0 引言
随着我国航母制造技术发展,舰载机的研制、改进成为航空工业的重点工作之一。有别于陆基起降的飞机,舰载机弹射起飞、着舰拦阻的特点,迫使舰载机前起落架、拦阻钩和机身弹射承力结构、拦阻钩及拦阻承力结构的设计更为复杂。由于舰载机特殊的进舰方式使得舰载机下沉速率较大、航向降速很快,会对舰载机起落架、拦阻钩和后机身结构造成较大的冲击。着舰拦阻对舰载机产生很大的航向和垂向冲击载荷,航向最大过载高达到6 G,方能确保舰载机在3～5 s、70～110 m以内完全停止。拦阻方式着舰与飞机着陆过程的动力学响应有较大的区别,拦阻载荷大,拦阻过程机体结构过载大,严重影响飞机机体结构的安全。因此,进行舰载机拦阻系统的优化、改进和着舰拦阻过程飞机结构设计与验证的工作成为航空工业界当前研究热点。本文中开展了着舰拦阻载荷下、机身主结构动力学分析以及冲击试验的研究,对于解决舰载机结构设计和安全性评估,保证飞机拦阻过程机体结构的安全具有重要的意义。
自1927年美国将第一套拦阻系统安装在“列克星敦”号上进行试验,国外舰载机拦阻系统已经经历八十多年的发展,并具备相当成熟的使用经验。美军在研究当舰载飞机以不同速度、质量和发动机推力情况下拦阻着舰时,在拦阻力随舰载飞机拦阻距离的变化情况方面做了许多试验研究,得出了非常详细的试验数据。由于保密的原因,能查到的相关文献极少,现有的文献资料大多针对试验数据进行分析,很少有基础理论的研究。目前国外公布的资料主要是试验数据和在大量试验基础上所得出的经验公式,关于着舰拦阻动力学的机理和理论分析的资料鲜有公布。Willis[1]为分析不同质量、不同速度的舰载机拦阻过程中拦阻系统的变化规律,采用质量车代替舰载机,对不同质量和不同速度的多种情况进行试验,获取了相应的数据,并分析了不同状态下的拦阻规律。美国在Lakehurst试验场对拦阻系统进行静载、动载试验,对拦阻过程进行了进一步分析[2-3]。Jones[4]在Wills的基础上对舰载机着舰时不同质量、不同着舰速度、不同偏心拦阻角度等不同工况进行试验,获取了不同工况下拦阻钩的载荷,分析得到了飞机拦阻力和飞机质量、拦阻速度和拦阻偏心角度之间的关系。
国内自20世纪90年代开始对舰载机拦阻装置进行研究,由于受研究条件的限制,对飞机拦阻系统的研究主要侧重于理论方面。近年来取得较快发展,周佳佳[5]自行研制的电磁弹射器与电磁拦阻装置,该项技术已达到国际先进水平。金长江等[6]综合考虑了航空母舰的大气扰动、航空母舰的纵倾、横摇和升沉运动的影响,对弹射起飞和着舰拦阻的主要评定指标进行了研究,并对示例飞机进行了仿真研究,取得了较好的结果。杨凯等[7-8]通过有限元方法求解舰载机的动力学响应,并根据碰撞理论对舰载机的着舰过程进行了动态仿真,并分析了舰载机在不同的着舰速度、航母横摇、纵摇作用下,舰载机自身所承受的过载、舰载机拦停的滑跑距离,以及起落架的载荷之间的关系。田源等[9]分析了美国F-35C和“尼米兹”级航母的结构特点,从地面试验、陆基模拟着舰试验和舰基实际着舰试验3个方面分析了着舰试验各阶段的实施内容和过程方法,结合舰载机着舰训练实践总结其主要做法和成功经验,并对未来舰载机着舰试验的发展方向进行了展望。高华锋[10]对舰载机着舰拦阻过程进行了研究,利用PATRAN联合HYPERMESH和ADAMS等软件,建立舰载机刚柔耦合模型,并根据地面共振试验调整飞机频率和阻尼参数,分析了气动载荷对飞机着舰姿态、机翼翼尖、起落架的影响,同时,仿真模拟了对中拦阻和非对称着舰拦阻飞机的姿态变化,获得了较好的效果,为飞机的结构设计提供了一定的依据。吴娟[11]对陆基拦阻系统进行了详细的研究,建立了飞机撞偏拦阻系统综合数学模型,并进行了撞偏仿真分析,研究表明,不同的拦阻系统对撞偏飞机有不同程度的纠偏作用。牟让科[12]研究了陆基飞机非对称着陆和滑跑载荷分析方法。
