基于ADAMS的艦載機攔阻著艦仿真分析

高華峰，張曉晴，李志強，張 閏，李永剛，朱小龍

(1.華南理工大學 土木與交通學院，廣州 510641；2.太原理工大學 力學學院，太原 030006；3.成都飛機工業(yè)(集團)有限責任公司，成都 610092)

艦載飛機攔阻著艦的過程為：艦載飛機順利進場后，攔阻鉤鉤住攔阻索向前滑行，攔阻索帶動攔阻裝置產生阻力，強制使飛機制動，直至飛機減速為零。艦載飛機的攔阻著艦過程是艦載飛機事故率最高的階段。因此，對艦載飛機攔阻著艦過程進行安全可靠性分析是當前研究熱點。攔阻過程中，需要考慮艦載飛機的質量、速度、位置和姿態(tài)、航母不規(guī)則的海上運動、艦尾流、甲板側風、攔阻系統(tǒng)的攔阻性能等多種因素的綜合作用。針對復雜的攔阻壞境、艦載飛機和攔阻系統(tǒng)自身結構系統(tǒng)的復雜，如何建立艦載飛機攔阻著艦動力學模型進行仿真分析是一大技術難題。

國內外有許多學者針對艦載飛機攔阻著艦動力學問題進行研究。以美國為代表的西方國家已有幾十年的理論和實驗研究，建立了一套規(guī)范的實驗方法、軍用標準[1-7]。國內，吳娟等[8]建立重型飛機攔阻系統(tǒng)的數學模型，利用Simulink模擬了攔阻系統(tǒng)攔停飛機的過程。針對受控參數如飛機的過載、速度、加速度、攔阻帶拉力、水渦輪轉子的轉速等變化規(guī)律進行仿真分析。劉成玉等[9]研究了艦載機-攔阻系統(tǒng)耦合分析方法，建立機身剛體、起落架緩、攔阻系統(tǒng)模型，仿真分析得到攔阻系統(tǒng)的動響應。聶宏等[10]詳細地論述了艦載飛機著艦攔阻涉及到的關鍵動力學問題及其研究現狀，重點對攔阻鉤彈跳動力學及其載荷分析、攔阻索動力學及其載荷分析、下沉速度、非對稱攔阻對起落架載荷的影響、攔阻系統(tǒng)動力學等方面進行了綜述。

目前，國內艦載機攔阻著艦技術研究沒有足夠的實驗數據，大多為理論分析和模擬仿真。而且，大多數學者只對艦載機攔阻過程中某一裝置進行單獨分析研究，缺乏全系統(tǒng)的整體分析。在對攔阻過程中的系統(tǒng)進行耦合仿真分析時，多將機身視為剛體，無法得到攔阻過程中機身的動態(tài)響應。

本文基于ADAMS從剛柔耦合多體動力學建模角度出發(fā)，建立由艦載飛機柔性體模型、起落架緩沖模型、攔阻鉤模型等組成的艦載飛機-攔阻鉤剛柔耦合動力學模型。根據在攔阻裝置作用下等質量小車實驗所得到的數據，提出對艦載飛機施加等效攔阻載荷的方法。通過仿真計算分析得到攔阻過程中飛機機身的過載、應力、應變規(guī)律，可以為飛機機身結構提供優(yōu)化參考和飛機上艦試飛前的安全可靠性進行評估。

1 艦載飛機-攔阻鉤剛柔耦合動力學模型

艦載飛機-攔阻鉤剛柔耦合動力學模型主要包括艦載飛機柔性體模型、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 艦載飛機柔性體模型

基于ADAMS聯合CATIA，PATRAN，NASTRAN創(chuàng)建艦載飛機模態(tài)中性文件MNF(Model Neutral File).在CATIA中創(chuàng)建艦載飛機幾何模型，將幾何模型導入PATRAN中，在PATRAN中定義各材料屬性并賦予各部件。對各部件進行網格劃分，并在與起落架、攔阻鉤連接位置處設置INT_ NODE點，再進行模態(tài)計算設置，生成bdf文件導入NASTRAN中計算得到艦載飛機模態(tài)中性文件MNF.

圖1 艦載機剛柔耦合動力學模型創(chuàng)建流程Fig.1 Flow chart of rigid flexible coupling dynamic model of carrier aircraft

通過計算艦載飛機的自然頻率和對應的模態(tài)，根據模態(tài)理論，攔阻過程中艦載飛機產生的變形由艦載飛機模態(tài)通過線性疊加計算得到，結合材料屬性即可計算出攔阻過程中機身的應力和應變等動響應[11]。將模態(tài)中性文件直接導入到ADAMS中即建立艦載飛機柔性體模型。

1.2 起落架緩沖模型

本文所研究起落架的結構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，再導入ADAMS中，在Point上處創(chuàng)建Maker點以便在ADAMS中定義重心位置和相應的滑動副和旋轉運動副。簡化后的前起落架部件有內筒、外筒、加強桿、上扭力臂和下扭力臂，主起落架部件有內筒、外筒、上扭力臂、下扭力臂。簡化后的結構模型見圖2.

