基于ADAMS的舰载机拦阻着舰仿真分析

高华峰，张晓晴，李志强，张 闰，李永刚，朱小龙

(1.华南理工大学 土木与交通学院，广州 510641；2.太原理工大学 力学学院，太原 030006；3.成都飞机工业(集团)有限责任公司，成都 610092)

舰载飞机拦阻着舰的过程为：舰载飞机顺利进场后，拦阻钩钩住拦阻索向前滑行，拦阻索带动拦阻装置产生阻力，强制使飞机制动，直至飞机减速为零。舰载飞机的拦阻着舰过程是舰载飞机事故率最高的阶段。因此，对舰载飞机拦阻着舰过程进行安全可靠性分析是当前研究热点。拦阻过程中，需要考虑舰载飞机的质量、速度、位置和姿态、航母不规则的海上运动、舰尾流、甲板侧风、拦阻系统的拦阻性能等多种因素的综合作用。针对复杂的拦阻坏境、舰载飞机和拦阻系统自身结构系统的复杂，如何建立舰载飞机拦阻着舰动力学模型进行仿真分析是一大技术难题。

国内外有许多学者针对舰载飞机拦阻着舰动力学问题进行研究。以美国为代表的西方国家已有几十年的理论和实验研究，建立了一套规范的实验方法、军用标准[1-7]。国内，吴娟等[8]建立重型飞机拦阻系统的数学模型，利用Simulink模拟了拦阻系统拦停飞机的过程。针对受控参数如飞机的过载、速度、加速度、拦阻带拉力、水涡轮转子的转速等变化规律进行仿真分析。刘成玉等[9]研究了舰载机-拦阻系统耦合分析方法，建立机身刚体、起落架缓、拦阻系统模型，仿真分析得到拦阻系统的动响应。聂宏等[10]详细地论述了舰载飞机着舰拦阻涉及到的关键动力学问题及其研究现状，重点对拦阻钩弹跳动力学及其载荷分析、拦阻索动力学及其载荷分析、下沉速度、非对称拦阻对起落架载荷的影响、拦阻系统动力学等方面进行了综述。

目前，国内舰载机拦阻着舰技术研究没有足够的实验数据，大多为理论分析和模拟仿真。而且，大多数学者只对舰载机拦阻过程中某一装置进行单独分析研究，缺乏全系统的整体分析。在对拦阻过程中的系统进行耦合仿真分析时，多将机身视为刚体，无法得到拦阻过程中机身的动态响应。

本文基于ADAMS从刚柔耦合多体动力学建模角度出发，建立由舰载飞机柔性体模型、起落架缓冲模型、拦阻钩模型等组成的舰载飞机-拦阻钩刚柔耦合动力学模型。根据在拦阻装置作用下等质量小车实验所得到的数据，提出对舰载飞机施加等效拦阻载荷的方法。通过仿真计算分析得到拦阻过程中飞机机身的过载、应力、应变规律，可以为飞机机身结构提供优化参考和飞机上舰试飞前的安全可靠性进行评估。

1 舰载飞机-拦阻钩刚柔耦合动力学模型

舰载飞机-拦阻钩刚柔耦合动力学模型主要包括舰载飞机柔性体模型、起落架缓冲系统模型、拦阻钩模型等部分。其创建流程如图1所示。

1.1 舰载飞机柔性体模型

基于ADAMS联合CATIA，PATRAN，NASTRAN创建舰载飞机模态中性文件MNF(Model Neutral File).在CATIA中创建舰载飞机几何模型，将几何模型导入PATRAN中，在PATRAN中定义各材料属性并赋予各部件。对各部件进行网格划分，并在与起落架、拦阻钩连接位置处设置INT_ NODE点，再进行模态计算设置，生成bdf文件导入NASTRAN中计算得到舰载飞机模态中性文件MNF.

图1 舰载机刚柔耦合动力学模型创建流程Fig.1 Flow chart of rigid flexible coupling dynamic model of carrier aircraft

通过计算舰载飞机的自然频率和对应的模态，根据模态理论，拦阻过程中舰载飞机产生的变形由舰载飞机模态通过线性叠加计算得到，结合材料属性即可计算出拦阻过程中机身的应力和应变等动响应[11]。将模态中性文件直接导入到ADAMS中即建立舰载飞机柔性体模型。

1.2 起落架缓冲模型

本文所研究起落架的结构形式为支柱套筒式起落架。起落架作为刚性体处理，在CATIA和HYPER-MESH中作合理简化，在简化后各部件的重心处和连接处创建Point，再导入ADAMS中，在Point上处创建Maker点以便在ADAMS中定义重心位置和相应的滑动副和旋转运动副。简化后的前起落架部件有内筒、外筒、加强杆、上扭力臂和下扭力臂，主起落架部件有内筒、外筒、上扭力臂、下扭力臂。简化后的结构模型见图2.

