻沖擊載荷下中機(jī)身結(jié)構(gòu)的過(guò)載和應(yīng)變響應(yīng)傳遞規(guī)律;采用剛?cè)狁詈系亩囿w動(dòng)力學(xué)方法對(duì)試驗(yàn)工況進(jìn)行仿真計(jì)算,并將仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比分析,驗(yàn)證試驗(yàn)仿真方法的可行性,為機(jī)身結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)提供參考,并為后續(xù)艦載無(wú)人機(jī)的攔阻著艦分析以及機(jī)身結(jié)構(gòu)響應(yīng)預(yù)測(cè)提供依據(jù)。
為了解無(wú)人機(jī)著艦過(guò)程中的機(jī)身過(guò)載分布規(guī)律和關(guān)鍵承力結(jié)構(gòu)處的應(yīng)變響應(yīng),本文研究基于某型艦載無(wú)人機(jī),首次自主設(shè)計(jì)了艦載機(jī)地面攔阻試驗(yàn)裝置,如圖1所示。試驗(yàn)件為4090框到7270框之間的中機(jī)身段,試驗(yàn)件的尺寸與實(shí)物尺寸的比例為1∶1,機(jī)身材料主體為鋁合金,外形尺寸為:3 232 mm×1 340 mm×1 000 mm。根據(jù)后機(jī)身、前機(jī)身、燃油、機(jī)翼的質(zhì)量和質(zhì)心設(shè)計(jì)相關(guān)假件,以保證整體質(zhì)量及重心位置與實(shí)際飛機(jī)重心位置一致,各部件的質(zhì)量和重心位置如表1所示。前后機(jī)身假件通過(guò)高強(qiáng)度螺栓分別與中機(jī)身試驗(yàn)件4090框和7270框固定。機(jī)翼假件通過(guò)在機(jī)腹附近預(yù)留的螺紋孔與中機(jī)身試驗(yàn)件固接。攔阻鉤通過(guò)可旋轉(zhuǎn)接頭與中機(jī)身攔阻接頭連接。
圖1 地面攔阻試驗(yàn)裝置示意圖
Fig.1 Schematic diagram of ground arresting test device
表1 各部件質(zhì)量和重心位置Table 1 Mass and center of gravity of each component
考慮到艦載機(jī)攔阻過(guò)程是一個(gè)典型的動(dòng)態(tài)沖擊過(guò)程,通過(guò)撞頭碰撞攔阻桿模擬艦載機(jī)攔阻鉤鉤索過(guò)程,本試驗(yàn)研究攔阻力對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的過(guò)載響應(yīng)。試驗(yàn)機(jī)體結(jié)構(gòu)平放于滑軌上,通過(guò)前后機(jī)身假件下接的4個(gè)可移動(dòng)膠墊實(shí)現(xiàn)在滑軌上前后運(yùn)動(dòng)。選用 MTS(美特斯)協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)進(jìn)行試驗(yàn)加載,液壓油缸沿航向?qū)埩︿N(xiāo)產(chǎn)生一個(gè)拉力,下傳力桿上的內(nèi)力傳遞到彈簧儲(chǔ)能系統(tǒng),彈簧沿著航向壓縮,帶動(dòng)上傳力桿上的頂桿抵住攔阻鉤鉤頭,機(jī)身結(jié)構(gòu)沿著航向方向運(yùn)動(dòng)。當(dāng)液壓油缸拉斷張力銷(xiāo),彈簧迅速回彈,帶動(dòng)傳力桿上撞頭沿著逆航向方向運(yùn)動(dòng),導(dǎo)致撞頭以一個(gè)較大的速度差與攔阻鉤鉤頭碰撞,撞頭與攔阻鉤鉤頭如圖2(a)所示,試驗(yàn)加載系統(tǒng)如圖2(b)所示。以這一碰撞過(guò)程在攔阻鉤頭上產(chǎn)生的沖擊力代替艦載機(jī)著艦過(guò)程中攔阻鉤鉤鎖產(chǎn)生的攔阻力。試驗(yàn)連接及加載方式如圖3所示。
