CN109543243A - 基于adams的舰载机拦阻着舰动力学仿真分析方法 - Google Patents

基于adams的舰载机拦阻着舰动力学仿真分析方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于ADAMS的舰载机拦阻着舰动力学仿真分析方法，包括步骤：建立舰载机有限元模型并计算和导出对应的模态中性文件；对起落架和拦阻钩模型进行简化并保存为通用格式；在ADAMS中合并所述模态中性文件和舰载机的节点气动载荷文件生成新的模态中性文件；将新的模态中性文件、起落架和拦阻钩部件、地面文件和轮胎文件导入ADAMS动力学仿真环境中装配得到描述舰载机拦阻着舰的刚柔耦合动力学仿真模型；设置舰载机初始条件和边界条件仿真得到动态响应结果。本发明更接近真实着舰状态，保证了机身结构动响应计算的准确性，实现了高效性和准确性的统一，对舰载机总体及动强度分析与设计具有重要意义，可明显缩短研制周期。

Description

基于ADAMS的舰载机拦阻着舰动力学仿真分析方法
技术领域
本发明属于飞机结构强度设计领域，具体涉及CATIA，Patran，Nastran，Hypermesh和ADAMS的舰载机拦阻着舰全过程动力仿真分析方法，用于指导飞机尤其是舰载机结构强度的设计。
技术背景
舰载机是以***为基地的海上飞机，是***的主要攻防武器。***甲板空间有限，要求舰载机以较短的滑跑距离着舰。舰载机拦阻过程载荷大、加速度大、时间短，同时受航母运动、气流扰动等条件影响，存在复杂的强非线性多学科动力学耦合问题。舰载机拦阻着陆动响应模型的准确建立对深入研究舰载机机身的动力学性能、优化机身结构与材料使用等方面具有重要的意义。因此机身结构的动响应分析成为舰载机设计过程中的关键技术之一。
目前国内研究者主要采用动力学方法有：
1、将舰载机动力学问题分为研究若干子***的动力学问题，即研究拦阻钩动力学、拦阻索动力学、起落架动力学等舰载机子***问题，没有考虑机身结构和各个子***相互耦合的影响。
2、将机身当做刚体（不可变形）处理，主要侧重于飞机的各子***的机械运动、整体姿态（如降落轨迹）和载荷响应（起落架和拦阻钩缓冲器缓冲力）。
3、将机身局部当做柔性体处理，计算拦阻着舰过程中特定短时间段内柔性体的动响应，机身大部分仍然当做刚体处理。
通过对上述方法的研究，概括其不足之处在于：
（1）将舰载机***分为若干子***对实际问题进行过多理想化简化，无法得到机身整体结构的动响应结果。
（2）方法1和方法2没有考虑机身整体作为柔性体与起落架等刚性体的耦合作用，忽略了机身结构对拦阻过程中冲击产生的能量的吸收与耗散作用。
（3）方法3仅对拦阻着舰过程中特定短时间段内的局部位置动响应强度进行计算，无法对拦阻着舰全过程中的全机身柔性体动响应进行计算。
（4）三种方法没有考虑气动载荷在拦阻着舰过程中对舰载机的影响。
综上所述，目前没有一种同时考虑了柔性机身结构与舰载机刚性子***的刚柔耦合以及气动载荷与柔性机身结构的耦合，以实现舰载机拦阻着舰全过程动力学仿真分析的方法。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明旨在提供一种基于ADAMS的舰载机拦阻着舰动力学仿真分析方法，同时考虑了柔性机身结构与舰载机刚性子***的刚柔耦合以及气动载荷与柔性机身结构的耦合，以实现对舰载机拦阻着舰动力学的准确描述，为舰载机结构设计，机翼复合材料铺层设计和机身材料使用提供建议，同时提高了计算效率缩短了舰载机设计研制的迭代周期。
为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
基于ADAMS的舰载机拦阻着舰动力学仿真分析方法，包括以下步骤：
第一步：建立舰载机有限元模型并计算其模态，导出其对应的模态中性文件；
