基于RecurDyn软件飞机着舰动力学分析

徐丹，亓洪玲，崔阳，李彬，李朝光

（中航工业洪都，江西南昌 330024）

基于RecurDyn软件飞机着舰动力学分析

徐丹，亓洪玲，崔阳，李彬，李朝光

（中航工业洪都，江西南昌 330024）

应用多体动力学仿真软件RecurDyn，建立了全机着舰动力学仿真模型，并给出建模要点。同时，在此基础上进行了全机着舰动力学分析。通过仿真计算，得到关键位置加速度及不同俯仰姿态着舰仿真结果，可为舰载机结构强度设计提供依据。

RecurDyn软件；着舰；动力学；仿真

0 引言

飞机着舰动响应分析是舰载机结构强度设计中的一个重要内容，在国内仍处于理论研究和探索阶段，缺少相关试验数据支撑。本文通过调用飞机实际模型，控制载荷水平、机构运动行程及部件物理属性，利用多体动力学仿真软件RecurDyn（Recursive Dynamic）开展全机拦阻着舰动响应分析，综合考虑全尺寸飞机在气动力、拦阻力、惯性力作用下的全机运动，计算出飞机机体的动态响应过程，给出飞机关键位置加速度及不同俯仰姿态仿真结果。

1 仿真模型

图1 全机着舰仿真建模流程

全机着舰仿真模型主要包括机体、拦阻钩、起落架等各子系统模型，建模流程如图1所示。

1.1 机体子系统

机体模型的建立主要包括两个过程：一是将连续质量体离散为有限个集中质量系统；二是将柔性机体简化为梁系。

1）由于机体结构复杂，其实际质量分布很难用函数关系表达，连续质量分布模型难以建立。此时，可以选用集中质量分布模型离散机体质量。确定集中质量数目是个关键的环节，数目过多会增加计算量，而且对精度修正存在阀值；数目过少，频率误差过大，而且振型会发生畸变。因此采用广义递归算法，避免仿真结果存在偏差，将机身、机翼质量离散至各框段、肋段质心处。

2）由于飞机具有互相正交的对称面，并且重点关注机体与外接起落装置的耦合现象，因此将机体刚度分布简化为二维分布。

1.2 起落架子系统

起落架模型由两部分组成，一部分为组成起落架模型的各个部件以及部件间的约束；另一部分为缓冲器和轮胎系统内部相关方程和组成起落架部件间的传力方程。

在多体系统[1]中，不同部件之间往往通过约束副关系限制相互运动，在RecurDyn中约束副关系通过多种标准约束形式来定义[2，3]，藉由约束副使得起落架系统中的各个部件共同组成一个有机的整体。

仿真过程中，作用在起落架活塞杆上的缓冲器载荷，其传递需分别定义空气弹簧力、油液阻尼力和摩擦力[4，5]；轮胎载荷的的传递需定义轮胎力[6]；起落架其它部件间载荷通过部件与部件之间的约束副传递。

1.3 拦阻钩子系统

拦阻钩与起落架有着类似的建模过程。仿真过程中，作用在拦阻钩横向对中阻尼器和纵向缓冲作动器[6，7]上的缓冲器载荷传递需分别定义空气弹簧力、油液阻尼力和摩擦力；拦阻钩其它部件间载荷通过部件与部件之间的约束副传递。

1.4 全机装配

完成机身、机翼子系统、起落架子系统及拦阻钩子系统建模后，需进行各系统间装配工作。主要包括机身与机翼机体连接、机体与起落装置连接。

1）机身与机翼连接

在动力学分析模型中，机身与机翼的连接尤为关键，在仿真过程中主要采用的连接模型为梁式连接[8]。

在完成机体子系统、起落架子系统、拦阻钩子系统建模后，装配各子系统，完成装配后的全机动态仿真模型还需进行质量属性校核，以检验动态仿真模型的准度。

2）机体与起落装置连接

机体与起落架装置的连接主要通过控制衬套力的刚度矩阵和阻尼矩阵，来控制连接效果。

1.5 边界条件

飞机着舰边界条件主要包括气动升力、拦阻力等，飞机升力取等于飞机着陆重量，即升力系数L= 1[9]。参考特定拦阻装置[10]设置拦阻性能。

2 仿真结果分析

2.1 仿真结果处理

着舰仿真过程产生的较大冲击载荷会引起结构高频振荡，由于计算模型没有考虑结构的阻尼效应，高频成分无法随时间迅速衰减，因此，系统响应结果包含了模型所包含的所有频率成分[11、12]。由于信号中包含丰富的频率成分，故很难获得诸如加速度峰值、脉宽及发生时刻等相关性分析所需要的关键数据。原始信号的高频、高幅特征掩盖了对结构影响起决定性作用的低频、低幅，因此，利用低通滤波器将高频信号过滤掉，并将低频信号从原始信号中分离出来，而只保留关注的低频信号。本文采用了Butter worth滤波器[13]对原始时域信号进行处理，其中，截止频率的选取通过试算获得。