着舰拦阻过程中舰载机机体结构的动力学响应和载荷传递规律研究是进行舰载机结构设计的重要基础。目前,国内对舰载机着舰拦阻技术的研究主要集中在理论分析、仿真模拟和全机试飞试验方面,在飞机研制阶段所开展的机理验证性试验鲜有报道。因此,本文中以典型舰载无人机的拦阻主结构(中、后机身)为研究对象,建立机身结构的柔性模型、机翼、前机身、后机身等非考核区的刚性模型组成的刚柔耦合动力学模型;以舰载机拦阻过程拦阻钩载荷时程曲线,施加动态冲击载荷;研究机身主结构的过载、应变分布规律;同时开展冲击试验,验证数值分析方法的准确性;本研究中提出的为舰载机拦阻工况的结构动态响应分析方法对于舰载机主传力结构设计提供了分析方法,为飞机试飞提供结构安全评估方法。
1 拦阻过程机体主承力结构描述及受力分析
舰载机着舰后拦阻钩与拦阻系统连接,拦阻系统通过拦阻钩向飞机施加拦阻载荷,从而在3～5 s内使得飞机速度降为零。陈国平[7]通过舰载机着舰拦阻的动力学仿真分析,给出了拦阻过程拦阻载荷随时间的变化规律,如图1所示。
图1 拦阻载荷-时间历程曲线
Fig.1 Arresting loading-time history curve
舰载机拦阻载荷通过拦阻钩施加于舰载机后机身的拦阻钩接头上。沿飞机航向:拦阻力与全机惯性载荷+发动机推力满足动态平衡;然而惯性力与全机质量分布相关,沿着拦阻钩所在剖面向前机身和后机身均递减,如图2所示。由于飞机质量主要集中在机翼、中机身(包括油箱)和后机身结构上。舰载机在拦阻工况下的传力主结构为中、后机身为主承力结构,因此,本文中的研究对象为舰载无人机中、后机身结构,如图3所示。
图2 着舰拦阻时舰载机惯性载荷分布
Fig.2 Inertial load distribution
图3 舰载机拦阻过程承力结构
Fig.3 The main fuselage structure for arresting process
2 刚柔耦合动力学分析模型
2.1 主承力结构数值模型
本文中研究的舰载机主承力结构如图4所示,沿机身长度方向布局有框、机身纵梁、拦阻大梁、拦阻钩和机身蒙皮等。
图4 刚柔耦合模型
Fig.4 The structure model
将拦阻主承力结构CATIA三维实体模型导入HYPERMESH划分网格模型,在HYPERMESH中通过抽中面处理将三维实体模型简化为壳单元,可有效提高网格质量和精度,大大降低网格数量,计算结果的计算精度与收敛性也能满足要求。对处理之后几何模型划分网格,主承力结构数值模型的网格数量共 336 524个。舰载机主承力结构的各构件通过螺栓、铆钉等连接钉相连,连接钉的状况与飞机的飞行安全相关。因此,在有限元模型中对整个机身主结构间通过Beam单元建立钉连接。对于机翼、航油、后机身和拦阻钩等模拟件建立刚体模型,如图4(b)所示。各部件材料及参数如表1所示。将HYPERMESH前处理(建模、单元划分和材料定义)的模型导入ABAQUS软件,利用ABAQUS强大的非线性求解器,考虑主承力结构材料弹塑性和拦阻钩与机身连接处考虑连接接头的接触等非线性,进行拦阻主结构静力载荷下机身强度安全分析,为动力学仿真分析做好前期准备工作。之后,将HYPERMESH网格模型导入PATRAN,采用PATRAN/NATRAN和ADAMS联合开展刚柔耦合动力学分析。
表1 主承力结构材料属性
Table 1 Material parameters for the structure model
部件材料弹性模量/MPa泊松比屈服应力/MPa拦阻接头30CrMnSiA196 0000.31 080拦阻大梁30CrMnSiA196 0000.31 080纵向壁板铝合金70 0000.3510加强框铝合金70 0000.3510蒙皮铝合金70 0000.3510机身纵梁铝合金70 0000.3510
2.2 载荷与边界
2.2.1 约束边界简化
舰载机拦阻过程中,飞机在航向属于自由状态,将机身置于航向无约束状态施加冲击拦阻载荷,可真实地模拟拦阻冲击载荷在机体结构中的传递过程。但是,一方面,开展舰载机航向自由状态下的冲击试验难度大、成本高;另一方面,根据仿真分析对比机身航向自由与前机身固定2种状态下主承力结构上对应位置的过载与应力发现,前机身固定时的机体主传力结构各测点的过载小于机身自由状态对应测点加速度的20%以内;前机身固定时的机体主传力结构各测点的应力大于机身自由状态对应测点应力的10%左右以内。因此,目前国内外均采用将前机身固定的约束方式,在拦阻钩处施加冲击载荷。
