基于ADAMS/Aircraft的舰载机逃逸性能分析

史卫民，韩 维，李辉青

（1.海军装备部，北京 100071；2.海军航空工程学院 a.七系；b.研究生管理大队，山东 烟台 264001）

0 引言

进场着舰是固定翼舰载机最复杂、最危险的飞行阶段，也是舰载机事故最多的飞行阶段。着舰时，如飞机没有在着舰拦阻区内钩住拦阻索，则必须以自身的最大推力，沿斜甲板加速滑跑起飞逃逸。在斜甲板拦阻索区域往舰艏方向的长度内（100～150 m）安全逃逸是舰载机必须具备的能力[1]。

飞机动力学性能仿真分析的方法是通过编程建立飞机起落架和全机动力学模型，对模型参数进行仿真优化，得到与实物试验比较吻合的结果。这种做法往往难以考虑比较复杂的情况。随着大型动力学仿真软件ADAMS/Aircraft的应用，使得飞机动力学分析更加全面、精确、快速。

本文基于ADAMS/Aircraft 软件，建立了目标舰载机的起落架子系统、轮胎子系统和机身子系统虚拟样机模型，并给机身子系统施加空气动力和发动机推力，完成全机虚拟样机的装配，并对该型舰载机的逃逸性能进行了仿真分析。

1 逃逸过程

舰载机在接触甲板瞬间，由于拦阻钩反弹可能高于拦阻索或在拦阻区域外等原因，使拦阻钩没有钩住拦阻索，此时飞机只能继续在着舰区加速滑跑，拉起复飞过程称为“逃逸”。逃逸性能直接关系到舰载机着舰脱钩时的生存能力，其指标是逃逸滑跑距离，即飞机从开始加速滑跑到离舰起飞的距离，以及该距离与载舰跑道长度的适配性，即该距离应小于载舰斜甲板拦阻索区域往舰艏方向的长度。

从运动学角度来看，逃逸机动是一种初速度（该初始速度应取着舰下滑过程末端，舰载机与载舰的啮合速度）不为零的加速直线运动。要在载舰甲板上加速滑跑并拉起复飞，要求飞机具有良好的短距起飞性能一定要好，尤其具有良好的发动机加速性能和飞机的纵向操纵特性[2-4]。

逃逸过程的飞机动力学方程采用固定翼飞机动力学通用方程[5]。

飞机起落架采用两个集中质量 Bm、Cm的弹簧/阻尼简化系统（如图1所示），Bm表示除可动部分之外的当量质量；Cm表示起落架可动部分（轮胎、轮轴、减震支柱）的当量质量。

图1 起落架简化模型

起落架可动部分质量受到重力G、减震支柱作用力QB和甲板反作用力PR3个力的作用：

这三个力在斜甲板坐标系的合力为

2 建立全机虚拟样机模型

全机虚拟样机模型包括主起落架、前起落架、机身和机轮子系统[6-8]。

2.1 建立起落架模型

建立起落架虚拟样机模型的过程如下：

1）几何建模。

建立起落架模型的拓扑结构，在 ADAMS/Aircraft的Template Builder 界面中利用硬点和结构框架点建立起落架几何模型。

2）施加力和约束。

起落架轴向力sF可以表示为支柱内空气压缩产生的弹簧力Fa、油液阻尼力Fh、结构限制力Fl和内部摩擦力 Ff的合力，即

其中，由于气体受压缩是一个瞬态的绝热过程，和外界没有能量交换，根据热力学公式可知空气弹簧力的计算公式为

式中：PAir0为空气腔初始压强；VAir0为空气腔初始体积；PAMB为大气压强；AAir为活塞杆外截面面积；s为减震支柱压缩行程；γ为气体多变指数。

油液阻尼力按照ADAMS/Aircraft 提供的基于方程的不可压缩油液阻尼力来定义，其计算表达式为

式中：ρ为油液密度；AFL为主油腔有效压油面积；Apin为油针面积；VFL为油液流过油孔的流速。

减震支柱伸展和压缩止动点的结构限制力为

式中：µ为缓冲器行程。

内部摩擦力按照ADAMS/Aircraft 中提供的轴承对来定义，其计算表达式为

式中：µf为结构摩擦系数；Nb_net为轴承法向压力。

分别建立上述减震支柱轴向力后，根据各部件间的运动关系，定义各部件间的约束关系。

3）建立通讯器。

已经建立好的起落架模型需要创建一系列的通讯器（communicator）来定义起落架与轮胎、机身模型之间的联系，例如位置关系、力的传递、速度关系等信息。两个模型之间通过一对属性相同的通讯器进行数据交换。在起落架模型中，利用通讯器从机身模型中得到飞机的质量和重心位置信息，将轮胎位置、起落架和轮胎相互作用力加载位置等信息传递给机轮模型。