第二步：对起落架和拦阻钩模型进行简化并创建各部件的重心和连接处硬点后将各个部件保存为通用格式；
第三步：根据流体动力学计算出舰载机的气动载荷并按格式编写并生成节点气动载荷文件，在ADAMS中合并所述模态中性文件和节点气动载荷文件生成包含分布的气动载荷的新的模态中性文件；
第四步：将第三步生成的新的模态中性文件、第二步中处理得到的起落架和拦阻钩部件、地面文件和轮胎文件导入ADAMS动力学仿真环境中装配得到描述舰载机拦阻着舰的刚柔耦合动力学仿真模型；
第五步：根据舰载机拦阻着舰实际工况要求设置舰载机的初始条件和边界条件，通过所述刚柔耦合动力学仿真模型仿真得到舰载机拦阻着舰滑行距离、机身结构应力应变和包括起落架的机械结构的动态响应结果。
优选地，所述的第一步具体包括：
在三维建模软件CATIA环境中建立舰载机三维实体模型，并在CATIA中建立舰载机的整体结构；
将CATIA中的舰载机三维实体模型保存为通用格式后导入到有限元前后处理软件并通过有限元前后处理软件Patran中；
在有限元前后处理软件Patran环境中对各部件划分网格、装配并定义自由的边界约束，使机身处于一个自由的状态；
然后定义有限元前后处理软件Patran与ADAMS的对接参数，包括单位的转换关系、模态阶数、应力应变信息；
最后，提交有限元求解器软件Nastran进行模态分析计算，生成对应的模态中性文件。
优选地，所述的第二步具体包括：
首先在CATIA环境中对起落架和拦阻钩模型进行简化，删除对运动学没有影响的复杂特征；
然后将起落架和拦阻钩模型的各个部件保存为通用格式导出，并导入有限元前后处理软件Hypermesh；
所述有限元前后处理软件Hypermesh在各个部件的重心和连接处创建硬点后将各个部件保存为通用格式。
优选地，所述的第四步具体包括：
将第三步生成的新的模态中性文件、第二步中处理得到的起落架和拦阻钩部件导入ADAMS动力学仿真环境中，设定环境参数，刚体质量和转动惯量参数；
然后在ADAMS中导入地面文件和轮胎文件创建舰载机拦阻着陆滑行跑道和轮胎；
最后设定各刚体之间运动副类型并施加运动副进行装配得描述舰载机拦阻着舰的刚柔耦合动力学仿真模型。
优选地，第三步中所述轮胎文件中包含轮胎直径，宽度，曲率以及垂直反力随轮胎压缩量变化曲线参数。
优选地，第五步中所述舰载机的初始条件和边界条件包括飞机气动载荷、拦阻力、起落架缓冲力、发动机推力和拦阻钩***缓冲力。
优选地，所述飞机气动载荷为分布在每个有限单元节点上的分布力，分为气动升力、气动阻力和俯仰力矩；所述拦阻力为MK7-Ⅲ型拦阻装置实测拦阻力时程曲线。
优选地，所述起落架缓冲力和拦阻钩***缓冲力分解为与压缩行程相关的空气弹簧力、与压缩速度相关的油液阻尼力和与结构行程最大值相关的结构限制力。
优选地，所述空气弹簧力、油液阻尼力和结构限制力为起落架落震实验实测数据。
优选地，第五步所述舰载机实际工况包括不同的俯仰姿态角，不同的初始速度，不同的下沉速度，不同的钩甲角以及不同的拦阻力施加时间。
相比现有技术，本发明有益效果在于：
1.本方法联合使用CATIA、Patran、Nastran、Hypermesh和ADAMS，同时考虑了柔性机身结构与舰载机刚性子***的刚柔耦合以及气动载荷与柔性机身结构的耦合，建立了与实际工况相近，甚至更为极端的着舰条件的舰载机拦阻着舰物理模型，实现了对舰载机拦阻着舰动力学的准确描述，可得到舰载机拦阻着舰滑行距离、机身结构应力应变和起落架等其他机械结构的动态响应结果。为舰载机结构设计，机翼复合材料铺层设计和机身材料使用提供建议。
2.本方法采用了模态叠加法对弹性变形和弹性应力应变进行准确描述，避免了直接使用有限元等方法分析带来的大规模计算，既保证了计算精度又极大的提高了计算效率，使得对舰载机拦阻着舰全过程仿真及对此过程中的全机身动强度成为可能，加快了舰载机设计过程的迭代速度。
