基于惯组实测数据的外挂导弹着陆冲击条件拟合方法

王 亮，蔡毅鹏，周剑波，廖选平，李 璞

(中国运载火箭技术研究院，北京 100076)

【装备理论与装备技术】

基于惯组实测数据的外挂导弹着陆冲击条件拟合方法

王 亮，蔡毅鹏，周剑波，廖选平，李 璞

(中国运载火箭技术研究院，北京 100076)

针对飞机外挂导弹上设备的着陆冲击环境设计问题，提出了基于惯组实测数据的外挂导弹着陆冲击条件拟合方法。给出了拟合方法的流程图，建立了飞机着陆的简化模型，研究其着陆过程动态响应时域曲线，选择标准时域冲击波形作为设计对象；通过遍历方法形成不同参数的标准冲击波形，将其频域分析结果与实测数据的频域分析结果进行对比，辨识出最终时域波形的设计参数；本方法可简单有效地辨识出时域冲击波形条件，作为工程设计参考。

着陆冲击；冲击响应谱；功率谱密度函数

对于外挂导弹的固定翼飞机，无论对载机还是外挂导弹，其着陆工况均是重要工况。载机外挂导弹后，着陆质量大，着陆冲击载荷较大，该冲击过程一方面会产生较大的静态和动态载荷，对于大型飞机，该载荷可能较飞行载荷还大；另一方面会激起飞机和导弹组合体的低阶模态，产生冲击加瞬态振动，影响机载设备和弹上设备的功能，甚至破坏，从而影响飞机的安全性以及战斗力。因此研究飞机带弹着陆冲击过程非常重要，尤其通过研究提出冲击试验条件，供设备进行抗冲击环境适应性设计，是提高飞机和导弹设计品质和实战化程度的重要工作。

对于着陆冲击的研究，学术界基本集中在飞机或货物着陆冲击和飞船的返回着陆冲击的过程仿真两个大方向。

对于飞机或货物着陆冲击研究方面。针对飞机着陆撞击时人体的冲击响应问题，杨智春和颜璘娟采用11自由度坐姿人体动力学模型，研究了从座椅到人体关键部位的振动传递率，计算分析了坐姿人体在受到垂直方向上的冲击激励时的冲击响应。结果表明在飞机着陆撞击过程中，人体的腰椎响应较大，容易造成损伤。座椅对人体的支持刚度在冲击过程中对人体的冲击响应有较大影响,设计适当的座椅支持刚度可以减小人体的冲击响应。高小青和徐元铭[2]针对空投物资方式中物资的安全着陆问题，采用显式非线性动力学分析有限元软件ANSYS/LS-DYNA对空投舱体着陆冲击进行模拟计算，根据仿真计算所得的舱体在冲击过程中的动态响应，确定舱体结构设计方案的可行性。李建阳和王红岩等[3]基于空降车和缓冲气囊的有限元模型，提出了针对多次着陆冲击作用下的空降车结构累积损伤的计算与评估方法，通过典型工况下的实车空投试验验证空降车有限元模型的可信性，结合勒梅特损伤模型和材料损伤演变方程对空降车结构的累积损伤量进行计算。雷晓波和张强[4]基于冲击响应谱理论，对固定翼飞机着陆时刻外挂构型冲击信号进行了分析，掌握了着陆状态冲击振动的特性，利用均值和方差概念，建立了冲击响应谱评估公式，得到了适用于冲击试验和结构动力学设计的冲击响应谱包络曲线。

对于飞船的返回着陆冲击的过程仿真方面。万峻麟和聂宏[5,6]研究了提出了一种基于非线性瞬态动力学的着陆器有效载荷着陆冲击响应分析方法。以某型月球着陆器为对象，取其搭载的月球车为有效载荷，建立月球着陆器着陆冲击非线性有限元分析模型。通过分析结果与试验结果对比验证了模型及方法的有效性;进而分析了3种工况下月球车的着陆冲击响应，研究了着陆器机体及着陆腿结构柔性对其着陆冲击响应的影响。何欢和孙东阳[7]对深空探测气囊式回收系统的结构特性进行了分析，引入一维流管理论描述子气囊之间气体流动的通气孔，通过仿真分析了通气孔面积对系统着陆缓冲性能的影响，验证了通气孔模型的有效性。王晓姝和赵会光[8]根据已有的土壤模型，提出结合返回器刚体模拟器着陆冲击试验数据，利用多参数递进方法修正土壤模型中的体积模量、剪切模量和屈服参数，获得土壤修正模型。