本文預(yù)期在機(jī)身結(jié)構(gòu)上達(dá)到5g和5.8g這2個(gè)極限荷載下的試驗(yàn)設(shè)計(jì)過(guò)載,攔阻桿載荷峰值除以攔阻機(jī)總質(zhì)量3 000 kg得到的過(guò)載結(jié)果等效為機(jī)身極限過(guò)載,由試驗(yàn)前期的20%、40%限制載荷的試驗(yàn)數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)由于沖擊過(guò)程中沖量的累積造成攔阻桿上的載荷峰值比張力銷(xiāo)斷裂載荷大??紤]到機(jī)身結(jié)構(gòu)的安全和攔阻桿實(shí)測(cè)載荷與張力銷(xiāo)斷裂載荷的關(guān)系,開(kāi)展了多種低加載級(jí)別的沖擊試驗(yàn),在掌握了攔阻桿實(shí)測(cè)載荷與張力銷(xiāo)載荷的變化規(guī)律后,即得到張力銷(xiāo)直徑大小與機(jī)身等效極限過(guò)載的關(guān)系。本文對(duì)5g和5.8g這2種100%限制載荷進(jìn)行了4 次試驗(yàn)研究,試驗(yàn)載荷如表2所示。
圖2 鉤頭與加載系統(tǒng)示意圖
Fig.2 Schematic of hook head and loading system
圖3 現(xiàn)場(chǎng)試驗(yàn)
Fig.3 Empirical test
圖4給出了攔阻桿上測(cè)得的實(shí)際攔阻力的時(shí)間歷程曲線,從圖中可以看出攔阻力曲線存在2個(gè)沖擊峰,第1次沖擊經(jīng)過(guò)0.015 s迅速達(dá)到攔阻力峰值,衰減0.09 s左右后到零。第2次沖擊峰值小于第1次,沖擊過(guò)程時(shí)間在0.15 s左右。
表2 試驗(yàn)載荷工況Table 2 Test load condition
圖4 攔阻力時(shí)間歷程曲線
Fig.4 Time history curves of blocking resistance
結(jié)合攔阻力曲線結(jié)果與試驗(yàn)加載方式,攔阻力時(shí)間歷程曲線的第1個(gè)峰值對(duì)應(yīng)為攔阻撞頭第1次撞擊攔阻鉤頭帶來(lái)的峰值,時(shí)間在0.015 s左右??紤]到試驗(yàn)結(jié)構(gòu)具有較大質(zhì)量,第1次撞擊后對(duì)撞頭產(chǎn)生一個(gè)沿碰撞反方向的運(yùn)動(dòng),然后在彈簧儲(chǔ)能系統(tǒng)的帶動(dòng)下繼續(xù)與攔阻鉤頭發(fā)生2次沖擊,即對(duì)應(yīng)為攔阻力曲線的第2個(gè)峰值。
為監(jiān)測(cè)試驗(yàn)過(guò)程中中機(jī)身的動(dòng)態(tài)響應(yīng),采用DH5920N動(dòng)態(tài)應(yīng)變儀和B&K三軸向智能加速度計(jì)分別采集試驗(yàn)過(guò)程中的應(yīng)變和過(guò)載,本文主要關(guān)注中機(jī)身結(jié)構(gòu)的航向過(guò)載,故后文提到的過(guò)載均指航向過(guò)載。根據(jù)中機(jī)身試驗(yàn)件的攔阻接頭處存在橫梁和斜梁2種主傳力結(jié)構(gòu),在攔阻橫梁和攔阻斜梁上分別預(yù)設(shè)下傳力路徑和上傳力路徑。在路徑測(cè)點(diǎn)上粘貼采樣頻率為10 000 Hz的三軸向智能加速度傳感器和單軸向智能加速度傳感器,共23 個(gè),關(guān)于航向軸左右對(duì)稱,其分布位置如圖5所示。
為消除采樣數(shù)據(jù)中高頻噪聲和結(jié)構(gòu)振動(dòng)的影響,對(duì)試驗(yàn)所獲得的原始過(guò)載-時(shí)間歷程曲線進(jìn)行頻譜分析,發(fā)現(xiàn)過(guò)載測(cè)點(diǎn)的頻譜曲線分布規(guī)律基本一致,如圖6所示為典型工況3下測(cè)點(diǎn)21過(guò)載的功率譜曲線。
