某型水陆两栖飞机水上降落机身强度分析

胡海波，孟妍，杨昆

1.中航通飞研究院有限公司，广东 珠海 519040

2.哈尔滨工程大学 航天与建筑工程学院，黑龙江 哈尔滨 150001

随着我国经济和科学技术的快速发展，我国在航空领域取得了非常大的进步。某轻型水陆两栖飞机作为我国首架拥有完全自主知识产权的轻型水陆两栖飞机，设计和制造符合中国民航CCAR-23-R3[1]规章要求。该飞机填补了我国在23 部轻型水陆两栖通用飞机研制和生产上的空白。

相比于在陆地上降落，飞机在水上降落存在更多的不确定性因素，如水的流速及水面各种无法预知的情况，这都加大了飞机在水上降落的难度。并且飞机在水上降落缺少了起落架的缓冲作用，这使得飞机在着水瞬间所受到的冲击载荷会成倍增加，很容易使机身结构发生严重变形，造成难以预计的后果，甚至会危害到驾驶员的生命安全。因此，对于在水上降落时飞机整体机身结构强度的校核是非常有必要的。

2010 年，范瑞敏[2]基于Tsai-Hill 强度理论和MSC.Patran&Nastran 有限元软件分析某轻型飞机结构的强度，结果表明机身各个部件有足够的剩余强度，符合安全要求。2010 年，刘向尧等[3]基于Nastran 软件对某两栖飞机进行了全机着陆性能仿真分析和结构优化，并对优化结构进行了有限元仿真分析，对两栖飞机的设计给与了一定的参考价值。2014 年，Lin等[4]基于现有的强度理论和设计准则对复合材料结构进行了可行性分析，并且进一步研究了环境变化对复合材料结构静强度的影响。2013 年，罗琳胤等[5]基于LSDYNA 有限元仿真平台，采用基于任意拉格朗日-欧拉（arbitrary Lagrangian-Eulerian,ALE）耦合方法研究了着水攻角、下沉速度和升力对飞机着水的影响，分析结论对水陆两栖飞机的结构设计提供了一定的参考。2015 年，姚小虎等[6]基于耦合的欧拉-拉格朗日（coupled Eulerian-Lagrangian,CEL）算法研究了水陆两栖飞机入水瞬间的结构运动响应，探究了不同入水角度和速度对结构强度的影响。2019 年，孙丰等[7]通过单机身模型着水试验与有限元仿真相结合的方法，研究了着水姿态对大型水陆两栖飞机着水性能的影响，结果表明加速度会随着初始姿态角的增大出现明显的变化。2020 年，Wang等[8]基于水陆两栖飞机动力学和运动学特性，并结合高速滑行水动力学理论，建立了水陆两栖飞机水上起飞水动力计算模型，与飞行试验实测数据对比验证了所提方法的正确性。2021 年，卢昱锦等[9]基于非定常雷诺平均N-S 方程和标准的k-ω方程研究了初始姿态角、下降速度和前飞速度对着水性能的影响。2021 年，王峥华等[10]基于多体动力学和水面滑行水动力学方法及Simulink 环境进行了水陆两栖飞机在水面和地面上起降的飞行仿真，仿真结果与实验试飞结果吻合较好，达到了设计的精度要求。2020 年，Hu等[11]基于有限体积法和嵌套网格技术研究了水陆两栖飞机着陆载荷特性，得到的结果与模型试验基本一致，验证了嵌套网格技术在水陆两栖飞机着陆载荷设计的可行性。2022 年，罗文莉等[12]基于（computational fluid dynamics,CFD）方法、流体体积（volume of fluid,VOF）模型、雷诺平均NS 方程和动网格方法对飞机水上迫降进行了仿真分析，很好地模拟了飞机水上迫降的运动和受力。2020 年，吕继航等[13]利用数值仿真分析了水陆两栖飞机在起飞、着陆和遭遇突风情况下的力学响应，对机身局部区域的结构强度进行了补充设计与校核。

综上所述，国内外研究人员分别从飞机着水姿态和结构强度这2 个单独的角度对飞机进行了研究分析，没有考虑水陆两栖飞机在着水这个复杂的环境情况下的整体机身强度情况。基于此情况，本文主要分析了某型水陆两栖飞机在不同着水工况下的机身整体结构强度问题，具有重要的工程实际意义，对本型号飞机的安全性有较大的作用。

本文主要采用在三维建模软件CATIA 中建立某型水陆两栖飞机模型，在HYPERMESH 有限元软件中完成飞机模型的几何清理、网格划分、材料属性匹配及加载得到有限元计算文件，采用NASTRAN 2017 求解器进行计算求解。