因此,本文中试验和分析考虑的约束方式如图4(b)所示,主承力结构前端剖面(前机身)上的所有节点上施加三个方向的位移约束,即固定端约束。
2.2.2 载荷
载荷分为两大类,其中惯性载荷来源于对机翼、航油、后机身等进行参照全机质量布局进行配重;阻拦冲击载荷来源于参考拦阻系统设计单位对典型舰载无人机机等质量小车拦阻试验所测得的拦阻载荷数据如图5所示,拦阻载荷达到峰值的时间为0.025 s,最大载荷为248 kN。
图5 拦阻载荷历程
Fig.5 Arresting loading-time history
2.3 计算结果
通过ADAMS多体动力学软件对舰载机刚柔耦合模型进行前机身固定状态下拦阻冲击动力学分析,计算时间为0.35 s。从仿真结果中提取位移、应力、加速度等数据,分析中后机身在拦阻过程中的传力特性。
2.3.1 加速度传递规律分析
机身加速度是舰载机着舰拦阻过程的重要指标,从仿真结果中沿主传力结构的上、下传力路径(如图6所示)提取航向加速度数据。分析发现,主传力结构过载由拦阻钩向前机身方向递减,最大过载位于拦阻钩附近即图6中的1号位置,冲击载荷下的过载响应曲线如图7所示。沿着上、下传力路径,其他加速度测点过载峰值如表2所示。
表2 传力路径上测点峰值加速度
Table 2 Peak acceleration of measuring points along the transmission path
测点123456加速度/g18.510.34.82.41.92.1测点7891011加速度/g13.510.27.84.91.3
图6 加速度取样点位置
Fig.6 Acceleration point on the fuselage
图7 机身结构加速度时程曲线
Fig.7 Acceleration time history curve
2.3.2 拦阻冲击主结构危险点应力分析
为了研究机身上过应力的传递和分布规律,选取机身主承力结构上的19个点,如图8所示。选取9号、12号、13号和15号4个点,给出Mises应力时程变化曲线,如图9所示。各测点应力变化规律相似,以9号点为例,应力从开始至0.025 s迅速上升至第一个峰值,即应力最大峰值,与载荷峰值相对应,并不断振荡。之后在0.11 s左右衰减至160 MPa左右振荡,在0.24 s左右再次衰减至70 MPa左右振荡,之后逐渐衰减。机身应力振荡原因是冲击载荷引起机身结构的振动,仿真中仅考虑机身主结构的阻尼作用,振动衰减较慢。
图8 应变测点布置位置
Fig.8 Arrangement of strain points
图9 主结构关注点应力时程曲线
Fig.9 Stress history curve of main structure
图10为拦阻载荷下结构上的Mises应力峰值沿上传力路径的变化曲线,可知在上传力路径各框上,位于拦阻钩附近机身框Mises应力峰值达到最大,为105 MPa。图11为拦阻载荷下结构上的Mises应力峰值在下传力路径的变化曲线,由于机身纵梁1的横截面积较小,此处应力最大,峰值达到了270 MPa,其次是拦阻钩接头附件拦阻大梁处峰值应力达到了194 MPa。
图10 上传力路径应力沿航向变化
Fig.10 The stress varies along the course in the up loading path
图11 下传力路径应力沿航向变化
Fig.11 The stress varies along the course in the down loading path
3 试验验证
3.1 试验件
与上一节数值仿真分析模拟一致,其中拦阻接头和拦阻大梁材料为30CrMnSiA,壁板、框、蒙皮和机身纵梁皆为铝合金。机翼、后机身、油箱燃油、拦阻钩等模拟件为Q235钢。
3.2 试验方案
试验件支撑/约束方法:将舰载机的前机身端以固定端约束的形式悬空支撑于承力墙上,确保试验件水平状态。