图2 起落架模型Fig.2 Landing gear model

舰载飞机拦阻着舰时有一定大小的下沉速度即以“撞击式”着舰，起落架缓冲器必须消耗和吸收着舰产生的巨大能量，防止结构发生破坏。对于油气式起落架缓冲器，将空气腔和油腔的缓冲力等效为空气弹簧力、油液阻尼力和结构限制力[12]。

1) 空气弹簧力。气腔压缩是一个瞬态过程，与外界没有热交换，属于绝热压缩，根据热力学方程推导得到空气弹簧力的表达式[15]：

(1)

式中：pAir0为空气腔初始压强；pAMB为大气压强；VAir0为空气腔初始体积；AAir为活塞杆外截面面积；γ为空气多变指数；S为活塞行程。

2) 油液阻尼力。根据流体力学经典局部压力损失理论，可得油液阻尼力表达式如下[13]：

(2)

根据起落架的填充参数和几何参数在ADAMS中创建函数，对起落架施加空气弹簧力和油液阻尼力，使用IF函数结合起落架最大行程对起落架施加结构限制力。

1.3 拦阻钩模型

拦阻钩作刚体处理，在CATIA和HYPER-MESH中作合理简化。简化的内容主要有：删除拦阻钩上油管及电线等部件，只保留拦阻钩作动筒、拦阻杆和连接耳片，以提高计算效率。在简化后各部件的重心处和连接处创建Point，再导入ADAMS中，在Point上处创建Maker点以便在ADAMS中定义重心位置和相应的固定副和旋转运动副。简化后的拦阻钩结构模型见图3所示。

图3 拦阻钩模型Fig.3 Model of arresting hook

舰载飞机拦阻着舰时，一种着舰方式为:拦阻钩先触舰反弹，然后再钩上拦阻索。这种情况下，拦阻钩碰撞甲板的弹跳问题关系到飞机拦阻的成败，因此，必须考虑拦阻钩纵向缓冲器。

拦阻钩纵向缓冲器采用油气式缓冲[14]。纵向缓冲力等效为空气弹簧力和油液阻尼力，其具体大小由纵向缓冲器初始填充参数确定[15]。在ADAMS中，根据纵向缓冲器填充参数和相应的几何参数构造纵向缓冲器的空气弹簧力和油液阻尼力。

2 复杂-强非线性力学模型

舰载机在拦阻着舰过程中受到飞机重力、拦阻载荷、甲板冲击载荷及甲板摩擦力的耦合作用，其复杂-强非线性载荷下力学模型如图4所示。

图4 飞机力学模型图Fig.4 Mechanical model of aircraft

根据海军工程大学利用拦阻系统对某型号舰载无人机等质量小车拦阻实验得到的水平拦阻加速度时程曲线，即为舰载飞机着舰拦阻过程中水平方向上的加速度曲线，根据飞机质量即可反推出拦阻载荷沿水平方向的分力Fh(t).拦阻过程中，拦阻钩钩上拦阻索后的拦阻钩-拦阻索力学模型图如图5所示。

图5 拦阻钩-拦阻索力学模型Fig.5 Mechanical model of arresting hook-arresting rope

A点为拦阻钩与索的啮合点，由拦阻钩-拦阻索的力学模型可知，由tn时刻数据推导出tn+1时刻的拦阻力F(tn+1).

(3)

式中：在tn时，拦阻钩钩头的水平位移为l(tn)；拦阻钩钩头离甲板高度为h(tn)；拦阻载荷水平方向分量Fh(tn)；拦阻索与甲板的夹角为α(tn).