3.经与动响应地面试验结果对比分析，本发明提供的仿真方法所得结果准确可靠，解决了现有技术的诸多局限性，可以为舰载机拦阻着舰过程动响应分析及动强度设计提供重要的参考。
附图说明
图1为本发明实施例的流程图。
图2为舰载机多体动力学示意图。
图3为拦阻着陆拦阻力曲线。
图4为气动载荷系数曲线。
图5为节点气动载荷文件。
图6为flextk模块合成新mnf文件。
图7为轮胎力学性能曲线。
图8为沿机身过载分布。
图9为机身应力曲线。
图10为机翼应变曲线。
具体实施方式
以下将结合附图对本发明作进一步的描述，需要说明的是，本实施例以本技术方案为前提，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围并不限于本实施例。
如图1所示，基于ADAMS的舰载机拦阻着舰动力学仿真分析方法，包括以下步骤：
第一步：建立舰载机有限元模型并计算其模态，导出其对应的模态中性文件（mnf文件）；
第二步：对起落架和拦阻钩模型进行简化并创建各部件的重心和连接处硬点后将各个部件保存为通用格式；
第三步：根据流体动力学（CFD）计算出舰载机的气动载荷并按格式编写并生成节点气动载荷文件，在ADAMS的命令界面中调用flextk模块合并所述模态中性文件和节点气动载荷文件生成包含分布的气动载荷的新的模态中性文件（mnf文件）；
第四步：将第三步生成的新的模态中性文件、第二步中处理得到的起落架和拦阻钩部件、地面文件和轮胎文件导入ADAMS动力学仿真环境中装配得描述舰载机拦阻着舰的刚柔耦合动力学仿真模型；
第五步：根据舰载机拦阻着舰实际工况要求设置舰载机的初始条件和边界条件，通过所述刚柔耦合动力学仿真模型仿真得到舰载机拦阻着舰滑行距离、机身结构应力应变和包括起落架的机械结构的动态响应结果。
具体而言，所述的第一步具体包括：
在三维建模软件CATIA环境中建立舰载机三维实体模型，并在CATIA中建立舰载机的整体结构；
将CATIA中的舰载机三维实体模型保存为通用格式后导入到有限元前后处理软件并通过有限元前后处理软件Patran中；
在有限元前后处理软件Patran环境中对各部件划分网格、装配并定义自由的边界约束，使机身处于一个自由的状态；
然后定义有限元前后处理软件Patran与ADAMS的对接参数，包括单位的转换关系、模态阶数、应力应变信息；
最后，提交有限元求解器软件Nastran进行模态分析计算，生成对应的模态中性文件。
具体而言，所述的第二步具体包括：
首先在CATIA环境中对起落架和拦阻钩模型进行简化，删除对运动学没有影响的复杂特征；
然后将起落架和拦阻钩模型的各个部件保存为通用格式导出，并导入有限元前后处理软件Hypermesh；
所述有限元前后处理软件Hypermesh在各个部件的重心和连接处创建硬点后将各个部件保存为通用格式。
具体而言，所述的第四步具体包括：
将第三步生成的新的模态中性文件、第二步中处理得到的起落架和拦阻钩部件导入ADAMS动力学仿真环境中，设定环境参数，刚体质量和转动惯量参数；
然后在ADAMS中导入地面文件和轮胎文件创建舰载机拦阻着陆滑行跑道和轮胎；
最后设定各刚体之间运动副类型并施加运动副进行装配得描述舰载机拦阻着舰的刚柔耦合动力学仿真模型。
优选地，第三步中所述轮胎文件中包含轮胎直径，宽度，曲率以及垂直反力随轮胎压缩量变化曲线参数。
优选地，第五步中所述舰载机的初始条件和边界条件包括飞机气动载荷、拦阻力、起落架缓冲力、发动机推力和拦阻钩***缓冲力。
优选地，所述飞机气动载荷为分布在每个有限单元节点上的分布力，分为气动升力、气动阻力和俯仰力矩；所述拦阻力为MK7-Ⅲ型拦阻装置实测拦阻力时程曲线。
优选地，所述起落架缓冲力和拦阻钩***缓冲力分解为与压缩行程相关的空气弹簧力、与压缩速度相关的油液阻尼力和与结构行程最大值相关的结构限制力。
