CN105138805A - 一种弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法，属于飞机起落架强度设计领域。所述载荷仿真方法主要包括对弹射起飞的飞机进行整机、前起落架以及主起落架的受力分析，并建立相应的力学平衡方程；根据前起落架力学平衡方程构建前起落架仿真分析模型，同理，构建主起落架仿真分析模型，以及构建整机动力学仿真分析模型；最后根据在实际弹射起飞时的飞机试验重心数据以及前主起落架载荷曲线，对所述整机动力学仿真分析模型进行修正。据此修正后的模型即为可用于飞机弹射起飞的载荷仿真的模型，解决了飞机弹射起飞时的起落架载荷设计分析问题，保证了舰载机在航母平台和陆基训练场的试飞验证。

Description

一种弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法

技术领域

本发明属于飞机起落架强度设计领域，具体涉及一种弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法。

背景技术

弹射技术是一种直线推进技术，适宜于短行程发射大载荷的设备，在军事、民用和工业领域具有广泛应用前景。关于航母舰载机的起飞技术目前主要包括滑跑起飞、液压弹射起飞、蒸气弹射起飞以及电磁弹射(简称EMALS)起飞技术，航舰起飞的模式是指，让一架传统方式起降的飞机在较短的滑行距离(约100公尺)下顺利起飞，必然需要一种辅助工具，即为弹射起飞。因此，就受载模式而言，它既不同于飞机常规陆基起飞情况，也与飞机斜板滑跃起飞大相径庭。弹射起飞时，在前起落架上作用有牵制载荷、拉紧载荷、释放载荷、弹射牵引载荷和突伸载荷等全新、多工况的复杂动载荷。在进行飞机设计时，需要对飞机弹射起飞的整个过程进行仿真分析，全面模拟舰载机弹射起飞时的起落架受载情况，据此进行起落架设计，方可保证设计的全面性和准确性。

如申请号201410374444.1提出的一种飞机斜板滑跃起飞的起落架载荷仿真方法，据斜板滑跃起飞全机受力计算模型，利用牛顿定律建立了斜板滑跃起飞动力学模型；第二，根据某平台特征，构造了斜板滑跃起飞平台函数；第三，根据斜板滑跑飞机特点，确定了斜板滑跃起飞的动力学求解流程，建立斜板滑跃起飞仿真分析模型。再如申请号201410154045.4提出的一种全尺寸飞机着陆撞击的起落架载荷仿真方法，根据飞机着陆各部分的运动特点，将飞机简化为刚体，取飞机力学模型各个不同的分离体即机身、主起落架、前起落架，建立全尺寸飞机着陆撞击的动力学方程；第二，利用在CATIA中建立的起落架缓冲支柱部件的三维模型，通过对起落架分析模型的简化和约束，将三维模型导入到ADAMS中，采用常规仿真分析方法对起落架单个子***模型进行校验；第三，使用已经校验起落架单个子***模型和机体的仿真模型装配成全尺寸飞机着陆撞击仿真模型；第四，根据全机联调得到的全尺寸飞机仿真分析模型进行全尺寸飞机着陆撞击仿真分析，将仿真结果与单个起落架相应姿态的计算结果进行对比，对全尺寸飞机仿真模型进行修正。显然，上述起落架的动力学模型的构建没有弹射辅助工具的影响，因此，飞机前起落架(也就是弹射起飞的主作用点)的分析存在局限性，在进行飞机弹射起飞情况起落架载荷仿真时，无法继续沿用旧有的陆基飞机常规起飞滑跑情况的算法，必须建立一套新的仿真模型和计算方法模拟起落架的动态变化过程，同时，还需要考虑飞机机体的动态响应过程。对于飞机弹射起飞的起落架载荷仿真方法的前提是，需要自主开发一套适用于弹射起飞的起落架载荷分析方法。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提出了一种弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法，通过对弹射起飞的飞起前起落架载荷进行受力分析，并结合现有路基起飞模式下主起落架的载荷受力情况，构建全新的全机动力学模型，从而对飞机起落架载荷进行仿真。