由于中機(jī)身盒段是把各個(gè)部件通過(guò)鉚釘?shù)冗B接起來(lái),試驗(yàn)裝置的邊界是在滑軌上,所以在沖擊荷載下,過(guò)載測(cè)點(diǎn)存在高頻振動(dòng)響應(yīng)。為了消除試驗(yàn)邊界和高頻噪聲帶來(lái)的影響,對(duì)所有過(guò)載測(cè)點(diǎn)進(jìn)行高頻濾波處理。選取典型工況3中1號(hào)測(cè)點(diǎn)的原始過(guò)載測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行頻譜分析,發(fā)現(xiàn)其功率譜頻域曲線上主要存在500 Hz以下的低通部分和3 400 Hz以上的高通部分,在500~3 400 Hz的頻域區(qū)間內(nèi)功率值接近于0值。
圖5 加速度傳感器位置
Fig.5 Position of acceleration sensor
圖6 21號(hào)測(cè)點(diǎn)的過(guò)載功率譜曲線
Fig.6 Overload power spectrum curve of No.21 measuring point
夏益霖和吳家駒[18]提出在階躍載荷中低頻分量占主要成份,從而產(chǎn)生的振動(dòng)響應(yīng)以結(jié)構(gòu)的低階模態(tài)響應(yīng)為主。美軍國(guó)防部試驗(yàn)室[19]對(duì)試驗(yàn)得到的攔阻過(guò)程機(jī)身過(guò)載數(shù)據(jù)采用低通濾波的方法。攔阻過(guò)程中攔阻力變化也是一種階躍載荷,中機(jī)身結(jié)構(gòu)上的振動(dòng)響應(yīng)也以結(jié)構(gòu)的低階模態(tài)為主。
考慮到中機(jī)身盒段的鉚釘連接方式和滑軌邊界,認(rèn)為3 400 Hz以上的高頻震動(dòng)響應(yīng)為機(jī)身結(jié)構(gòu)和試驗(yàn)邊界造成的高頻噪聲結(jié)果。采用500 Hz的低通濾波算法,在去除高頻噪聲的同時(shí),最大限度地保留原始過(guò)載響應(yīng)數(shù)據(jù)。圖7給出了典型工況3中1號(hào)測(cè)點(diǎn)的原始過(guò)載測(cè)量數(shù)據(jù)及濾波后過(guò)載-時(shí)間歷程曲線。
相同的試驗(yàn)環(huán)境下,對(duì)所有測(cè)點(diǎn)的過(guò)載-時(shí)間歷程數(shù)據(jù)采取同樣的濾波處理方式。發(fā)現(xiàn)4種工況下,位于攔阻鉤接頭處的21(22)號(hào)點(diǎn)過(guò)載峰值均大于其他位置點(diǎn)的測(cè)量值,典型工況3下21號(hào)測(cè)點(diǎn)的過(guò)載如圖8所示。分析其原因:攔阻力是通過(guò)攔阻接頭傳遞到機(jī)身結(jié)構(gòu)上的,機(jī)身結(jié)構(gòu)阻尼導(dǎo)致在傳力路徑上存在攔阻力的衰減,造成攔阻接頭處的過(guò)載明顯大于其他各位置點(diǎn)的過(guò)載。
圖7 1號(hào)測(cè)點(diǎn)航向過(guò)載-時(shí)間歷程曲線
Fig.7 Heading overload-time history curves at No.1 measuring point
圖8 21號(hào)測(cè)點(diǎn)航向過(guò)載-時(shí)間歷程曲線
Fig.8 Heading overload-time history curves at No.21 measuring point
將各點(diǎn)過(guò)載時(shí)程曲線與攔阻力時(shí)程曲線進(jìn)行對(duì)比,發(fā)現(xiàn)各測(cè)點(diǎn)過(guò)載時(shí)間歷程曲線趨勢(shì)基本一致,都存在2個(gè)過(guò)載峰,與攔阻力曲線中的2次沖擊峰對(duì)應(yīng),過(guò)載峰值出現(xiàn)時(shí)刻稍滯后于攔阻力峰值時(shí)刻,考慮到攔阻桿的長(zhǎng)度和機(jī)身自身的尺寸,導(dǎo)致攔阻力峰值傳遞到機(jī)身各點(diǎn)需要一定時(shí)間。
