徐丹，亓洪玲，崔陽，李彬，李朝光

（中航工業(yè)洪都，江西南昌 330024）

基于RecurDyn軟件飛機著艦動力學分析

徐丹，亓洪玲，崔陽，李彬，李朝光

（中航工業(yè)洪都，江西南昌 330024）

應用多體動力學仿真軟件RecurDyn，建立了全機著艦動力學仿真模型，并給出建模要點。同時，在此基礎(chǔ)上進行了全機著艦動力學分析。通過仿真計算，得到關(guān)鍵位置加速度及不同俯仰姿態(tài)著艦仿真結(jié)果，可為艦載機結(jié)構(gòu)強度設計提供依據(jù)。

RecurDyn軟件；著艦；動力學；仿真

0 引言

飛機著艦動響應分析是艦載機結(jié)構(gòu)強度設計中的一個重要內(nèi)容，在國內(nèi)仍處于理論研究和探索階段，缺少相關(guān)試驗數(shù)據(jù)支撐。本文通過調(diào)用飛機實際模型，控制載荷水平、機構(gòu)運動行程及部件物理屬性，利用多體動力學仿真軟件RecurDyn（Recursive Dynamic）開展全機攔阻著艦動響應分析，綜合考慮全尺寸飛機在氣動力、攔阻力、慣性力作用下的全機運動，計算出飛機機體的動態(tài)響應過程，給出飛機關(guān)鍵位置加速度及不同俯仰姿態(tài)仿真結(jié)果。

1 仿真模型

圖1 全機著艦仿真建模流程

全機著艦仿真模型主要包括機體、攔阻鉤、起落架等各子系統(tǒng)模型，建模流程如圖1所示。

1.1 機體子系統(tǒng)

機體模型的建立主要包括兩個過程：一是將連續(xù)質(zhì)量體離散為有限個集中質(zhì)量系統(tǒng)；二是將柔性機體簡化為梁系。

1）由于機體結(jié)構(gòu)復雜，其實際質(zhì)量分布很難用函數(shù)關(guān)系表達，連續(xù)質(zhì)量分布模型難以建立。此時，可以選用集中質(zhì)量分布模型離散機體質(zhì)量。確定集中質(zhì)量數(shù)目是個關(guān)鍵的環(huán)節(jié)，數(shù)目過多會增加計算量，而且對精度修正存在閥值；數(shù)目過少，頻率誤差過大，而且振型會發(fā)生畸變。因此采用廣義遞歸算法，避免仿真結(jié)果存在偏差，將機身、機翼質(zhì)量離散至各框段、肋段質(zhì)心處。

2）由于飛機具有互相正交的對稱面，并且重點關(guān)注機體與外接起落裝置的耦合現(xiàn)象，因此將機體剛度分布簡化為二維分布。

1.2 起落架子系統(tǒng)

起落架模型由兩部分組成，一部分為組成起落架模型的各個部件以及部件間的約束；另一部分為緩沖器和輪胎系統(tǒng)內(nèi)部相關(guān)方程和組成起落架部件間的傳力方程。

在多體系統(tǒng)[1]中，不同部件之間往往通過約束副關(guān)系限制相互運動，在RecurDyn中約束副關(guān)系通過多種標準約束形式來定義[2，3]，藉由約束副使得起落架系統(tǒng)中的各個部件共同組成一個有機的整體。

仿真過程中，作用在起落架活塞桿上的緩沖器載荷，其傳遞需分別定義空氣彈簧力、油液阻尼力和摩擦力[4，5]；輪胎載荷的的傳遞需定義輪胎力[6]；起落架其它部件間載荷通過部件與部件之間的約束副傳遞。

1.3 攔阻鉤子系統(tǒng)

攔阻鉤與起落架有著類似的建模過程。仿真過程中，作用在攔阻鉤橫向?qū)χ凶枘崞骱涂v向緩沖作動器[6，7]上的緩沖器載荷傳遞需分別定義空氣彈簧力、油液阻尼力和摩擦力；攔阻鉤其它部件間載荷通過部件與部件之間的約束副傳遞。

1.4 全機裝配

完成機身、機翼子系統(tǒng)、起落架子系統(tǒng)及攔阻鉤子系統(tǒng)建模后，需進行各系統(tǒng)間裝配工作。主要包括機身與機翼機體連接、機體與起落裝置連接。