本发明弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法主要包括：

对弹射起飞的飞机进行整机的受力分析，并利用牛顿定律建立整机的力学平衡方程；

对弹射起飞的飞机的前起落架进行受力分析，并利用牛顿定律建立前起落架的力学平衡方程；

对弹射起飞的飞机的主起落架进行受力分析，并利用牛顿定律建立主起落架的力学平衡方程；

根据前起落架力学平衡方程构建前起落架仿真分析模型，根据主起落架力学平衡方程构建主起落架仿真分析模型，并对所述前起落架仿真分析模型以及主起落架仿真分析模型进行校验；

根据所述校验后的前起落架仿真分析模型、主起落架仿真分析模型以及整机力学平衡方程构建整机动力学仿真分析模型；

根据在实际弹射起飞时的飞机试验重心数据以及前主起落架载荷曲线，对所述整机动力学仿真分析模型进行修正，据此修正后的模型即为可用于飞机弹射起飞的载荷仿真的模型。

优选的是，所述建立整机的力学平衡方程包括飞机整机在水平方向受到的合力为零以及飞机整机在竖直方向上受到的合力为零。

在上述方案中优选的是，所述建立整机的力学平衡方程的前一步包括将飞机起落架支柱缓冲器和机轮轮胎视为二自由度的质量以及有阻尼的振动***进行受力分析。

在上述方案中优选的是，所述建立前起落架的力学平衡方程包括建立前起落架上着陆动力学的平衡方程以及起落架缓冲器内部力的平衡方程

在上述方案中优选的是，述建立前起落架的力学平衡方程的前一步包括将所述前起落架作为空气弹簧与油液阻尼器的组合进行受力分析。

在上述方案中优选的是，所述建立整机的力学平衡方程包括，

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\Σ}{F}_{x.g}=0\\ \mathrm{\Σ}{F}_{y\·g}=0\end{array}\right.\⇒\left\{\begin{array}{c}Pcos(\mathrm{\σ}+\mathrm{\α})+Tcos\mathrm{\θ}-{\mathrm{N\μ}}_0-D={\mathrm{Mn}}_x\\ P\sin (\mathrm{\σ}+\mathrm{\α})-Tsin\mathrm{\θ}+L+N-G=0\end{array}\right.,$

式中，M为飞机质量，T为牵制力，L为气动升力，P为发动机推力，D为气动阻力，N为轮胎垂直反力，n_x为飞机航向加速度，三角函数cos与sin分别为发动机推力/牵制力在x轴与y轴的分力。

在上述方案中优选的是，所述建立前起落架的力学平衡方程包括，

$\begin{array}{c}{m}_1{\stackrel{\·\·}{y}}_1=L+F_a-F_h-F_f-m_{1}g\\ m_2{\stackrel{\·\·}{y}}_2=F_t+F_h-F_f-F_a-m_{2}g\end{array},$

其初始条件为：

$\begin{array}{cc}{y}_1=y_2=0& {\stackrel{\·}{y}}_1={\stackrel{\·}{y}}_2=0,\end{array}$

并满足约束条件：

y₁-y₂≤S₀，

式中，m₁为弹性支撑质量，m₂为非弹性支撑质量，y₁弹性支撑质量位移，y₂为非弹性支撑质量位移，弹性支撑质量运动速度，为非弹性支撑质量运动速度，为弹性支撑质量运动加速度，为非弹性支撑质量运动加速度，S₀为全伸长时缓冲支柱的最大形成，Fa为缓冲器空气弹簧力，F_h为油液阻尼力，F_f为内部摩擦力，F_t为轮胎反力，L为飞机升力。