比較上下2條傳力路徑上各點(diǎn)的過(guò)載峰值出現(xiàn)時(shí)刻,發(fā)現(xiàn)在各路徑后3個(gè)點(diǎn)(上路徑:測(cè)點(diǎn)21-6-7;下路徑:測(cè)點(diǎn)21-1-2)的過(guò)載峰值時(shí)刻相鄰處相差0.1 ms左右,由于波在鋁中的傳播速度為5 000 m/s,計(jì)算得到傳遞路程基本與前3個(gè)測(cè)點(diǎn)的實(shí)際航向間距一致。前3個(gè)點(diǎn)由于間距在0.75 m,所以其過(guò)載峰值時(shí)刻相差在0.15 ms左右,驗(yàn)證了試驗(yàn)數(shù)據(jù)的合理性。
提取4種工況下上、下2條路徑上測(cè)點(diǎn)的航向過(guò)載峰值,發(fā)現(xiàn)4種工況下上、下2條路徑上航向過(guò)載的分布規(guī)律基本保持一致,下面給出典型工況3下的上傳力路徑(測(cè)點(diǎn)6~10、21)6個(gè)點(diǎn)和下傳力路徑(1~5、21)6個(gè)點(diǎn)的過(guò)載峰值分布曲線,如圖9所示。從圖中可以看出,攔阻沖擊試驗(yàn)中機(jī)身結(jié)構(gòu)上下2條傳遞路徑上測(cè)點(diǎn)的過(guò)載峰值沿逆航向呈現(xiàn)出明顯的衰減趨勢(shì),其中上傳遞路徑的過(guò)載峰值從6號(hào)測(cè)點(diǎn)到10號(hào)測(cè)點(diǎn)衰減了20%,下傳力路徑的過(guò)載峰值從21號(hào)點(diǎn)到5號(hào)點(diǎn)衰減了63%。
采用DH5920N動(dòng)態(tài)應(yīng)變儀進(jìn)行沖擊試驗(yàn)過(guò)程中機(jī)身上應(yīng)變數(shù)據(jù)的采集,在4420框、5850框、6830框、機(jī)腹、供油箱、攔阻斜梁、橫梁接頭和上大梁處粘貼了64 個(gè)動(dòng)態(tài)應(yīng)變片,除攔阻接頭處布置有2個(gè)花片,這2個(gè)貼片方向分別為:0°、90°、45°,其余部位均為沿航向的單片,系統(tǒng)采樣頻率為5 000 Hz。中機(jī)身試驗(yàn)件各梁段與部分動(dòng)態(tài)應(yīng)變測(cè)量點(diǎn)如圖10所示。
圖9 中機(jī)身結(jié)構(gòu)航向過(guò)載峰值分布
Fig.9 Peak distribution of heading overload in fuselage structure
4種沖擊試驗(yàn)工況測(cè)量得到的最大應(yīng)變均出現(xiàn)在機(jī)腹梁前段靠近4420框處,節(jié)點(diǎn)編號(hào)為8027,該處的應(yīng)變-時(shí)間歷程曲線如圖11所示,4次試驗(yàn)測(cè)量得到的應(yīng)變-時(shí)間歷程曲線變化規(guī)律基本一致,與攔阻力時(shí)程曲線對(duì)比,發(fā)現(xiàn)試驗(yàn)過(guò)程中應(yīng)變與攔阻力時(shí)間歷程曲線趨勢(shì)保持一致,試驗(yàn)重復(fù)性較好。4次沖擊試驗(yàn)測(cè)量得到最大應(yīng)變?yōu)楣r4下2 895 με,小于材料的許用值4 000 με。
圖10 部分應(yīng)變片分布圖
Fig.10 Partial strain gauge distribution
圖11 最大應(yīng)變-時(shí)間歷程曲線
Fig.11 Maximum strain-time history curves
計(jì)算多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)中所研究的多體系統(tǒng)根據(jù)系統(tǒng)中的力學(xué)特性可分為多剛體系統(tǒng)、柔性多體系統(tǒng)和剛?cè)狁詈隙囿w系統(tǒng)。多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)分析的建模包括從幾何模型搭建物理模型,由物理模型形成力學(xué)模型,再由力學(xué)模型變成數(shù)學(xué)模型,求解階段需要根據(jù)分析類(lèi)型如:靜力分析、動(dòng)力分和特征值分析等選擇求解方法。