拦阻冲击载荷施加方案:加载作动筒串联定载接头与固定在地面的反力架连接,同时作动筒又通过带滑槽双耳片与拦阻钩连接。开始试验时,作动筒载荷首先加载到反力架上,拦阻钩与作动筒之间有间隙,拦阻钩上不承载。当作动筒载荷达到定载接头断裂载荷时,定载接头断裂,载荷瞬间传递到拦阻钩,当载荷达到拦阻载荷时,试验结束。冲击试验装置如图12所示。
图12 试验方案
Fig.12 Testing program
拦阻载荷大小:与数值分析中的拦阻载荷大小和方向一致。定载接头断裂后,作动筒载荷达到拦阻载荷248 kN时,作动筒断油,试验结束。
3.3 试验结果
3.3.1 拦阻载荷
基于3.2拦阻载荷加载方案,选用断裂载荷为25 kN的定载接头进行机体结构拦阻冲击试验,试验过程中采用256 K高频采样系统同步测量的数据有:① 施加在拦阻钩上的载荷;② 机体结构各测点加速度;③ 机体结构各应变测点应变。图13为试验过程施加在拦阻钩上的载荷时程曲线,可知,试验时拦阻载荷达到峰值248 kN的时间为0.04 s左右,接近于图5中给出的加载时间。
图13 拦阻载荷时程曲线
Fig.13 Testing loading-time curve
3.3.2 过载
通过加速度传感器采集各测点加速度数据,由于噪声等干扰因素的存在,试验采集到的加速度信号含有高频干扰信号。因此,需要对采集到的加速度数据进行低通滤波处理。本文中采用二阶巴特沃斯滤波器,根据输入信号频谱,综合考虑采样频率和加载脉冲频率,滤波器通带边界频率和阻带边界频率分布设置为400、500 Hz。之后对航向加速度进行无量纲化处理,得到航向过载数据。
由于各测点航向过载时程曲线形状相似,仅列出航向过载较大取样点滤波前后时程曲线,如图14所示。
由图14可知,巴特沃斯滤波器可有效将高频干扰型号滤除。以点1为例,在拦阻过程中,航向过载由0迅速增加到最大值17.64 g振荡,随后逐渐衰减,在0.025 s左右航向过载衰减至6 g,并保持在这一定范围内振荡,随后逐渐衰减至0。
图14 机体结构上各处航向过载时程曲线
Fig.14 Time history curves of acceleration on the fuselage structure
3.4 试验与数值模拟对比
3.4.1 应力对比
图15为机体结构下传力路径上各测点试验测量应力与仿真应力的对比。由图可知,试验与数值分析得到下传力路径上各点应力大小趋势一致,应力对比数据差异在10%左右,应力较高点主要位于机身纵梁及拦阻大梁处,最大应力点位于机身纵梁前段,但应力值小于材料许用值,拦阻过程中机体结构满足安全要求。
图15 下传力路径各测点应力仿真与试验结果对比
Fig.15 Peak stress comparison of simulation and test in the down force transmission path
3.4.2 加速度对比
图16为机体结构上各点加速度试验测量峰值与仿真分析峰值的对比。由图可知,试验与数值分析得到沿机身航向各点加速度峰值变化趋势一致,加速度峰值对比差异性不大。由拦阻接头处至前机身,即沿机身从后向前(点1—点6、点1—点11)呈现出明显的衰减趋势。
图16 机身航向各测点加速度峰值仿真 与试验结果对比
Fig.16 Peak acceleration comparison of simulation and test in the force transmission path
4 结论
本文中采用PATRAN/NATRAN有限元分析软件联合ADAMS建立了典型舰载无人机拦阻主承力机体结构的刚柔耦合动力学模型,计算得到拦阻载荷下机体结构上动态应力、加速度的变化规律和分布特征,并试验进行对比,得如下结论:
1) 在拦阻冲击载荷作用下,机体结构航向加速度在拦阻接头处最大,从拦阻接头至前机身,即沿机身从后向前,过载沿上传力路径与下传力路径均呈明显的衰减趋势。
2) 试验与计算分析应力、加速度的变化趋势一致性良好,峰值应力、加速度差异较小,验证了本文中采用的刚柔耦合动力分析模型和分析方法的合理性。
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