圖2 起落架模型Fig.2 Landing gear model

艦載飛機攔阻著艦時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生的巨大能量，防止結構發(fā)生破壞。對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、油液阻尼力和結構限制力[12]。

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

(1)

式中：pAir0為空氣腔初始壓強；pAMB為大氣壓強；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；S為活塞行程。

2) 油液阻尼力。根據流體力學經典局部壓力損失理論，可得油液阻尼力表達式如下[13]：

(2)

根據起落架的填充參數和幾何參數在ADAMS中創(chuàng)建函數，對起落架施加空氣彈簧力和油液阻尼力，使用IF函數結合起落架最大行程對起落架施加結構限制力。

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，只保留攔阻鉤作動筒、攔阻桿和連接耳片，以提高計算效率。在簡化后各部件的重心處和連接處創(chuàng)建Point，再導入ADAMS中，在Point上處創(chuàng)建Maker點以便在ADAMS中定義重心位置和相應的固定副和旋轉運動副。簡化后的攔阻鉤結構模型見圖3所示。

圖3 攔阻鉤模型Fig.3 Model of arresting hook

艦載飛機攔阻著艦時，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系到飛機攔阻的成敗，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確定[15]。在ADAMS中，根據縱向緩沖器填充參數和相應的幾何參數構造縱向緩沖器的空氣彈簧力和油液阻尼力。

2 復雜-強非線性力學模型

艦載機在攔阻著艦過程中受到飛機重力、攔阻載荷、甲板沖擊載荷及甲板摩擦力的耦合作用，其復雜-強非線性載荷下力學模型如圖4所示。

圖4 飛機力學模型圖Fig.4 Mechanical model of aircraft

根據海軍工程大學利用攔阻系統(tǒng)對某型號艦載無人機等質量小車攔阻實驗得到的水平攔阻加速度時程曲線，即為艦載飛機著艦攔阻過程中水平方向上的加速度曲線，根據飛機質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-攔阻索力學模型圖如圖5所示。

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

A點為攔阻鉤與索的嚙合點，由攔阻鉤-攔阻索的力學模型可知，由tn時刻數據推導出tn+1時刻的攔阻力F(tn+1).

(3)

式中：在tn時，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).

根據式(3)在ADAMS中構造函數，結合實驗得到的數據在攔阻鉤上施加攔阻載荷。

3 計算結果分析

根據某型號艦載無人機模型，基于ADAMS對艦載機攔阻著艦過程進行剛柔耦合多體動力學仿真分析。計算時間為3 s，依據型號飛控的要求，工況設置如下表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 飛機姿態(tài)分析

艦載機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，在仿真時間3 s內，工況1、工況4下艦載機的航向速度減少至17 m/s，滑跑位移為80 m左右，工況2、工況3下艦載機的航向速度減少至8 m/s，滑跑位移為95 m左右。對比4種工況下的實驗與仿真結果，仿真下飛機的航向位移與等質量小車實驗的水平攔阻位移基本吻合，驗證了仿真結果的可靠性。

圖7 飛機的航向速度Fig.7 Heading speed of aircraft

圖8 在工況1，工況3下飛機的航向位移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，與此時圖4中攔阻力水平方向分量的變化相對應。

3.2 飛機機身的過載與強度分析

沿著機身從前往后，在機身上的加強框與梁連接處取點并編號。機身上采樣點的分布如圖11所示。

圖11 機身上的采樣點Fig.11 Point on the fuselage of aircraft

為了研究機身上過載傳遞規(guī)律與應力分布規(guī)律，根據圖11，從機身上分提取采樣點的航向過載峰值、Mises應力峰值。根據提取的數據分別繪制對應的峰值曲線，如圖12、圖13所示。

圖12 機身采樣點的航向過載峰值Fig.12 Overload peak at the point on fuselage

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

由圖11、圖13可知，機身上的Mises應力峰值在起落架附近和攔阻鉤連接位置處較大。對于機身不同位置處的Mises應力峰值，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應力峰值在100 MPa以下。4種工況下，應力分布規(guī)律無明顯區(qū)別。

圖13 機身采樣點的Mises應力峰值Fig.13 Mises stress peak at the point on fuselage

4 結束語

本文通過建立艦載飛機-攔阻鉤剛柔耦合動力學模型，在ADAMS中對某型號艦載無人機攔阻著艦過程進行仿真計算，分析仿真得到的飛機在攔阻過程中機身動響應，可以得出以下結論：

1) 根據飛機質量小車實驗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，根據攔阻鉤的航向位移和離地高度變化關系施加攔阻力，提出一種有效施加攔阻載荷的方法。

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

3) 基于ADAMS動力學仿真軟件，提出了一種考慮機身為柔性體的剛柔耦合方法。通過仿真分析得到了攔阻過程中機身的傳力路徑，機身的結構強度規(guī)律，為艦載機機身設計提供參考。

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

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

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

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