根据式(3)在ADAMS中构造函数，结合实验得到的数据在拦阻钩上施加拦阻载荷。

3 计算结果分析

根据某型号舰载无人机模型，基于ADAMS对舰载机拦阻着舰过程进行刚柔耦合多体动力学仿真分析。计算时间为3 s，依据型号飞控的要求，工况设置如下表1，拦阻力水平方向的分量如图6所示。

表1 舰载机拦阻着舰初始条件Table 1 Parameters of arresting simulation

图6 拦阻力水平方向分量Fig.6 Horizontal component of resistance

3.1 飞机姿态分析

舰载机拦阻着舰仿真过程中，在拦阻钩与拦阻索啮合后，主起落架着舰。舰载机的滑跑位移、航向速度以及拦阻钩的钩甲角变化规律分别如图7-图10所示。

从图7-图9可得，在仿真时间3 s内，工况1、工况4下舰载机的航向速度减少至17 m/s，滑跑位移为80 m左右，工况2、工况3下舰载机的航向速度减少至8 m/s，滑跑位移为95 m左右。对比4种工况下的实验与仿真结果，仿真下飞机的航向位移与等质量小车实验的水平拦阻位移基本吻合，验证了仿真结果的可靠性。

图7 飞机的航向速度Fig.7 Heading speed of aircraft

图8 在工况1，工况3下飞机的航向位移Fig.8 Heading displacement of aircraft in condition 1 and 3

图9 在工况1，工况4下飞机的航向位移Fig.9 Heading displacement of aircraft in condition 2 and 4

图10 不同工况条件下钩甲角变化规律Fig.10 Variation of angle of hook in different conditions

图10给出了仿真得到的拦阻钩与甲板平面之间角度变化规律。由钩甲角曲线可知，拦阻初始阶段，钩甲角迅速减少，在0.2 s时钩甲角减少至2°左右。在1.0 s左右，工况3和工况4下钩甲角有明显的剧烈波动，与此时图4中拦阻力水平方向分量的变化相对应。

3.2 飞机机身的过载与强度分析

沿着机身从前往后，在机身上的加强框与梁连接处取点并编号。机身上采样点的分布如图11所示。

图11 机身上的采样点Fig.11 Point on the fuselage of aircraft

为了研究机身上过载传递规律与应力分布规律，根据图11，从机身上分提取采样点的航向过载峰值、Mises应力峰值。根据提取的数据分别绘制对应的峰值曲线，如图12、图13所示。

图12 机身采样点的航向过载峰值Fig.12 Overload peak at the point on fuselage

由图11、图12可知，机身上的航向过载沿着机身从后向前(点10-点6)逐渐递减，在后机身上靠近拦阻钩的那一段(点10-点8)衰减迅速。在靠近前起的位置处，航向过载从后向前(点5-点1)有的增加趋势，但增幅不大。机身的最大过载集中在后机身上，航向过载瞬态峰值的最大值为33 g.四种工况下，飞机航向过载无明显区别。

由图11、图13可知，机身上的Mises应力峰值在起落架附近和拦阻钩连接位置处较大。对于机身不同位置处的Mises应力峰值，靠近主起落架位置处最大接近200 MPa，拦阻钩连接位置处、前起落架附近最大为100 MPa.其它位置处的Mises应力峰值在100 MPa以下。4种工况下，应力分布规律无明显区别。

图13 机身采样点的Mises应力峰值Fig.13 Mises stress peak at the point on fuselage

4 结束语

本文通过建立舰载飞机-拦阻钩刚柔耦合动力学模型，在ADAMS中对某型号舰载无人机拦阻着舰过程进行仿真计算，分析仿真得到的飞机在拦阻过程中机身动响应，可以得出以下结论：

1) 根据飞机质量小车实验得到的水平方向加速度曲线可以得到拦阻力水平方向曲线。不考虑拦阻装置的条件下，在ADAMS中，根据拦阻钩的航向位移和离地高度变化关系施加拦阻力，提出一种有效施加拦阻载荷的方法。

2) 舰载无人机的拦阻着舰过程中，考虑复杂-强非线性载荷的作用，仿真得到复杂载荷作用下舰载机的安全着舰，为舰载飞机上舰提供可靠的分析方法。

3) 基于ADAMS动力学仿真软件，提出了一种考虑机身为柔性体的刚柔耦合方法。通过仿真分析得到了拦阻过程中机身的传力路径，机身的结构强度规律，为舰载机机身设计提供参考。

4) 机身航向过载的传递路径，沿着主梁从后机身向中机身迅速减少，之后，由中机身向前机身有微弱的递增。机身的最大航向过载峰值集中在后机身上，最大的冲击瞬态峰值达到33 g.

5) 机身的Mises应力在越靠近起落架位置其值越大。机身上大部分位置处的Mises应力较少，机身上最大的Mises应力峰值、在与主起落架连接处，其具体数值为200 MPa.

6) 气动载荷对拦阻着舰过程中飞机的姿态有重大影响，本文对舰载无人机的拦阻着舰计算未考虑气动载荷对飞机的作用，这是以后仿真计算中需要考虑的因素。

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