优选地，所述空气弹簧力、油液阻尼力和结构限制力为起落架落震实验实测数据。
优选地，第五步所述舰载机实际工况包括不同的俯仰姿态角，不同的初始速度，不同的下沉速度，不同的钩甲角以及不同的拦阻力施加时间。
本发明的优点可通过以下仿真进一步说明：
将基于ADAMS的舰载机拦阻着舰全过程动力仿真分析方法，在某型号舰载无人机设计阶段进行仿真分析，如图2所示简化图，该舰载无人机机身结构为柔性体，起落架缓冲力、拦阻钩缓冲力分解为空气弹簧力、油液阻尼力和结构限制力。
图3为MK7-Ⅲ型拦阻装置对与舰载无人机等质量的质量块进行拦阻实验所得的拦阻力测量结果的无量纲曲线。以图3所示拦阻力进行舰载机拦阻着舰动力学仿真分析。准确的拦阻力数据提高了计算机仿真计算效率和精确度。
图4为流体动力学（CFD）计算的舰载无人机的气动载荷参数的无量纲结果。气动载荷作用在舰载无人机拦阻着舰的全过程中，使得仿真更接近舰载无人机着舰瞬间的实际状态，提高了起落架***的动态响应和机身结构强度的准确性。
图5为舰载机部分节点气动载荷文件。第一行“%C”符号表示施加的是载荷。下面的数据中，第一列为机身节点编号，第二列为气动载荷方向，第三列为气动载荷数值。
图6为flextk模块合成新mnf文件。
进入ADAMS prompt命令窗口，设置当前目录为节点载荷文件和先前生成的mnf文件的文件夹，输入命令：
“ADAMS2014_x64flextkmnfloadoldmnf.mnfnewmnf.mnfqidongzaihe.txt”。其中ADAMS2014_x64为ADAMS版本号，flextk为进入flextk模块，oldmnf.mnf为先前生成的mnf文件，newmnf.mnf为合并后生成的新的mnf文件，qidongzaihe.txt为节点气动载荷文件。
图7为通过轮胎静压承载试验得到的轮胎压缩量-垂向载荷曲线的无量纲化曲线。准确的轮胎压缩量-垂向载荷决定了舰载无人机与地面碰撞产生的接触力的准确性，保证了舰载无人机拦阻着舰仿真的可靠性。
图8为通过本方法仿真计算得到的沿机身过载分布，可以知道舰载机机身受拦阻力的拦阻力传递方向与能量衰减。
图9为通过本方法仿真计算得到的机身部位材料的无量纲化应力-时间曲线，可以知道机身部位材料在舰载机拦阻着舰过程中的应力，进而指导危险部位的材料选择和结构设计。
图10为通过本方法仿真计算得到的机翼复合材料的无量纲化应变-时间曲线，可以知道机翼复合材料在舰载机拦阻着舰过程中的应变，进而指导机翼的复合材料的选择和铺层设计。
综上所述，本发明提供的仿真分析方法可成功解决现有仿真分析方法中无法考虑气动载荷对舰载机着舰的影响及无法考虑拦阻着舰过程中柔性机身的动响应等问题，解决了传统有限元方法计算量大的问题，考虑了舰载机拦阻着舰过程中气动载荷的作用，舰载机受力状态更接近真实着舰状态，保证了机身结构动响应计算的准确性，实现了高效性和准确性的统一，对舰载机总体及动强度分析与设计具有重要意义，可明显缩短研制周期。
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照上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;其依然可以对上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代;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所述的精神范围。

Claims (10)

1.基于ADAMS的舰载机拦阻着舰动力学仿真分析方法，其特征在于，包括以下步骤：
第一步：建立舰载机有限元模型并计算其模态，导出其对应的模态中性文件；
第二步：对起落架和拦阻钩模型进行简化并创建各部件的重心和连接处硬点后将各个部件保存为通用格式；