1）機身與機翼連接

在動力學分析模型中，機身與機翼的連接尤為關(guān)鍵，在仿真過程中主要采用的連接模型為梁式連接[8]。

在完成機體子系統(tǒng)、起落架子系統(tǒng)、攔阻鉤子系統(tǒng)建模后，裝配各子系統(tǒng)，完成裝配后的全機動態(tài)仿真模型還需進行質(zhì)量屬性校核，以檢驗動態(tài)仿真模型的準度。

2）機體與起落裝置連接

機體與起落架裝置的連接主要通過控制襯套力的剛度矩陣和阻尼矩陣，來控制連接效果。

1.5 邊界條件

飛機著艦邊界條件主要包括氣動升力、攔阻力等，飛機升力取等于飛機著陸重量，即升力系數(shù)L= 1[9]。參考特定攔阻裝置[10]設置攔阻性能。

2 仿真結(jié)果分析

2.1 仿真結(jié)果處理

著艦仿真過程產(chǎn)生的較大沖擊載荷會引起結(jié)構(gòu)高頻振蕩，由于計算模型沒有考慮結(jié)構(gòu)的阻尼效應，高頻成分無法隨時間迅速衰減，因此，系統(tǒng)響應結(jié)果包含了模型所包含的所有頻率成分[11、12]。由于信號中包含豐富的頻率成分，故很難獲得諸如加速度峰值、脈寬及發(fā)生時刻等相關(guān)性分析所需要的關(guān)鍵數(shù)據(jù)。原始信號的高頻、高幅特征掩蓋了對結(jié)構(gòu)影響起決定性作用的低頻、低幅，因此，利用低通濾波器將高頻信號過濾掉，并將低頻信號從原始信號中分離出來，而只保留關(guān)注的低頻信號。本文采用了Butter worth濾波器[13]對原始時域信號進行處理，其中，截止頻率的選取通過試算獲得。

圖2 重心豎直方向加速度原始信號

由圖2所示的原始信號可知，高頻部分集中在著艦沖擊階段，對原始信號進行濾波處理后，分別得到了按截止頻率為20HZ、10HZ、5HZ處理后的加速度信號，如圖3所示。一個壓縮反彈過程，20HZ的截止頻率對應多個脈沖峰值；5HZ的截止頻率可以得到一條僅包含一個脈沖峰值的濾波，并且該脈沖形狀與速度曲線的整體趨勢相一致。然而，通過對5HZ的截止頻處理的加速度信號進行積分，得到的速度信號明顯失真，如圖4所示。綜上所述，選取20HZ的截止頻率得到的結(jié)果過于保守，而選取5HZ的截止頻率得到的結(jié)果又存在失真現(xiàn)象，此時，試用10HZ的截止頻率進行過濾。10HZ的截止頻率得到的重心處加速度為28m/s2，小于且接近理論計算結(jié)果，相對合理；同時，通過對10HZ的截止頻處理的加速度信號進行積分，得到的速度信號與原始信號一致。因此，取10HZ的截止頻率是合適的。

圖3 重心豎直方向加速度濾波信號

圖4 重心豎直方向速度信號

2.2 關(guān)鍵位置加速度

將發(fā)動機質(zhì)量屬性等效至其前、后掛點對應的機身框段上，給出其前、后掛點和飛機重心處加速度隨時間響應曲線，如圖5所示。

圖5 前、后掛點和飛機重心處加速度隨時間響應結(jié)果

圖6 不同姿態(tài)下起落架載荷隨時間響應結(jié)果

關(guān)鍵位置加速度結(jié)果表明：飛機重心和發(fā)動機前、后掛點位置加速度峰值大小相近，其中重心處峰值靠前，布置在重心后端的前、后掛點位置峰值靠后；受攔阻載荷作用，X向加速度振動頻率比Y向高；由于飛機是對稱著艦，Z向加速度趨于0；X向加速度隨時間響應曲線與攔阻力隨時間變化曲線相似，X向加速度隨時間響應受攔阻力影響明顯。

