一种舰载机着舰拦阻地面模拟冲击试验方法

2020-10-12何肇雄刘晓明张浩成

兵器装备工程学报 2020年9期

李昕，何肇雄，刘晓明，张浩成

(1.成都飞机工业(集团)有限责任公司技术中心，成都 610000；2.海军研究所舰载机作战研究与评估中心，北京 100000)

舰载机是航空母舰的主要攻防武器，而舰载机起降技术是影响舰载机作战性能的关键问题，也是影响航空母舰战斗力的重要因素[1-2]。由于航母上飞行甲板跑道长度有限，对舰载机的降落滑跑距离提出了极高的要求。为了解决这一难题，航母普遍使用拦阻系统缩短飞机降落的滑跑距离。飞机在拦阻钩挂索的过程中，飞机机身经历复杂受力条件下的动响应过程，掌握飞机挂索拦阻时的过载、应力及应变响应过程，这对指导飞机设计，保证拦阻阶段安全有重要意义。

国外对舰载机拦阻过程的研究起步较早，有较多的理论、仿真及试验成果，并通过这些成果建立了军标[3-9]。其主要关注点集中在两方面：一方面是导致拦阻着舰过程的复杂性的原因上，如分析拦阻钩装置、拦阻装置的工作原理、所受载荷等；另一是如何通过提升拦阻性能以提高舰载飞机的着舰成功率。Thomlinson[10]、Billec[11-12]等对拦阻钩的动力学性能做了较深入的研究，美军标MIL-STD-2066在大量实验数据的基础上给出了不同拦组系统中不同质量、速度的舰载飞机的拦阻钩载荷变化规律；Ringleb[13]、Gibson[14]、Leask[15]等对拦阻索的动力学理论及模型做了详细研究；Montgomery和 Granda[16]创建了可以模拟拦阻全过程的仿真方法。

国内相关研究尚处于起步状态，缺少试验数据，主要是利用国外公布的试验数据对舰载机拦阻着舰进行理论和仿真计算研究分析。柳刚[17]运用碰撞理论建立了拦阻钩-道面的碰撞模型；高泽迥[18]运用波动传载理论，分析了飞机拦阻偏心程度和不同索材料对索应变动载的影响，并对阻中出现的拦阻钩振动作了阐明和分析；柳刚、朱琳[19]、张卓坤[20]等都对非对称拦阻时起落架上载荷变化进行了深入研究；高华锋[21]对舰载机拦阻的刚柔耦合动力学进行了研究。

综上所述，现有研究主要集中在动力学仿真等内容，而对相关地面拦阻的模拟试验开展较少，本研究对拦阻着舰地面模拟冲击试验的试验装置、试验件、加载方法及载荷选择做了研究分析，通过对试验加载数据特性和实测过载结果的分析，验证了该试验能够较好地模拟舰载机拦阻着陆过程，为飞机结构设计及动强度校核提供数据支撑。

1 试验原理

现有技术中通常采用静力试验研究拦阻着陆对舰载机的影响，如图1所示，静力试验是将前机身进行固支约束，并在拦阻钩头处逐级施加拦阻载荷并测量机体结构应变的方法来验证机体结构强度，这种试验方法存在两个问题:

图1 静力试验装置示意图

1) 此处加载的拦阻载荷并不能反映真实的拦阻着舰载荷。真实的拦阻着舰载荷在冲击的瞬间迅速增大，然后很快衰减。如果将真实的拦阻着舰载荷的峰值作为拦阻工况静力试验的载荷，对结构逐级加载，使载荷持续作用于结构，明显不符合冲击的特点，且结构更容易破坏；按该载荷条件来设计的结构过强，亦不符合结构设计的要求。

2) 对前机身进行固支约束，导致整个试验件不能够运动，明显不符合舰载机拦阻着陆过程中的运动状态，会导致整个机体受力状态不准确。

为了改善以上所述问题，需要设计一套能够在拦阻钩头处施加冲击载荷，使得试验件在受到冲击载荷时，能够自由运动的试验装置，以较准确地模拟拦阻着陆过程中主传力和关键连接部位的受力情况。

2 试验方法

2.1 试验装置

为了满足前文所述试验要求，使飞机能够在受到冲击载荷时自由运动，设计了试验装置，整套试验装置包括3个部分，如图2所示，分别为：

图2 试验装置示意图

1) 拦阻装置，用于试验的加载及拦阻，其中有：

a) 弹簧储能系统，用于对储存对试验件加载冲击载荷的能量，该系统由15根高强度弹簧组成的3×5的弹簧组成，弹簧刚度系数为11 421 Nm，弹簧储能系统的变形能力为1.5 m，储能能力为128 487.4 J。弹簧储能系统前端固定于地面基础，后端与加载连杆相连，试验过程通过作动筒加载系统压缩弹簧系统实现储能。

b) 作动加载系统，连接弹簧储能系统与试验件，用于载荷的传递，该系统包括加载连杆、张力销和作动筒。整个加载装置位于滑轨下方。作动筒端部固定，另一端和加载连杆之间通过张力销相连，加载连杆另一端与弹簧储能系统相连。加载连杆中的连接横杆与拦阻钩相连，两者之间存在3 mm左右的间隙。

c) 拦阻钩装置，与试验件和拦住装置相连，如图3所示。

图3 拦阻钩装置

2) 支撑装置，位于拦阻装置上方，是用于支撑试验件的水平导轨，水平导轨使用工字粱，通过支架固定于试验室地轨上，以确保拦阻冲击试验时，试验件组件可沿水平方向自由运动，即确保试验件航向为自由状态。