第三步：根据流体动力学计算出舰载机的气动载荷并按格式编写并生成节点气动载荷文件，在ADAMS中合并所述模态中性文件和节点气动载荷文件生成包含分布的气动载荷的新的模态中性文件；
第四步：将第三步生成的新的模态中性文件、第二步中处理得到的起落架和拦阻钩部件、地面文件和轮胎文件导入ADAMS动力学仿真环境中装配得到描述舰载机拦阻着舰的刚柔耦合动力学仿真模型；
第五步：根据舰载机拦阻着舰实际工况要求设置舰载机的初始条件和边界条件，通过所述刚柔耦合动力学仿真模型仿真得到舰载机拦阻着舰滑行距离、机身结构应力应变和包括起落架的机械结构的动态响应结果。
2.根据权利要求1所述的基于ADAMS的舰载机拦阻着舰动力学仿真分析方法，其特征在于，所述的第一步具体包括：
在三维建模软件CATIA环境中建立舰载机三维实体模型，并在CATIA中建立舰载机的整体结构；
将CATIA中的舰载机三维实体模型保存为通用格式后导入到有限元前后处理软件并通过有限元前后处理软件Patran中；
在有限元前后处理软件Patran环境中对各部件划分网格、装配并定义自由的边界约束，使机身处于一个自由的状态；
然后定义有限元前后处理软件Patran与ADAMS的对接参数，包括单位的转换关系、模态阶数、应力应变信息；
最后，提交有限元求解器软件Nastran进行模态分析计算，生成对应的模态中性文件。
3.根据权利要求1所述的基于ADAMS的舰载机拦阻着舰动力学仿真分析方法，其特征在于，所述的第二步具体包括：
首先在CATIA环境中对起落架和拦阻钩模型进行简化，删除对运动学没有影响的复杂特征；
然后将起落架和拦阻钩模型的各个部件保存为通用格式导出，并导入有限元前后处理软件Hypermesh；
所述有限元前后处理软件Hypermesh在各个部件的重心和连接处创建硬点后将各个部件保存为通用格式。
4.根据权利要求1所述的基于ADAMS的舰载机拦阻着舰动力学仿真分析方法，其特征在于，所述的第四步具体包括：
将第三步生成的新的模态中性文件、第二步中处理得到的起落架和拦阻钩部件导入ADAMS动力学仿真环境中，设定环境参数，刚体质量和转动惯量参数；
然后在ADAMS中导入地面文件和轮胎文件创建舰载机拦阻着陆滑行跑道和轮胎；
最后设定各刚体之间运动副类型并施加运动副进行装配得描述舰载机拦阻着舰的刚柔耦合动力学仿真模型。
5.根据权利要求1所述的基于ADAMS的舰载机拦阻着舰动力学仿真分析方法，其特征在于，第三步中所述轮胎文件中包含轮胎直径，宽度，曲率以及垂直反力随轮胎压缩量变化曲线参数。
6.根据权利要求1所述的基于ADAMS的舰载机拦阻着舰动力学仿真分析方法，其特征在于，第五步中所述舰载机的初始条件和边界条件包括飞机气动载荷、拦阻力、起落架缓冲力、发动机推力和拦阻钩***缓冲力。
7.根据权利要求6所述的基于ADAMS的舰载机拦阻着舰动力学仿真分析方法，其特征在于，所述飞机气动载荷为分布在每个有限单元节点上的分布力，分为气动升力、气动阻力和俯仰力矩；所述拦阻力为MK7-Ⅲ型拦阻装置实测拦阻力时程曲线。
8.根据权利要求6所述的基于ADAMS的舰载机拦阻着舰动力学仿真分析方法，其特征在于，所述起落架缓冲力和拦阻钩***缓冲力分解为与压缩行程相关的空气弹簧力、与压缩速度相关的油液阻尼力和与结构行程最大值相关的结构限制力。
9.根据权利要求8所述的基于ADAMS的舰载机拦阻着舰动力学仿真分析方法，其特征在于，所述空气弹簧力、油液阻尼力和结构限制力为起落架落震实验实测数据。
10.根据权利要求1所述的基于ADAMS的舰载机拦阻着舰动力学仿真分析方法，其特征在于，第五步所述舰载机实际工况包括不同的俯仰姿态角，不同的初始速度，不同的下沉速度，不同的钩甲角以及不同的拦阻力施加时间。
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