史衛(wèi)民，韓 維，李輝青

（1.海軍裝備部，北京 100071；2.海軍航空工程學院 a.七系；b.研究生管理大隊，山東 煙臺 264001）

0 引言

進場著艦是固定翼艦載機最復雜、最危險的飛行階段，也是艦載機事故最多的飛行階段。著艦時，如飛機沒有在著艦攔阻區(qū)內鉤住攔阻索，則必須以自身的最大推力，沿斜甲板加速滑跑起飛逃逸。在斜甲板攔阻索區(qū)域往艦艏方向的長度內（100～150 m）安全逃逸是艦載機必須具備的能力[1]。

飛機動力學性能仿真分析的方法是通過編程建立飛機起落架和全機動力學模型，對模型參數(shù)進行仿真優(yōu)化，得到與實物試驗比較吻合的結果。這種做法往往難以考慮比較復雜的情況。隨著大型動力學仿真軟件ADAMS/Aircraft的應用，使得飛機動力學分析更加全面、精確、快速。

本文基于ADAMS/Aircraft 軟件，建立了目標艦載機的起落架子系統(tǒng)、輪胎子系統(tǒng)和機身子系統(tǒng)虛擬樣機模型，并給機身子系統(tǒng)施加空氣動力和發(fā)動機推力，完成全機虛擬樣機的裝配，并對該型艦載機的逃逸性能進行了仿真分析。

1 逃逸過程

艦載機在接觸甲板瞬間，由于攔阻鉤反彈可能高于攔阻索或在攔阻區(qū)域外等原因，使攔阻鉤沒有鉤住攔阻索，此時飛機只能繼續(xù)在著艦區(qū)加速滑跑，拉起復飛過程稱為“逃逸”。逃逸性能直接關系到艦載機著艦脫鉤時的生存能力，其指標是逃逸滑跑距離，即飛機從開始加速滑跑到離艦起飛的距離，以及該距離與載艦跑道長度的適配性，即該距離應小于載艦斜甲板攔阻索區(qū)域往艦艏方向的長度。

從運動學角度來看，逃逸機動是一種初速度（該初始速度應取著艦下滑過程末端，艦載機與載艦的嚙合速度）不為零的加速直線運動。要在載艦甲板上加速滑跑并拉起復飛，要求飛機具有良好的短距起飛性能一定要好，尤其具有良好的發(fā)動機加速性能和飛機的縱向操縱特性[2-4]。

逃逸過程的飛機動力學方程采用固定翼飛機動力學通用方程[5]。

飛機起落架采用兩個集中質量 Bm、Cm的彈簧/阻尼簡化系統(tǒng)（如圖1所示），Bm表示除可動部分之外的當量質量；Cm表示起落架可動部分（輪胎、輪軸、減震支柱）的當量質量。

圖1 起落架簡化模型

起落架可動部分質量受到重力G、減震支柱作用力QB和甲板反作用力PR3個力的作用：

這三個力在斜甲板坐標系的合力為

2 建立全機虛擬樣機模型

全機虛擬樣機模型包括主起落架、前起落架、機身和機輪子系統(tǒng)[6-8]。

2.1 建立起落架模型

建立起落架虛擬樣機模型的過程如下：

1）幾何建模。

建立起落架模型的拓撲結構，在 ADAMS/Aircraft的Template Builder 界面中利用硬點和結構框架點建立起落架幾何模型。

2）施加力和約束。

起落架軸向力sF可以表示為支柱內空氣壓縮產(chǎn)生的彈簧力Fa、油液阻尼力Fh、結構限制力Fl和內部摩擦力 Ff的合力，即

其中，由于氣體受壓縮是一個瞬態(tài)的絕熱過程，和外界沒有能量交換，根據(jù)熱力學公式可知空氣彈簧力的計算公式為

式中：PAir0為空氣腔初始壓強；VAir0為空氣腔初始體積；PAMB為大氣壓強；AAir為活塞桿外截面面積；s為減震支柱壓縮行程；γ為氣體多變指數(shù)。

油液阻尼力按照ADAMS/Aircraft 提供的基于方程的不可壓縮油液阻尼力來定義，其計算表達式為

式中：ρ為油液密度；AFL為主油腔有效壓油面積；Apin為油針面積；VFL為油液流過油孔的流速。

減震支柱伸展和壓縮止動點的結構限制力為

式中：μ為緩沖器行程。

內部摩擦力按照ADAMS/Aircraft 中提供的軸承對來定義，其計算表達式為

式中：μf為結構摩擦系數(shù)；Nb_net為軸承法向壓力。

分別建立上述減震支柱軸向力后，根據(jù)各部件間的運動關系，定義各部件間的約束關系。

3）建立通訊器。

已經(jīng)建立好的起落架模型需要創(chuàng)建一系列的通訊器（communicator）來定義起落架與輪胎、機身模型之間的聯(lián)系，例如位置關系、力的傳遞、速度關系等信息。兩個模型之間通過一對屬性相同的通訊器進行數(shù)據(jù)交換。在起落架模型中，利用通訊器從機身模型中得到飛機的質量和重心位置信息，將輪胎位置、起落架和輪胎相互作用力加載位置等信息傳遞給機輪模型。