本文采用剛?cè)狁詈系亩囿w動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算方法,把中機(jī)身和機(jī)翼結(jié)構(gòu)視作柔性體,前機(jī)身假件、后機(jī)身假件和攔阻鉤當(dāng)作剛體[20],基于機(jī)械系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)軟件ADAMS,聯(lián)合建模軟件CATIA、HYPERMESH和有限元軟件PATRAN和NASTRAN,根據(jù)地面攔阻沖擊試驗(yàn)搭建了剛?cè)狁詈戏抡嬗?jì)算模型,模型的材料屬性如表3所示。
表3 模型的材料屬性Table 3 Material properties of model
具體建模流程是:在CATIA中建好中機(jī)身幾何模型,導(dǎo)入到PATRAN中劃分網(wǎng)格、設(shè)置材料屬性,定義模態(tài)階數(shù)生成BDF文件,提交到NASTRAN中計(jì)算得到中機(jī)身的固有頻率和各階模態(tài),將模型變形視為由模態(tài)線性疊加得到。在構(gòu)件離散成有限元模型時(shí),要對(duì)每個(gè)單元和節(jié)點(diǎn)編號(hào),以便節(jié)點(diǎn)位移按照編號(hào)組成一個(gè)矢量,這一矢量由多個(gè)最基本而相互垂直的同維矢量通過(guò)線性組合構(gòu)成,這里最基本的矢量是模型的模態(tài),體現(xiàn)為各節(jié)點(diǎn)位移的比例關(guān)系,模態(tài)對(duì)應(yīng)的頻率是共振頻率。單元內(nèi)部各節(jié)點(diǎn)的位移,利用單元的材料屬性,可以在模態(tài)空間中通過(guò)模態(tài)線性疊加得到,進(jìn)而可以計(jì)算出構(gòu)件的應(yīng)力和應(yīng)變[21-22]。NASTRAN計(jì)算得到機(jī)身模態(tài)中性文件,再把模態(tài)中性MNF文件導(dǎo)入到ADAMS,得到中機(jī)身的柔性體,根據(jù)全機(jī)地面振動(dòng)試驗(yàn)得到飛機(jī)在各階振型下的結(jié)構(gòu)阻尼系數(shù),在ADAMS中采用FXFREQ函數(shù)添加各階振型阻尼系數(shù),最后得到了含有機(jī)身結(jié)構(gòu)阻尼的機(jī)身柔性體文件。針對(duì)所研究的試驗(yàn)?zāi)P吞攸c(diǎn),首先在CATIA中建立前機(jī)身、后機(jī)身和機(jī)翼假件與攔阻鉤幾何模型,在HYPERMESH中設(shè)置重心點(diǎn)后生成STP文件,導(dǎo)入到ADAMS中得到相關(guān)剛體部件,通過(guò)預(yù)先設(shè)置的INT-NODE點(diǎn)使用固定副把剛體與柔性體連接起來(lái)。使用4個(gè)平移副代替前后機(jī)身假件在滑軌上相對(duì)運(yùn)動(dòng)的膠墊,根據(jù)試驗(yàn)測(cè)試得到2 800 kg的機(jī)身在滑軌上運(yùn)動(dòng)所需要的推力,設(shè)置靜摩擦和動(dòng)摩擦系數(shù)分別為0.06和0.05。模擬機(jī)身運(yùn)動(dòng)過(guò)程中與滑軌之間的摩擦力。最后裝配完整的剛?cè)狁詈戏抡嬗?jì)算模型,如圖12所示。
把試驗(yàn)測(cè)得的4種工況的攔阻力進(jìn)行光滑處理,消除毛刺后導(dǎo)入ADAMS,通過(guò)SPLINE函數(shù)在攔阻鉤頭處施加攔阻力,方向沿著攔阻鉤的軸向,對(duì)表1所示的4種試驗(yàn)工況進(jìn)行仿真計(jì)算,仿真攔阻力曲線如1.1節(jié)中圖4所示。
圖12 剛?cè)狁詈夏P?br/>Fig.12 Rigid-flexible coupling model