采用以上方案的有益效果：这种技术方法解决了飞机弹射起飞时的起落架载荷设计分析问题，保证了舰载机在航母平台和陆基训练场的试飞验证。并可应用于先进的电磁弹射舰载机的研制，具有重要的军事意义与显著的经济价值，对后续舰载机的强度设计工作均具有指导意义，应用前景广阔。

附图说明

图1为本发明弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法的一优选实施例的整机受力分析示意图。

图2为本发明弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法的一优选实施例的前起落架受力分析示意图。

图3为本发明弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法的一优选实施例的全机模型结构示意图

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

本发明弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法首先通过对整机、前起落架、主起落架的受力分析，进而构建各部分的仿真分析模型，最后对其进行校验与修正，从而完成了弹射起飞的飞机起落架载荷仿真的构建过程，其主要包括以下几个步骤：

对弹射起飞的飞机进行整机的受力分析，并利用牛顿定律建立整机的力学平衡方程；

对弹射起飞的飞机的前起落架进行受力分析，并利用牛顿定律建立前起落架的力学平衡方程；

对弹射起飞的飞机的主起落架进行受力分析，并利用牛顿定律建立主起落架的力学平衡方程；

根据前起落架力学平衡方程构建前起落架仿真分析模型，根据主起落架力学平衡方程构建主起落架仿真分析模型，并对所述前起落架仿真分析模型以及主起落架仿真分析模型进行校验；

根据所述校验后的前起落架仿真分析模型、主起落架仿真分析模型以及整机力学平衡方程构建整机动力学仿真分析模型；

根据在实际弹射起飞时的飞机试验重心数据以及前主起落架载荷曲线，对所述整机动力学仿真分析模型进行修正，据此修正后的模型即为可用于飞机弹射起飞的载荷仿真的模型。

本发明首先进行了全机受力分析，如图1所示，飞机处于三点姿态，所述三点姿态是指飞机在前起落架与两个主起落架的支撑下保持平衡，本实施例中，将起落架支柱缓冲器和机轮轮胎视为二自由度的质量-弹簧-阻尼的振动***，因此存在以下平衡方程：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\Σ}{F}_{x.g}=0\\ \mathrm{\Σ}{F}_{y\·g}=0\end{array}\right.\⇒\left\{\begin{array}{c}Pcos(\mathrm{\σ}+\mathrm{\α})+Tcos\mathrm{\θ}-{\mathrm{N\μ}}_0-D={\mathrm{Mn}}_x\\ P\sin (\mathrm{\σ}+\mathrm{\α})-Tsin\mathrm{\θ}+L+N-G=0\end{array}\right.,$

其中，

N＝2P_y.m+P_y.n，

$L=\frac{1}{2}{\mathrm{\ρV}}^2{\mathrm{SC}}_y,$

$D=\frac{1}{2}{\mathrm{\ρV}}^2{\mathrm{SC}}_x,$

式中，n为前起落架，m为主起落架，M为飞机质量，T为牵制力，L为气动升力，P为发动机推力，D为气动阻力，N为轮胎垂直反力，V为水平速度，n_x为飞机航向加速度，S为翼面面积，C_y为升力系数，C_x为阻力系数，ρ为空气密度。

根据牛顿定律，由图1可以看出，在水平方向x_g上，发动机推力P在x轴上的分力、牵制力T在x轴上的分力、气动阻力D、摩擦力Nμ₀以及航向惯性力Mn_x共同构成力学平衡，同理，在垂直方向yg上，发动机推力P在y轴上的分力、牵制力T在y轴上的分力、气动升力L、轮胎垂直反力N以及G共同构成力学平衡。

可以理解的是，通过上述受力分析过程，即可完全整机的理论建模，实际建模将依据上述理论模型进行。

之后，本实施例对前起落架和主起落架分别进行仿真分析模型的构建，对于前起落架，首先建立其突审动力学理论模型，即对其进行受力分析，构建平衡方程。

如图2所示，前起落架支柱缓冲器可简化为空气弹簧力Fa(包括高压腔空气弹簧力和低压腔空气弹簧力)、油液阻尼力F_h、内部摩擦阻尼力F_f的组合。起落架过载具有振荡性质，这是由起落架自身弹性及航母弹射器冲击激励所决定的，弹性支撑质量m₁和非弹性支撑质量m₂在起落架着陆时同步运动，因此存在以下起落架着陆动力学平衡方程。