1 几何模型的建立

1.1 坐标系的确立

1）全局坐标系：全局坐标系是飞机的基本坐标系，用于基准面位置定义、结构内部载荷计算、结构有限元建模和强度分析以及局部坐标系的定义等。

2）气动坐标系：气动坐标系主要用于飞行载荷的计算，其原点O位于飞机的重心，纵轴X平行于机身轴线指向后方，横轴Y垂直于飞机对称平面指向右方（即垂直于纸面向里），竖轴Z根据右手法则确定，垂直于XOY平面指向上方，如图1所示。

图1 气动坐标系示意

3）部件、局部坐标系：部件（如机身、机翼等）坐标系用于该部件的设计和分析，其原点位置应基于全局坐标系定义；局部坐标系是用于定义结构的材料方向、载荷方向等的坐标系，目的是便于局部校核及计算，可根据实际情况定义。

1.2 几何模型的建立

某型水陆两栖飞机几何模型建立基于CATIA软件数值模型，飞机基本结构尺寸和性能数据如表1 所示。

表1 某型水陆两栖飞机基本结构尺寸和性能数据

某型水陆两栖飞机机身整体结构几何模型包括蒙皮、长桁、各框段内腹板、立柱、舭桁、龙骨梁以及主梁等。通常将降落时与水面接触的部分称为船底，飞机主体部分称为机身。机身共有31 个框段（前机身：1-4 框；中机身：5-15 框；后机身：16-31 框），每个框段由腹板、门框及立柱构成，其中加强框7 个，3 个半强框，其余为普通框；贯穿机身的纵向件有舭桁和龙骨梁，局部有加强长桁、船底长桁和侧长桁等。机身整体结构模型如图2 所示。

图2 某型水陆两栖飞机整体结构示意

2 有限元仿真计算

2.1 有限元模型

某型水陆两栖飞机有限元模型是将CATIA几何模型导入HYPERMESH 软件中进行抽取中面、几何清理、消除硬点以及网格划分。

抽取中面的主要目的是获取可以代表实体几何的无厚度中面，方便后期划分2D 网格。几何清理主要包括移除对分析结果影响较小的曲线和圆角特征，包括半径5 mm 以内的圆角和腹板上半径10 mm 以内的圆孔等。在划分网格时，软件会自动在几何特征点上布撒节点，导致网格划分不合理，因此需将这些额外的硬点消除，以达到更好的网格划分结果[14]。

机身整体有限元模型采用2D 单元模拟，单元尺寸5 mm，单元全部选取QUAD4 单元，避免使用TRIA3 单元，并且尽可能地保证单元的细长比小于5，最大不能超过10。某轻型水陆两栖飞机机身有限元模型的节点个数为1 955 607 个，网格数为2 075 956 个，有限元网格划分模型如图3 所示。

图3 机身整体有限元模型示意

2.2 材料及属性

有限元材料选取各向同性的MAT1 金属卡片。单元属性采用PCOMP 卡片，并采取自动匹配几何模型中的板件厚度，当自动匹配失效时，改为手动匹配。

某型水陆两栖飞机机身结构主要用到2A12板材和2A12 挤压型材，机身蒙皮、框段、龙骨梁、长桁和前后段主梁的材料均为2A12 板材，其基本材料参数见表2；而中段主梁和后梁材料为2A12挤压型材，其基本材料参数见表3。

表3 2A12 挤压型材材料基本参数

2.3 载荷计算及施加

某型水陆两栖飞机在水上着陆时，主要承受气动载荷和着水载荷。在着水时，作用在船底的水动载荷主要由船底蒙皮、龙骨梁及框段承受；机身尾翼载荷主要传递给29 框和30 框；发动机载荷分别传递到机身18 框和20 框，侧向载荷由框缘承受，纵向载荷通过机身顶部主梁传递，竖直方向载荷由18、20 框上的框型材承受。

某型水陆两栖飞机的气动载荷主要分布在机身、机翼和尾翼等部件和结构上，各个部件和结构上的气动载荷的分布及大小是由全机整体的气动力力矩平衡条件所决定的，它们的总和等于飞机的重力，合力作用在飞机的重心处。

某型水陆两栖飞机的着水载荷主要作用在飞机船身对称面上，其载荷大小为

式中：FLW为对称面上的着水载荷，WLW为设计着水重力，nLW为着水过载。

对于船艏着水工况，载荷作用在断阶至断阶向前的80%的前体长度范围内，龙骨梁与舭梁在对称面投影的中线上，并垂直与该中线的切线；对于船艉着水工况，载荷作用在断阶至断阶向后的85%的后体长度范围内，龙骨梁与舭梁在对称面投影的中线上，并垂直龙骨梁。

其中着水过载大小为

式中：VLW为着水速度，VLW=0.95，其中：CL为着水迎角的升力系数，ρ 为大气密度，SW为机翼面积，系数0.95 是考虑了飞机触水前的飘飞影响；C1为着水过载的经验系数（内海为0.071 3、外海为0.090 3）；β为着水过载纵向位置的斜升角；K1为着水过载沿船身纵向分布的经验系数分布，如图4 所示。图4中LF和LT分别表示水上飞机船身前体和后体的长度，rx为飞机重心到着水过载计算点的水平距离与水上飞机俯仰惯性半径的比值。