2.2 建立機輪模型

DAMS/Aircraft 中機輪模型通過修改機輪屬性文件建立。輪胎力的大小及方向通過計算輪胎與地面間的相對位置來完成。輪胎在垂直方向上，可以將其看作一個彈簧阻尼系統(tǒng)，其垂直力用下式表示：

輪胎的水平運動有彈性變形和完全滑移兩種情況，其水平反力是垂直反力的函數(shù)。

彈性變形狀態(tài)：

完全滑移狀態(tài)：

2.3 建立機身模型

建立機身虛擬樣機模型的過程如下：

1）幾何建模。

建立機身模型的外形結構特征。先在3DS Max中建立機身的幾何模型，然后導入ADAMS/Aircraft中完成建模。

2）施加氣動力。

ADAMS/Aircraft 中的氣動力包括點力和力矩，它的大小和方向由以下參數(shù)決定：攻角α、攻角變化率、俯角變化率和側滑角β。攻角和側滑角在氣動力的屬性文件中影響非線性負載系數(shù)，俯角和攻角用來計算縱搖阻尼力矩。ADAMS/Aircraft中的氣動力隨著攻角、側滑角和縱搖阻尼力矩非線性變化。ADAMS/Aircraft中，升力系數(shù)為

升力的計算公式如下

當速度低于 VFF時，STEP 函數(shù)平緩地將力減為零。

3）施加發(fā)動機推力。

這是一個矢量力，力在z軸方向的分量由油門設置來確定。

4）建立通訊器。

定義機身模型與其他模型間的約束關系。

2.4 模型組裝

將建好的起落架模型、機輪模型和機身模型組裝成全機虛擬樣機，此樣機包含了飛機所有的結構信息和運動學信息。飛機的整體虛擬樣機模型如圖2和圖3所示。

圖2 飛機模型渲染視圖

圖3 飛機模型框架圖

3 仿真分析

假定目標艦載機在規(guī)定的著艦構型狀態(tài)下，水平著艦速度為Vh=66.5 m/s，垂直著艦速度為Vv=4.65 m/s，對稱著艦的迎角α為10°氣動力特性為起降構型，無側風。在上述條件下對其逃逸過程進行仿真，其結果如圖4～6所示。

圖4 飛機逃逸過程氣動力歷程

圖5 飛機逃逸前、主輪胎支反力

圖6 飛機逃逸軌跡

假設飛機機身為剛體，在逃逸過程中質量不變，不考慮地球曲率和旋轉，飛機為固定操作，即發(fā)動機推力和舵偏角不變。此時，飛機逃逸過程中所受氣動力歷程如圖4所示。

圖5所示的是飛機逃逸時前、主起落架輪胎支反力時間歷程對比。從圖中可以看出，飛機主輪接地后，經(jīng)過0.02 s 前輪接地，在0.3 s后抬起前輪，經(jīng)過幾次較小的顛簸，在1.28 s后主輪離地。

由圖6可以看出飛機在斜甲板上的逃逸滑跑距離為91 m，符合安全逃逸的要求。

4 結論

通過對目標艦載機逃逸過程的仿真分析，體現(xiàn)了ADAMS/Aircraft 在建立全機虛擬樣機以及進行仿真計算方面具有很好的實用性；另外，仿真結果表明，目標艦載機在著艦構型下具有良好的逃逸性能。由于逃逸過程經(jīng)歷的時間遠小于載艦縱搖周期，且載艦縱搖對逃逸滑跑距離影響較小，本文未考慮載艦縱搖因素。但載艦縱搖對艦載機逃逸離艦后的軌跡下沉有一定影響，因此有必要進行進一步的分析。

[1]勵纓,溫瑋,金長江.艦載飛機逃逸復飛動力學特性研究[J].成都:四川科學技術出版社,飛行力學,1994,6(12):1-9.

[2]飛機起落架強度設計指南[K].航空航天部科學技術委員會編著,1989.

[3]ARGERSUBGER W J.The launching and landing of carrier aircraft (Part Four)[R].AD-21570.

[4]ETKIN B.Dynamics of Atmospheric Flight[M].New York:John and Sons,Inc.,1972.

[5]方振平.飛機飛行動力學[M].北京:北京航空航天大學出版社,2004.

[6]MDI.Using ADAMS/Aircraft:getting started[K].2002.

[7]MDI.Using ADAMS/Aircraft[K].Building Templates in ADAMS/Aircraft,2002.

[8]MDI.Using ADAMS/Aircraft[K].Tire Modeling in ADAMS/Aircraft,2002.