综上所述，学术界针对着陆冲击的过程仿真研究较多，但缺少基于实测数据的冲击环境拟合和条件制定的研究，这方面研究对于机上和弹上电子设备的环境适应性设计非常重要，尤其是在飞机挂弹模型较为复杂的情况下，不需要建立详细模型，直接采用实测数据进行环境设计。本文研究了基于简化机弹模型和实测数据进行外挂导弹着陆冲击环境设计的方法。

1 着陆冲击环境设计思路

由于飞机带弹着陆过程中，产生的动态响应与起落架特性、飞机和导弹组合体的低阶模态和飞行着陆参数等相关，因此一般在实测数据中无法辨认出明显的标准波形(如半正弦曲线、后峰锯齿曲线，对称梯形等)。

由于着陆冲击为低频冲击，本文基于采用时域波形拟合的思路，利用简化模型计算分析合理的时域波形方案，使用实测数据进行频域分析，拟合得到时域波形的幅值和脉宽参数。辨识路径如图1所示。

a) 基于简化飞机着陆冲击模型进行数值仿真，选择拟合波形种类；

b) 设置波形参数，包括幅值和脉宽；

c) 对波形进行频域分析，包括PSD分析和SRS分析；

d) 将两种频域分析结果与实测结果进行对比分析，若一致性均较好，则设置的幅值和脉宽为最终辨识结果，若有一个一致性较差，则返回b)，调整幅值和脉宽，继续c)和d)。

图1 辨识路径

2 拟合波形种类选择分析

由于飞机着陆过程较为复杂，本小节基于飞机着陆简化模型，分析其着陆工程中动态响应，为冲击环境设计提供参考。

飞机着陆产生的载荷和动态响应取决于起落架减振特性，以及触地垂直方向上的最终耗散能量。而起落架减振特性与缓冲器的性能和效率相关，这就涉及缓冲器的种类、着陆撞击速度和其承担的质量引起的等效力、压缩速率等。大多数飞机采用油气缓冲器，典型的油气缓冲器的高阻力着陆时吸能情况如图2和图3所示[9-10]，这属于一种典型的快速加载状态，此时的载荷-变形曲线是先陡升，随后变平，振荡结束后回零。

为了根据实测数据进行冲击条件的时域波形选择，首先进行建模计算研究飞机着陆过程和动态响应。将飞机和轮胎按刚体考虑，分别进行建模，缓冲器按弹簧-阻尼器建立，其中阻尼力特性采用图2曲线，模型示意图如图3，模型参数如表1。

图2 油气缓冲器的高阻力着陆时阻尼力曲线

图3 高阻力着陆时各阶段油气缓冲器模型示意图

参数名称数值飞机质量/kg7×103轮胎质量/kg100缓冲器刚度/(N·m-1)7×105着陆速度/(m·s-1)5

通过仿真计算得到飞机的加速度响应曲线如图4所示，其波形与文献[9]一致。观察计算波形，其形状与我国军标中推荐的几种波形不能完全匹配。因此，本文尝试使用对称梯形谱拟合着陆冲击时域波形，对称梯形波形与计算结果的对比如图4所示。

图4 飞机加速度响应曲线及冲击波形拟合情况

3 实测数据选择分析

图5给出了着陆冲击时段Y向低频加速度传感器的时域历程。从图5的加速度响应曲线可以发现，5 190 s前为飞行降落触地前响应，在5 190～5 240 s为着陆过程，5 240 s后为飞机-导弹系统在跑道上滑跑过程的加速度响应。

图5 Y向时域曲线

选择5 190～5 240 s的数据按2 s间隔进行功率谱密度分析，分析结果如图6。

从以上分析可以得出以下结论：

a) 整个着陆冲击过程包括了飞机着地到飞机起落架系统的振荡过程，整个过程持续时间较长，5 190～5 240 s均为该过程；

b) 从5 190～5 240 s的功率谱密度分析结果可以看出，这段时间的响应中的频率成分比较一致，仅存在量级大小的区别，其中以机翼的各阶模态为主，导弹的响应较弱。

以下选择5 192～5 194 s数据进行分析，尝试进行条件制定。

图6 加表Y向数据功率谱密度分析

4 冲击条件拟合

本节基于我国军标中的对称梯形波形进行条件拟合，与实测数据对比，辨识波形的脉宽和冲击幅值。根据GJB150A中的标准对称梯形波形曲线(见图7)，选择不同脉宽和冲击幅值的后峰锯齿曲线，其中幅值从2 g按1 g增量变化至10 g，脉宽从80 ms按10 ms增量变化至200 ms，形成的对称梯形系列时域曲线如图8。