2.3 不同俯仰姿態(tài)著艦結(jié)果匯總

不同俯仰姿態(tài)著艦起落架載荷變化趨勢如圖6所示，圖中每種姿態(tài)下的載荷為該姿態(tài)下著艦過程出現(xiàn)的最大載荷。

不同俯仰姿態(tài)著艦結(jié)果表明：隨著姿態(tài)角的增大，前起落架地面垂直載荷先減小后增大。原因分析：不同俯仰姿態(tài)著艦，引起前起落架地面垂直載荷變化的原因有兩方面，一方面是由于隨著俯仰姿態(tài)角的增大，前起落架觸地時間較主起落架滯后，引起前起落架地面載荷減??；另一方面是由于隨著俯仰姿態(tài)角的增大，攔阻載荷使飛機產(chǎn)生的低頭角速度增大，從而引起前起落架地面載荷增大。因此，在一定著艦姿態(tài)角范圍內(nèi)，隨著姿態(tài)角的增大，會出現(xiàn)前起落架地面垂直載荷逐漸減小趨勢；超過臨界著艦姿態(tài)角范圍后，隨著姿態(tài)角的增大，會出現(xiàn)前起落架地面垂直載荷逐漸增大趨勢。

3 結(jié)語

通過合理簡化機體結(jié)構(gòu)、攔阻系統(tǒng)和起落架系統(tǒng)，使用多體動力學仿真分析軟件，對飛機攔阻著艦過程進行動態(tài)仿真。結(jié)合仿真分析結(jié)果，給出下列結(jié)論：

1）飛機重心和發(fā)動機前、后掛點位置加速度峰值大小相近；受攔阻載荷作用，X向加速度振動頻率比Y向高；X向加速度隨時間響應受攔阻力影響明顯。

2）前起落架地面垂直載荷受飛機著艦姿態(tài)角影響明顯。在一定著艦姿態(tài)角范圍內(nèi)，隨著姿態(tài)角的增大，會出現(xiàn)前起落架地面垂直載荷逐漸減小趨勢；超過臨界著艦姿態(tài)角范圍后，隨著姿態(tài)角的增大，會出現(xiàn)前起落架地面垂直載荷逐漸增大趨勢。

采用RecurDyn仿真軟件模擬飛機著艦邊界與實際情況存在出入、機身離散梁單元數(shù)量有限的簡化方案、起落架主承力支柱為剛性結(jié)構(gòu)會對仿真結(jié)果產(chǎn)生影響，后續(xù)通過完善上述方案設計，可得到更為真實的仿真結(jié)果。

[1]劉延柱.高等動力學[M].北京：高等教育出版社，2001.

[2]朱仕明.動力學[M].武漢：華中理工大學出版社，2000.

[3]焦曉娟，等.RecurDyn多體系統(tǒng)優(yōu)化仿真技術(shù)[M].北京：清華大學出版社，2010.

[4]劉銳琛，蘇開鑫.飛機起落架強度設計指南[M].四川：四川科學出版社，1989.

[5]Currey NS.起落架設計手冊[M].北京:航空工業(yè)部,1982.

[6]飛機設計手冊總編委會.飛機設計手冊第14冊[M].北京：航空工業(yè)出版社,2002年.

[7]HB 6648-92，1993.

[8]飛機設計手冊總編委會.飛機設計手冊第9冊[M].北京：航空工業(yè)出版社,2001.

[9]軍用飛機結(jié)構(gòu)強度規(guī)范編制組.軍用飛機結(jié)構(gòu)強度規(guī)范(GJB 67A-2008)，2008.

[10]MIL-HDBK-2066(AS)，1999.

[11]S.H.克蘭德爾.隨機振動[M].北京：科學出版社，1980.

[12]張弘，等.通用飛機抗墜撞設計指南[M].北京：航空工業(yè)出版社，2009.

[13]邵朝，陰亞芳，盧光躍.數(shù)字信號處理[M].北京：北京郵政大學出版社，2003.

>>>作者簡介

徐丹，女，1983年出生，2008年畢業(yè)于大連理工大學，工程師，現(xiàn)從事飛機強度設計研究工作。

亓洪玲，女，1983年出生，2008年畢業(yè)于大連理工大學，工程師，現(xiàn)從事飛機空氣動力技術(shù)研究工作。

Dynam ics Analysisof Aircraft Carrier Landing Based on RecurDyn Software

Xu Dan，QiHongling，CuiYang，LiBin，LiChaoguang
(AVICHongdu Aviation Industry Group,Nanchang Jiangxi,330024)

In thispaper,aircraft carrier landing dynam icsmodel isestablished in the environmentof RecurDyn software and somemodeling key points are proposed.Based on themodel,the dynamics analysis of aircraft carrier landing is done.By this simulated computation,the result of simulating the carrier landing in different attitudes and the acceleration atkey spotsareobtained,which provides theguidance for structuralstrength design of carrieraircraft.

RecurDyn software;carrier landing;dynamics;simulation

2014-01-17)