$\begin{array}{c}{m}_1{\stackrel{\·\·}{y}}_1=L+F_a-F_h-F_f-m_{1}g\\ m_2{\stackrel{\·\·}{y}}_2=F_t+F_h-F_f-F_a-m_{2}g\end{array},$

其初始条件为：

$\begin{array}{cc}{y}_1=y_2=0& {\stackrel{\·}{y}}_1={\stackrel{\·}{y}}_2=0,\end{array}$

并满足约束条件：

y₁-y₂≤S₀，

式中，m₁为弹性支撑质量，m₂为非弹性支撑质量，y₁弹性支撑质量位移，y₂为非弹性支撑质量位移，弹性支撑质量运动速度，为非弹性支撑质量运动速度，为弹性支撑质量运动加速度，为非弹性支撑质量运动加速度，S₀为全伸长时缓冲支柱的最大形成，Fa为缓冲器空气弹簧力，F_h为油液阻尼力，F_f为内部摩擦力，F_t为轮胎反力，L为飞机升力，其中，

$L=\frac{1}{2}{\mathrm{\ρV}}^2{\mathrm{SC}}_y$

可以理解的是，通过上述理论模型的构建示出了前起落架的力学平衡关系，实际建模将依据上述理论模型进行。

需要说明的是，前起落架模型简化为刚体组成，选取了一个二自由度的质量-弹簧-阻尼***做为前起落架突伸动力学模型，见图2。通过定义空气弹簧力、油液阻尼力、缓冲器内部摩擦力和结构限制力来模拟缓冲支柱的真实工作情况。机轮模型的文件中定义了轮胎直径、宽度、曲率和静压曲线，及轮胎与着陆道面之间的摩擦系数μ。

比如，在建模的过程中，整个计算***的质量为起落架的实际质量，进一步将此质量分为两部分，一个称之为上部质量，一个称之为下部质量，它包括作用在摇臂重心处的摇臂质量和集中在机轮轮轴上的机轮质量，上部质量应等于实际质量减去下部质量，上部质量质心假定位于机轮垂直载荷的作用线上。此外，飞机在着陆过程中其姿态保持不变，升力和阻力均为常值。于是整个模型简化为，在上部质量和下部质量之间并联一个非线性弹簧和非线性阻尼器，它们分别代表油液空气缓冲器所具有的弹簧力和阻尼力的特性。

除了对飞机整机及前起落架进行受力分析及仿真模型的构建，本实施例还包括对飞机主起落架进行受力分析及仿真模型的构建，飞机主起落架有左件和右件两部分组成，主起落架模型结构同常规路基飞机起落架结构相同，其构建过程一样，为现有技术，其构建后的模型与图3中左半部所示，详细构建过程不再赘述。

将上述三个子***(整机、前起落架、主起落架)的仿真模型构建完成后，需要进行全机装配仿真分析模型创建及校验，建立的全机动力学模型，由机身子***、前起落架缓冲支柱子***、主起落架缓冲支柱子***、前起落架机轮子***、主起落架机轮子***等所组成，全机的多体***模型结构如图3所示，并在图3中给出了个结构之间的连接关系。

本实施例在MSC.ADAMS环境下对弹射起飞进行了仿真计算。具体过程为，向MSC.ADAMS环境中导入建立航母弹射器模块，与建立全机模块、前起模块、主起模块、前轮模块、主轮模块共5个子模块，整合为1个装配整机分析模型。在全机模块中施加质量力、发动机推力和气动力，以及运动约束，基于多体动力学原理对弹射起飞进行仿真运算。