得到4種工況下模擬的中機(jī)身過(guò)載和應(yīng)變結(jié)果,并將試驗(yàn)數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析。
通過(guò)結(jié)果對(duì)比發(fā)現(xiàn)機(jī)身23個(gè)測(cè)點(diǎn)在試驗(yàn)和仿真下的過(guò)載時(shí)程曲線接近,圖13為關(guān)鍵位置1號(hào)測(cè)點(diǎn)與21號(hào)側(cè)點(diǎn)(攔阻接頭)在典型工況3下的試驗(yàn)測(cè)量與仿真計(jì)算得到的航向過(guò)載-時(shí)間歷程曲線。從對(duì)比曲線可知,仿真計(jì)算得到的機(jī)身測(cè)點(diǎn)的航向過(guò)載峰值與變化趨勢(shì)基本和試驗(yàn)數(shù)據(jù)一致,試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果與仿真計(jì)算得到的最大過(guò)載誤差在5%左右;仿真過(guò)程中機(jī)身建模簡(jiǎn)化和試驗(yàn)件連接部位存在的縫隙造成試驗(yàn)環(huán)境下沖擊能量衰減速率高于仿真結(jié)果,產(chǎn)生試驗(yàn)過(guò)載曲線較數(shù)值仿真結(jié)果衰減更快的現(xiàn)象。
圖13 關(guān)鍵位置點(diǎn)航向過(guò)載對(duì)比曲線
Fig.13 Comparison of heading overload at key position points
上傳遞路徑測(cè)點(diǎn)6~10和下傳遞路徑測(cè)點(diǎn)1~5、21的過(guò)載時(shí)間歷程曲線變化趨勢(shì)基本與測(cè)點(diǎn)1和21相同,只是過(guò)載峰值不一樣。對(duì)3次相同試驗(yàn)(工況2、3和4)得到各點(diǎn)的過(guò)載取平均值,再與模擬數(shù)據(jù)對(duì)比,如圖14所示,圖14(a)為上傳遞路徑(測(cè)點(diǎn)21、6~10)的過(guò)載峰值,圖14(b)為下傳遞路徑(測(cè)點(diǎn)1~5)的過(guò)載峰值。從圖中可以看出中機(jī)身過(guò)載峰值最大處位于攔阻接頭處,機(jī)身上的過(guò)載峰值會(huì)沿著逆航向衰減。從攔阻接頭(測(cè)點(diǎn)21與22)到左右兩側(cè)橫梁(測(cè)點(diǎn)1與11)存在航向過(guò)載的驟降,下降幅值達(dá)到11.5g,減少了40.7%左右。由于沖擊過(guò)程中所有能量首先經(jīng)過(guò)攔阻桿傳遞到攔阻接頭處,造成攔阻接頭處的航向過(guò)載最大。當(dāng)沖擊能量達(dá)到攔阻接頭所在6830框時(shí),通過(guò)6830框與6400框之間的主傳力結(jié)構(gòu)攔阻橫梁和斜梁傳遞到6400框段。傳遞過(guò)程把攔阻接頭處的能量分為主要的3部分,最主要的一部分能量集中在機(jī)身下路徑上,第2部分能量轉(zhuǎn)移到機(jī)身上傳遞路徑上,最后一部分能量轉(zhuǎn)化為機(jī)身垂向的過(guò)載,試驗(yàn)測(cè)得最大垂向過(guò)載峰值為0.5g,機(jī)身垂向的過(guò)載峰值相對(duì)航向過(guò)載較小。
觀察下傳遞路徑6號(hào)測(cè)點(diǎn)到10號(hào)測(cè)點(diǎn)之間的過(guò)載差值,發(fā)現(xiàn)其各點(diǎn)之間的差值接近,過(guò)載峰值大小趨勢(shì)都是從后機(jī)身到前機(jī)身方向逐漸減小。下傳遞路徑的最小過(guò)載點(diǎn)位于5號(hào)和10號(hào)測(cè)點(diǎn),上傳遞路徑的最小過(guò)載點(diǎn)位于10號(hào)和20號(hào)測(cè)點(diǎn),中機(jī)身結(jié)構(gòu)的最小航向過(guò)載位于液壓附件艙的縱框上。
圖14 模擬與試驗(yàn)過(guò)載峰值對(duì)比曲線