3) 阻尼装置，也就是该套试验装置的刹车系统，位于弹性组件上方。采用摩擦力原理由两边夹板提供压力，中部顶杆运动时可产生摩擦阻力，通过调节两边的夹板可调节摩擦力大小。刹车系统的最大刹车距离为1.5 m，摩擦力控制范围为10～25 kN运动的试验件通过后机身假件端部撞上刹车缓冲系统，在刹车缓冲系统的作用下试验件逐渐减速为零，试验中可能出现二次碰撞的情况。在试验中控制刹车系统提供的摩擦力小于20 kN，保证试验件在刹停过程中的安全。

2.2 试验件

基于上述试验方案，对国外某舰载机的主传力及关键连接部位进行了试验研究。为减小试验规模，控制试验成本，适应试验场地条件，达到研究拦阻过程中主传力及关键连接部位的受力情况的目的，通过对该飞机的合理假设简化，设计了试验件，如图4所示。试验件主要包括3个部分：

图4 试验件示意图

1) 试验件主结构，通过对国外舰载机的研究，对其主传力及关键连接部位进行了简化设计，去除了部分蒙皮和口盖，添加了部分试验件与试验装置的连接组件，以方便试验件能够稳定放置在试验装置上。

2) 拦阻钩试验件，连接试验件主结构和拦阻装置。

3) 对国外舰载机的前机身、后机身、机翼和燃油的质量重心进行了合理假设并制造了假件与试验件主结构相连。前后机身假件通过高强度螺栓与中机身框相连，机翼假件通过在机腹附近预留的螺纹孔与中机身试验件固接，拦阻钩通过可旋转接头与中机身拦阻接头连接。

2.3 试验加载方法

将试验件放置于支撑装置的水平导轨上，形成完整的试验加载装置，如图5所示，拦阻钩钩头通过加载连杆，一端连接弹簧系统，另一端通过张力销连接作动筒，拦阻钩与地面夹角为4°。试验开始，作动筒沿航向拉加载连杆，弹簧储能系统和加载连杆同步运动，同时加载连杆中顶杆推动试验件也随作动筒同步运动。在这个过程中，弹簧变形储能，作动筒与弹簧系统受力平衡，因此试验件不受力。

图5 完整试验加载装置示意图

当作动筒加载到达张力销断裂载荷时，张力销剪断，弹簧储能系统恢复力带动加载连杆向逆航向运动，在极短时间内将载荷施加于拦阻钩头，拦阻力瞬间达到设计值，拦阻力传递给试验件，同时带动试验件沿逆航向加速运动，直到弹恢复原长，加载过程及试验装置说明如图6所示，其中图6(a)表示加载过程试验件运动方向，图6(b)表示张力销断裂后试验件运动方向。在试验件加速运动期间，通过拦阻钩装置上连接的载荷传感器(型号PSD-30tSJTT)实时采集载荷信息，作为拦阻冲击载荷。

图6 加载过程示意图

要控制拦阻冲击载荷达到目标值，需要控制张力销断裂载荷。通过控制张力销直径可控制张力销断裂载荷。试验过程中要实现载荷加载到拦阻钩时，推动试验件的随动推杆要与拦阻钩脱离的目的，因此，试验开始前加载连杆中的连接横杆与拦阻钩头间需要有3 mm左右的间隙。由于间隙的存在，导致张力销断裂后，加到拦阻钩头上的载荷为冲击载荷，大于张力销断裂的载荷。在加载连杆与拦阻钩之间加橡胶垫来调整加载速率，如图7所示。

3 试验载荷研究

根据试验要求，需要让试验件达到A、B两种过载状态(以下称为A工况、B工况)，根据牛顿第二定律，试验件质量与试验过载的乘积即为理论试验载荷。由于拦阻钩与地面有4°的夹角，得到理论计算载荷如表1所示。

图7 拦阻钩与加载连杆之间加橡胶垫

表1 理论计算载荷

在实际试验中，通过张力销断裂瞬间对试验件施加冲击载荷。多次小载荷试验的结果如表2所示，由数据可以发现以下两个特点：

1) 由于冲击过程中会产生动量的累积效果，拦阻钩处的实测载荷峰值大于张力销的断裂载荷。张力销断裂载荷与张力销直径直接相关。

2) 在张力销断裂载荷相同的情祝下拦阻载荷到达峰值时间越短，拦阻钩处实测载荷峰值越大。拦阻载荷到达峰值时间与拦阻钩和加载连杆间的橡胶垫厚度相关。

表2 小载荷实测值

通过前期小载荷试验的摸索，大致得到了A工况和B工况所需的张力销直径范围和橡胶垫厚度范围，通过对两种工况的数次打靶试验，针对每种过载状态选出了一次加载最准确的试验，其试验载荷数据如表3所示，载荷时程曲线如图8所示。

表3 实测试验载荷数据

图8 加载时程曲线

由图8可见，整个冲击加载过程分为3个阶段：载荷上升阶段(图8左中A所示)、载荷下降阶段(图8左中B所示)以及二次冲击阶段(图8左中C所示).载荷上升阶段时长0.012～0.015 s，载荷下降阶段时长0.1～0.11 s，二次冲击阶段时长0.13～0.14 s。其中载荷上升阶段和载荷下降阶段为重点考察阶段。整个过程中，载荷先短时间急剧增大，再振荡下降，经历二次碰撞后逐渐衰减接近零值，符合瞬态冲击的特点。B工况与A工况变化趋势基本一致。

综上所述，由于实测载荷峰值接近理论载荷，载荷时程曲线变化趋势符合预期特征，可以认为A和B两次试验可以较真实地反正实际舰载机拦阻着舰冲击中所受拦阻力的情况。