最后，根据在实际弹射起飞时的飞机试验重心数据、前主起落架载荷曲线，对模型进行修正。据此修正后的模型即为可用于飞机弹射起飞情况载荷仿真的模型。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (7)

1.一种弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法，其特征在于，包括：

对弹射起飞的飞机进行整机的受力分析，并利用牛顿定律建立整机的力学平衡方程；

对弹射起飞的飞机的前起落架进行受力分析，并利用牛顿定律建立前起落架的力学平衡方程；

对弹射起飞的飞机的主起落架进行受力分析，并利用牛顿定律建立主起落架的力学平衡方程；

根据前起落架力学平衡方程构建前起落架仿真分析模型，根据主起落架力学平衡方程构建主起落架仿真分析模型，并对所述前起落架仿真分析模型以及主起落架仿真分析模型进行校验；

根据所述校验后的前起落架仿真分析模型、主起落架仿真分析模型以及整机力学平衡方程构建整机动力学仿真分析模型；

根据在实际弹射起飞时的飞机试验重心数据以及前主起落架载荷曲线，对所述整机动力学仿真分析模型进行修正，据此修正后的模型即为可用于飞机弹射起飞的载荷仿真的模型。

2.如权利要求1所述的弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法，其特征在于：所述建立整机的力学平衡方程包括飞机整机在水平方向受到的合力为零以及飞机整机在竖直方向上受到的合力为零。

3.如权利要求2所述的弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法，其特征在于：所述建立整机的力学平衡方程的前一步包括将飞机起落架支柱缓冲器和机轮轮胎视为二自由度的质量以及有阻尼的振动***进行受力分析。

4.如权利要求1所述的弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法，其特征在于：所述建立前起落架的力学平衡方程包括建立前起落架上着陆动力学的平衡方程以及起落架缓冲器内部力的平衡方程。

5.如权利要求4所述的弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法，其特征在于：述建立前起落架的力学平衡方程的前一步包括将所述前起落架作为空气弹簧与油液阻尼器的组合进行受力分析。

6.如权利要求1所述的弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法，其特征在于：所述建立整机的力学平衡方程包括，

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\ΣF}}_{x.g}=0\\ {\mathrm{\ΣF}}_{y.g}=0\end{array}\right.\⇒\left\{\begin{array}{c}Pcos(\mathrm{\σ}+\mathrm{\α})+Tcos\mathrm{\θ}-{\mathrm{N\μ}}_0-D={\mathrm{Mn}}_x\\ P\sin (\mathrm{\σ}+\mathrm{\α})-T\sin \mathrm{\θ}+L+N-G=0\end{array}\right.,$

式中，M为飞机质量，T为牵制力，L为气动升力，P为发动机推力，D为气动阻力，N为轮胎垂直反力，n_x为飞机航向加速度，三角函数cos与sin分别为发动机推力/牵制力在x轴与y轴的分力。

7.如权利要求1所述的弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法，其特征在于：所述建立前起落架的力学平衡方程包括，

$\begin{array}{c}{m}_1{\stackrel{\·\·}{y}}_1=L+F_a-F_h-F_f-m_{1}g\\ m_2{\stackrel{\·\·}{y}}_2=F_t+F_h+F_f-F_a-m_{2}g\end{array},$

其初始条件为：

y₁＝y₂＝0 ${\stackrel{\·}{y}}_1={\stackrel{\·}{y}}_2=0,$

并满足约束条件：

y₁-y₂≤S₀，

式中，m₁为弹性支撑质量，m₂为非弹性支撑质量，y₁弹性支撑质量位移，y₂为非弹性支撑质量位移，弹性支撑质量运动速度，为非弹性支撑质量运动速度，为弹性支撑质量运动加速度，为非弹性支撑质量运动加速度，S₀为全伸长时缓冲支柱的最大形成，Fa为缓冲器空气弹簧力，F_h为油液阻尼力，F_f为内部摩擦力，F_t为轮胎反力，L为飞机升力。