Fig.14 Comparison of simulation and test overload peak
對(duì)比試驗(yàn)與仿真2種環(huán)境下的測(cè)點(diǎn)應(yīng)變結(jié)果。換算得到最大過(guò)載危險(xiǎn)點(diǎn)攔阻接頭處的主應(yīng)變,主應(yīng)變計(jì)算方法為
(1)
式中:ε0°、ε45°、ε90°分別為0°、45°和90°的應(yīng)變。
圖15所示為在試驗(yàn)與仿真2種環(huán)境下,應(yīng)變花測(cè)點(diǎn)換算得到的最大主應(yīng)變和最小主應(yīng)變時(shí)程曲線對(duì)比圖,節(jié)點(diǎn)編號(hào)為129056。發(fā)現(xiàn)仿真結(jié)果得到的應(yīng)變-時(shí)間歷程曲線變化規(guī)律與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好,峰值基本一致,應(yīng)變變化趨勢(shì)與試驗(yàn)攔阻力曲線變化規(guī)律相同,最大主應(yīng)變峰值為580 με拉應(yīng)變,最小主應(yīng)變?yōu)?60 με壓應(yīng)變。
對(duì)機(jī)身分布應(yīng)變進(jìn)行分析,得到如圖16所示典型工況3下試驗(yàn)與仿真的機(jī)腹梁前段、中段、后段和供油箱、攔阻橫梁處的應(yīng)變對(duì)比時(shí)程曲線。
圖15 攔阻接頭主應(yīng)變時(shí)間歷程曲線
Fig.15 Main strain time history curves of blocking joint
圖16 機(jī)身部分應(yīng)變點(diǎn)時(shí)間歷程曲線
Fig.16 Time-history curves of strain point of fuselage
仿真測(cè)點(diǎn)的中機(jī)身應(yīng)變最大值仍然在機(jī)腹梁前段靠近4420框處,與試驗(yàn)結(jié)果保持一致;對(duì)比機(jī)身其他位置點(diǎn)的試驗(yàn)與仿真應(yīng)變曲線,發(fā)現(xiàn)其峰值誤差都在8%以內(nèi),應(yīng)變峰值出現(xiàn)時(shí)刻吻合。試驗(yàn)與仿真的應(yīng)變變化規(guī)律在攔阻接頭處吻合最好,從攔阻接頭向前機(jī)身方向,應(yīng)變測(cè)點(diǎn)的吻合度逐漸降低,分析其原因:仿真分析過(guò)程中,機(jī)身建模存在一些結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化,局部剛度與實(shí)際機(jī)身剛度存在偏差;仿真的機(jī)身阻尼與試驗(yàn)過(guò)程中機(jī)身的結(jié)構(gòu)阻尼不是完全一致;在攔阻接頭到前機(jī)身路徑上,建模簡(jiǎn)化與結(jié)構(gòu)阻尼帶來(lái)的誤差逐漸累積,造成仿真與試驗(yàn)的應(yīng)變變化規(guī)律偏差變大。
選取攔阻力最大工況4的仿真結(jié)果進(jìn)行應(yīng)力分析,圖17給出了中機(jī)身下傳遞路徑上應(yīng)力測(cè)點(diǎn)的位置分布、峰值分布和部分測(cè)點(diǎn)時(shí)間歷程曲線圖。
圖17 應(yīng)力結(jié)果
Fig.17 Stress results
從應(yīng)力峰值分布曲線可知,攔阻接頭處的應(yīng)力峰值最大,達(dá)到328 MPa,小于機(jī)身主體材料7075T7351的許用應(yīng)力510 MPa,確保攔阻過(guò)程中機(jī)身結(jié)構(gòu)安全;中機(jī)身下傳遞路徑上的 應(yīng)力峰值沿著逆航向逐漸衰減,供油箱壁板上的7、8號(hào)測(cè)點(diǎn)的應(yīng)力峰值明顯比其他測(cè)點(diǎn)小,分析其原因:發(fā)現(xiàn)其他測(cè)點(diǎn)都是在縱梁上,相對(duì)于7、8號(hào)測(cè)點(diǎn)所在的壁板,在幾何形狀上存在相對(duì)應(yīng)力集中,造成供油箱壁板上的應(yīng)力峰值明顯比其他測(cè)點(diǎn)的峰值小。