2.2 建立机轮模型

DAMS/Aircraft 中机轮模型通过修改机轮属性文件建立。轮胎力的大小及方向通过计算轮胎与地面间的相对位置来完成。轮胎在垂直方向上，可以将其看作一个弹簧阻尼系统，其垂直力用下式表示：

轮胎的水平运动有弹性变形和完全滑移两种情况，其水平反力是垂直反力的函数。

弹性变形状态：

完全滑移状态：

2.3 建立机身模型

建立机身虚拟样机模型的过程如下：

1）几何建模。

建立机身模型的外形结构特征。先在3DS Max中建立机身的几何模型，然后导入ADAMS/Aircraft中完成建模。

2）施加气动力。

ADAMS/Aircraft 中的气动力包括点力和力矩，它的大小和方向由以下参数决定：攻角α、攻角变化率、俯角变化率和侧滑角β。攻角和侧滑角在气动力的属性文件中影响非线性负载系数，俯角和攻角用来计算纵摇阻尼力矩。ADAMS/Aircraft中的气动力随着攻角、侧滑角和纵摇阻尼力矩非线性变化。ADAMS/Aircraft中，升力系数为

升力的计算公式如下

当速度低于 VFF时，STEP 函数平缓地将力减为零。

3）施加发动机推力。

这是一个矢量力，力在z轴方向的分量由油门设置来确定。

4）建立通讯器。

定义机身模型与其他模型间的约束关系。

2.4 模型组装

将建好的起落架模型、机轮模型和机身模型组装成全机虚拟样机，此样机包含了飞机所有的结构信息和运动学信息。飞机的整体虚拟样机模型如图2和图3所示。

图2 飞机模型渲染视图

图3 飞机模型框架图

3 仿真分析

假定目标舰载机在规定的着舰构型状态下，水平着舰速度为Vh=66.5 m/s，垂直着舰速度为Vv=4.65 m/s，对称着舰的迎角α为10°气动力特性为起降构型，无侧风。在上述条件下对其逃逸过程进行仿真，其结果如图4～6所示。

图4 飞机逃逸过程气动力历程

图5 飞机逃逸前、主轮胎支反力

图6 飞机逃逸轨迹

假设飞机机身为刚体，在逃逸过程中质量不变，不考虑地球曲率和旋转，飞机为固定操作，即发动机推力和舵偏角不变。此时，飞机逃逸过程中所受气动力历程如图4所示。

图5所示的是飞机逃逸时前、主起落架轮胎支反力时间历程对比。从图中可以看出，飞机主轮接地后，经过0.02 s 前轮接地，在0.3 s后抬起前轮，经过几次较小的颠簸，在1.28 s后主轮离地。

由图6可以看出飞机在斜甲板上的逃逸滑跑距离为91 m，符合安全逃逸的要求。

4 结论

通过对目标舰载机逃逸过程的仿真分析，体现了ADAMS/Aircraft 在建立全机虚拟样机以及进行仿真计算方面具有很好的实用性；另外，仿真结果表明，目标舰载机在着舰构型下具有良好的逃逸性能。由于逃逸过程经历的时间远小于载舰纵摇周期，且载舰纵摇对逃逸滑跑距离影响较小，本文未考虑载舰纵摇因素。但载舰纵摇对舰载机逃逸离舰后的轨迹下沉有一定影响，因此有必要进行进一步的分析。

[1]励缨,温玮,金长江.舰载飞机逃逸复飞动力学特性研究[J].成都:四川科学技术出版社,飞行力学,1994,6(12):1-9.

[2]飞机起落架强度设计指南[K].航空航天部科学技术委员会编著,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.飞机飞行动力学[M].北京:北京航空航天大学出版社,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.