图2 重心竖直方向加速度原始信号

由图2所示的原始信号可知，高频部分集中在着舰冲击阶段，对原始信号进行滤波处理后，分别得到了按截止频率为20HZ、10HZ、5HZ处理后的加速度信号，如图3所示。一个压缩反弹过程，20HZ的截止频率对应多个脉冲峰值；5HZ的截止频率可以得到一条仅包含一个脉冲峰值的滤波，并且该脉冲形状与速度曲线的整体趋势相一致。然而，通过对5HZ的截止频处理的加速度信号进行积分，得到的速度信号明显失真，如图4所示。综上所述，选取20HZ的截止频率得到的结果过于保守，而选取5HZ的截止频率得到的结果又存在失真现象，此时，试用10HZ的截止频率进行过滤。10HZ的截止频率得到的重心处加速度为28m/s2，小于且接近理论计算结果，相对合理；同时，通过对10HZ的截止频处理的加速度信号进行积分，得到的速度信号与原始信号一致。因此，取10HZ的截止频率是合适的。

图3 重心竖直方向加速度滤波信号

图4 重心竖直方向速度信号

2.2 关键位置加速度

将发动机质量属性等效至其前、后挂点对应的机身框段上，给出其前、后挂点和飞机重心处加速度随时间响应曲线，如图5所示。

图5 前、后挂点和飞机重心处加速度随时间响应结果

图6 不同姿态下起落架载荷随时间响应结果

关键位置加速度结果表明：飞机重心和发动机前、后挂点位置加速度峰值大小相近，其中重心处峰值靠前，布置在重心后端的前、后挂点位置峰值靠后；受拦阻载荷作用，X向加速度振动频率比Y向高；由于飞机是对称着舰，Z向加速度趋于0；X向加速度随时间响应曲线与拦阻力随时间变化曲线相似，X向加速度随时间响应受拦阻力影响明显。

2.3 不同俯仰姿态着舰结果汇总

不同俯仰姿态着舰起落架载荷变化趋势如图6所示，图中每种姿态下的载荷为该姿态下着舰过程出现的最大载荷。

不同俯仰姿态着舰结果表明：随着姿态角的增大，前起落架地面垂直载荷先减小后增大。原因分析：不同俯仰姿态着舰，引起前起落架地面垂直载荷变化的原因有两方面，一方面是由于随着俯仰姿态角的增大，前起落架触地时间较主起落架滞后，引起前起落架地面载荷减小；另一方面是由于随着俯仰姿态角的增大，拦阻载荷使飞机产生的低头角速度增大，从而引起前起落架地面载荷增大。因此，在一定着舰姿态角范围内，随着姿态角的增大，会出现前起落架地面垂直载荷逐渐减小趋势；超过临界着舰姿态角范围后，随着姿态角的增大，会出现前起落架地面垂直载荷逐渐增大趋势。

3 结语

通过合理简化机体结构、拦阻系统和起落架系统，使用多体动力学仿真分析软件，对飞机拦阻着舰过程进行动态仿真。结合仿真分析结果，给出下列结论：

1）飞机重心和发动机前、后挂点位置加速度峰值大小相近；受拦阻载荷作用，X向加速度振动频率比Y向高；X向加速度随时间响应受拦阻力影响明显。

2）前起落架地面垂直载荷受飞机着舰姿态角影响明显。在一定着舰姿态角范围内，随着姿态角的增大，会出现前起落架地面垂直载荷逐渐减小趋势；超过临界着舰姿态角范围后，随着姿态角的增大，会出现前起落架地面垂直载荷逐渐增大趋势。

采用RecurDyn仿真软件模拟飞机着舰边界与实际情况存在出入、机身离散梁单元数量有限的简化方案、起落架主承力支柱为刚性结构会对仿真结果产生影响，后续通过完善上述方案设计，可得到更为真实的仿真结果。

[1]刘延柱.高等动力学[M].北京：高等教育出版社，2001.

[2]朱仕明.动力学[M].武汉：华中理工大学出版社，2000.

[3]焦晓娟，等.RecurDyn多体系统优化仿真技术[M].北京：清华大学出版社，2010.

[4]刘锐琛，苏开鑫.飞机起落架强度设计指南[M].四川：四川科学出版社，1989.

[5]Currey NS.起落架设计手册[M].北京:航空工业部,1982.

[6]飞机设计手册总编委会.飞机设计手册第14册[M].北京：航空工业出版社,2002年.

[7]HB 6648-92，1993.

[8]飞机设计手册总编委会.飞机设计手册第9册[M].北京：航空工业出版社,2001.

[9]军用飞机结构强度规范编制组.军用飞机结构强度规范(GJB 67A-2008)，2008.

[10]MIL-HDBK-2066(AS)，1999.

[11]S.H.克兰德尔.随机振动[M].北京：科学出版社，1980.

[12]张弘，等.通用飞机抗坠撞设计指南[M].北京：航空工业出版社，2009.

[13]邵朝，阴亚芳，卢光跃.数字信号处理[M].北京：北京邮政大学出版社，2003.

>>>作者简介

徐丹，女，1983年出生，2008年毕业于大连理工大学，工程师，现从事飞机强度设计研究工作。

亓洪玲，女，1983年出生，2008年毕业于大连理工大学，工程师，现从事飞机空气动力技术研究工作。

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)