測(cè)點(diǎn)的應(yīng)力時(shí)間歷程曲線變化規(guī)律和攔阻力曲線保持一致。在2次沖擊峰下,存在2個(gè)應(yīng)力峰與2個(gè)攔阻力峰一一對(duì)應(yīng),在第1個(gè)應(yīng)力峰達(dá)到應(yīng)力最大值。仿真應(yīng)力曲線與試驗(yàn)攔阻力曲線變化規(guī)律基本相同,進(jìn)一步驗(yàn)證了仿真方法的可行性。
本文對(duì)某型艦載無(wú)人機(jī)進(jìn)行地面攔阻沖擊試驗(yàn),得到中機(jī)身結(jié)構(gòu)上下路徑的過(guò)載傳遞規(guī)律和機(jī)身測(cè)點(diǎn)的應(yīng)變危險(xiǎn)點(diǎn)位置。通過(guò)對(duì)比數(shù)值仿真得到的動(dòng)態(tài)響應(yīng)結(jié)果,得出以下結(jié)論:
1) 基于地面攔阻沖擊試驗(yàn),發(fā)現(xiàn)中機(jī)身結(jié)構(gòu)上下2條路徑的航向過(guò)載峰值沿著逆航向衰減。機(jī)身左右對(duì)稱點(diǎn)的過(guò)載峰值吻合較好。過(guò)載峰值最大點(diǎn)位于攔阻接頭處,在攔阻力峰值為 176.8 kN時(shí),過(guò)載峰值最大達(dá)到27.9g。得到機(jī)身結(jié)構(gòu)應(yīng)變和過(guò)載分布規(guī)律,為艦載無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參考。
2) 將4種工況下的仿真結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比,發(fā)現(xiàn)機(jī)身測(cè)點(diǎn)的仿真過(guò)載峰值與變化趨勢(shì)基本和試驗(yàn)數(shù)據(jù)一致,最大過(guò)載誤差在5%左右,應(yīng)變誤差在8%以內(nèi),中機(jī)身上關(guān)于航向軸左右對(duì)稱測(cè)點(diǎn)的過(guò)載和應(yīng)變結(jié)果基本一致。表明剛?cè)狁詈隙囿w動(dòng)力學(xué)方法研究艦載機(jī)攔阻著艦問(wèn)題的可行性,同時(shí)也驗(yàn)證了試驗(yàn)數(shù)據(jù)的可靠性。
3) 對(duì)比上下路徑的過(guò)載峰值,發(fā)現(xiàn)攔阻接頭處沖擊能量通過(guò)主傳力結(jié)構(gòu)攔阻橫梁和斜梁向6400框傳遞。這個(gè)傳遞過(guò)程把攔阻接頭處的沖擊能量分為3部分,最主要的一部分能量仍然集中在機(jī)身下路徑上,第2部分能量轉(zhuǎn)移到機(jī)身上傳遞路徑上,最后一小部分能量轉(zhuǎn)化為機(jī)身垂向的過(guò)載,造成同一框上的上路徑測(cè)點(diǎn)明顯比下路徑過(guò)載值小,同一測(cè)點(diǎn)的航向過(guò)載遠(yuǎn)大于法向過(guò)載值。
4) 分析試驗(yàn)和仿真得到的應(yīng)變和應(yīng)力峰值,發(fā)現(xiàn)應(yīng)變危險(xiǎn)點(diǎn)位于機(jī)腹梁前段靠近4420框處,4次沖擊試驗(yàn)測(cè)量得到最大應(yīng)變?yōu)楣r4下2 895 με,小于材料的許用值4 000 με。仿真得到的應(yīng)力峰值最大為328 MPa,低于材料的設(shè)計(jì)許用值;應(yīng)變和應(yīng)力的峰值持續(xù)時(shí)間短暫,只維持0.2 ms左右,表明在極限過(guò)載5g和5.8g下,攔阻沖擊不會(huì)對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)產(chǎn)生損傷和破壞,中機(jī)身機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)安全。