图7 标准对称梯形波形曲线

图8 不同脉宽和冲击幅值的对称梯形时域波形曲线

对对称梯形系列时域曲线进行频域PSD和SRS分析，并与实测数据的频域分析结果进行对比，参见图9和图10。

图9 不同脉宽和冲击幅值的对称梯形频域PSD曲线

图10 不同脉宽和冲击幅值的对称梯形频域SRS曲线

可以分析得出以下结论：

a) 从频域PSD分析可以发现，同一脉宽下，随着冲击幅值的提高，频谱呈现整体上升；相同冲击幅值下，随着脉宽的增加，频谱呈现低频幅值升高，截止频率降低；

b) 从频域SRS分析可以发现，同一脉宽下，随着冲击幅值的提高，冲击响应谱呈现整体上升；相同冲击幅值下，随着脉宽的增加，频谱同样呈现整体上升趋势。

根据以上分析结果，按频域PSD和SRS曲线均作为约束条件，选择最为接近的后峰锯齿波，数值如表2所示，其PSD和SRS分析结果与实测数据对比如图11和图12所示。

图11 实测数据与拟合条件的对称梯形PSD曲线

图12 实测数据与拟合条件的对称梯形SRS曲线

冲击幅值/g脉宽/ms2100

5 结论

研究了简化机弹模型和实测数据进行外挂导弹着陆冲击环境设计的方法。不需要建立飞机挂弹详细模型，直接采用实测数据进行环境设计，可简单有效地辨识出时域冲击波形条件，作为工程设计参考。

[1] 杨智春,颜璘娟.飞机应急着陆时的人体冲击响应研究[J].振动与冲击,2009,28(5):10-13.

[2] 高小青,徐元铭,李法林.空投舱体着陆冲击仿真与分析[J].飞机设计,2011,31(2):45-47.

[3] 李建阳,王红岩,芮强,等.空降车着陆冲击累积损伤评估方法研究[J].系统仿真学报,2014,26(1):208-214.

[4] 雷晓波，张强，张永峰.固定翼飞机外挂物着陆冲击响应谱研究[J].飞行力学,2015,33(2):161-164.

[5] 万峻麟,聂宏,陈金宝,等.月球着陆器有效载荷着陆冲击响应分析[J].宇航学报,2010,31(11):2456-2464.

[6] 万峻麟,聂宏,陈金宝,等.基于瞬态动力学方法的月球探测器软着陆腿着陆冲击性能分析[J].兵工学报,2010,31(5):567-573.

[7] 何欢,孙东阳,马常亮.多腔体气囊式回收系统的着陆冲击动力学建模与分析[J].南京航空航天大学学报,2013,45(1):8-13.

[8] 王晓姝,赵会光.应用土壤修正模型的返回器着陆冲击响应预示[J].航天器工程,2015,24(3):45-50.

[9] 丹尼斯·豪.飞机载荷与结构布局[M].孙秦，韩忠华，钟小平,译.北京:航空工业出版社，2014.

[10]GJB150.18A—2009,军用装备实验室环境试验方法第18部分：冲击试验[S].

(责任编辑 周江川)

Study on the Landing Shock Identification of the External-Store Missile Based on the Measurement Data

WANG Liang, CAI Yi-peng, ZHOU Jian-bo, LIAO Xuan-ping, LI Pu

(China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China)

To solve the landing shock design problem of the external-store missile, the curve fitting method of the landing shock was investigated based on the measurement data. Firstly, the strategy of the method was put forward. Secondly, the simplified model of landing aircraft was established, and the dynamic response of the landing process was simulated, which is supposed to decide which standard shock ware used. At last, a series of shock waves were derived by ergodic wave parameters, whose frequency domain analysis are compared to the one of the measurement data, where the parameters of the shock wave are identified. The wave parameters of landing shock can be identified effectively, and the method can be a reference for engineering design.

landing shock; shock response spectrum; power spectrum density function

2016-09-07；

2016-10-15

国家重点实验室2015年开放课题(MCMS-0115G01)；国防技术基础科研项目(JSZL2015203B002)

王亮(1985—)，男，博士，高级工程师，主要从事导弹载荷与环境设计研究。

10.11809/scbgxb2017.02.005

王亮，蔡毅鹏，周剑波，等.基于惯组实测数据的外挂导弹着陆冲击条件拟合方法[J].兵器装备工程学报，2017(2):18-22.

format:WANG Liang, CAI Yi-peng, ZHOU Jian-bo, et al.Study on the Landing Shock Identification of the External-Store Missile Based on the Measurement Data[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(2):18-22.

E927

A

2096-2304(2017)02-0018-05