图4 着水过载沿船身纵向分布的经验系数分布

此次分析的载荷工况选取为对称船艏着水工况和对称船艉着水工况，其飞机机身载荷分配及加载位置如表4 所示。

表4 飞机机身载荷分配及加载位置

3 计算结果与分析

将某型水陆两栖飞机机身分为前机身、中机身、后机身三舱段进行静强度分析，对比对称船艏着水和对称船艉着水2 种工况下的整体位移，并对蒙皮、框段和纵向件进行应力分析，计算各结构件的裕度值。计算时，安全系数取1.5。为保证飞机结构强度性能满足要求，各结构件的裕度值均要求大于零。

机身蒙皮和各个构件强度裕度值计算公式为[15]

式中：σb为材料的强度极 限，σ为结构的Von Mises 应力值，f1为安全系数。

3.1 前机身舱段静强度结果分析

对比2 种工况下的计算结果可得：对称船艉着水工况下，前机身整体合位移较大，最大合位移为12.76 mm，最大位移位置位于1 框框腹板处，位移云图如图5 所示；在对称船艏着水工况下，机身整体蒙皮最大Von Mises 应力为172.36 MPa，材料的强度极限为390 MPa，计算得到安全裕度为1.2，最大应力位于前机身下蒙皮，机身蒙皮Von Mises 应力云图如图6 所示。

图5 前机身整体位移云图

图6 前机身蒙皮应力云图

前机身所有框段和长桁的最大Von Mises 应力和安全裕度值如表5 所示，均满足静强度要求。其中前机身3 框和机身侧长桁的裕度最小，Von Mises 应力云图分别如图7 和图8 所示。

表5 前机身结构安全裕度校核表

图7 框段3 应力云图

图8 长桁应力云图

3.2 中机身舱段静强度结果分析

对比2 种工况下的计算结果可得：对称船艉着水工况下中机身整体合位移较大，最大合位移为13.18 mm，最大位移位置位于前舱门门框处，位移云图如图9 所示；在对称船艏着水工况下，中机身蒙皮最大Von Mises 应力为291.31 MPa，许用应力为390 MPa，计算得到安全裕度为0.34，最大应力位于中机身侧蒙皮舱门附近，中机身蒙皮Von Mises 应力云图如图10 所示。

图9 中机身整体位移云图

图10 中机身蒙皮应力云图

中机身所有框段和龙骨梁的最大Von Mises应力和安全裕度值如表6 所示，均满足静强度要求。其中前机身15 框和中段船底龙骨梁的安全裕度最小，Von Mises 应力云图分别如图11 和图12所示。

图11 框段15 应力云图

图12 龙骨梁应力云图

表6 中机身结构安全裕度校核表

3.3 后机身舱段静强度结果分析

对比2 种工况下有限元计模型计算结果可得：对称船艏着水工况下，后机身整体合位移较大，最大合位移为15.17 mm，最大位移位置位于20 框上框处，位移云图如图13 所示；在对称船艉着水工况下，机身蒙皮最大Von Mises 应力为315.47 MPa，许用拉伸应力为390 MPa，计算得到安全裕度为0.24，最大应力位于与右侧机翼连接处的蒙皮，机身蒙皮Von Mises 应力云图如图14 所示。

图13 后机身整体位移云图

图14 后机身蒙皮应力云图

后机身所有框段和龙骨梁的最大Von Mises应力和安全裕度值如表7 所示，均满足静强度要求。其中后机身18 框和舭桁的安全裕度最小，Von Mises 应力云图分别如图15 和图16 所示。

表7 后机身结构安全裕度校核表

图15 框段18 应力云图

图16 舭桁应力云图

4 结论

本文基于某轻型水陆两栖飞机机身结构，对对称船艏着水和对称船艉着水2 种不同载荷情况下的静强度问题进行仿真分析。分析结果表明：

1）机身整体最大位移出现在对称船艏着水工况，位于20 框上框处，最大值为15.17 mm。

2）后机身蒙皮最大的Von Mises 应力为315.47 MPa，计算所得安全裕度为0.24，安全裕度值大于零，蒙皮符合静强度要求。

3）对机身各个框段和纵向件结构进行了强度校核，其机身侧长桁在对称船艏着水时的最大Von Mises 应力为174.98 MPa，计算所得安全裕度为0.5，安全裕度值大于零，机身结构符合静强度要求。

本文综合机身整体位移和蒙皮及机身各个结构的静强度校核，所得安全裕度值均大于零。校核结果显示机身各结构件均满足静强度要求，保证了飞机在水上降落时的安全性和可靠性。