舰载机前机身结构地面弹射冲击响应

何敏，朱小龙，刘晓明，刘凡，姚小虎, *

1. 航空工业成都飞机工业(集团)有限责任公司，成都 610092 2. 华南理工大学 土木与交通学院 工程力学系，广州 510640

现今，航空母舰发展与应用备受瞩目。航母是海上重要的移动作战平台，其发展至今已是现代海军不可或缺的攻防利器。舰载机是航空母舰编队武器系统攻防体系的核心，航母要实现快速投送武器的能力，必须要保证舰载机高密度、高效率地起飞和降落，依靠舰载机强大的作战能力，航空母舰编队才能在广袤的海洋上纵横驰骋[1-2]。众所周知，除了垂直起降飞机，大部分飞机起飞前都需要通过滑跑来获得足够的滑行速度及机翼升力，然而，由于航空母舰上飞行甲板跑道长度远比陆地机场跑道要短，极大地限制了舰载机起飞所需的滑跑速度和气动升力。为了保证舰载机起飞安全，工程师们极尽所能，设计了多种起飞方式，舰载机起飞技术经历了局部/全通式甲板自主式滑跑起飞、弹射起飞、滑跃起飞等不同的阶段[3]，其中弹射起飞方式以其起飞滑跑距离短、飞机升空频率高等优点而成为短距起飞的最佳选择，在航空母舰上得以广泛应用[4]。

弹射起飞，即舰载机在发动机推力及弹射器的外力牵引下加速滑跑，在短距离内达到起飞速度。弹射起飞方式弥补舰载机自身动力不足的缺点，放宽了对起飞重量和推重比等条件的要求，可以在较大的起飞重量下安全起飞；另外，弹射起飞还可以保证多架舰载机以较短的时间间隔起飞作战，极大地提高了航母作战效能，如某航空母舰上的4台C-13弹射器同时工作时，舰载机起飞间隔仅为15 s，很好地满足了实战需求，受到广泛好评[5-7]。飞机在突加弹射力的牵引下，机身与起落架受力以及工作情况都会出现复杂的变化，因此，这就要求对弹射起飞过程中飞机的动态响应有清晰的理解和准确的把握，对其性能进行准确预测和评估，指导飞机设计，保证飞机弹射起飞阶段的安全[8-12]。

国外有关弹射起飞和滑跃起飞技术的相关文献较少公开发表，相关数据资料较难获取。通过查阅少数已公开的文献资料可知，Clarke和Smith[13]在20世纪70年代给出了确定舰载机弹射起飞最小离舰速度的方法；Donald[14]介绍了舰载机拖曳牵引起飞装置及应用；Englebry[15]对滑跃起飞方式进行了理论和实验研究；Shrikant Rao[16]提供了一种用来分析和控制飞机滑跃起飞姿态的研究方法；Eppel等[17]研究了前起落架突伸技术对缩短短距离起降飞机地面滑跑距离的影响。在滑跃起飞技术方面，Imhof和Schork[18]研究了可回收分段甲板和光滑曲线甲板对舰载机落架受力的影响；Fozard[19]和Birckelbaw[20]研究了某型舰载机滑跃起飞性能。

国内对舰载机起飞的研究始于20世纪90年代初，且主要集中于弹射起飞技术，采用的研究方法主要是理论分析和模拟仿真，缺乏试验数据。金长江等[12,21]对舰载机弹射起飞过程中的动力学问题进行分析，讨论了飞机起飞瞬间的离舰姿态，安全离舰速度及离舰上升航迹等问题，其团队还利用已知的甲板形状曲线，建立了考虑甲板运动、起落架变形运动在内的完整的飞机动力学方程，并讨论了航母纵摇和垂荡对起飞特性的影响；郑本武[22]研究了舰载机弹射起飞的动力学特性，确定弹射起飞参数的计算方法，并对飞机起飞参数进行了优化；王维军和郭林亮[23]建立了弹射起飞过程的全量多体动力学仿真模型；徐燕[24]使用 MATLAB/Simulink 软件对舰载机滑跃起飞的过程进行了仿真分析，并将分析结果与基于MSC.ADAMS 建立的全机滑跃起飞虚拟样机的虚拟试验结果进行对比，两种结果基本吻合。孙师友和屈香菊[25]首先提出了将弹射起飞和滑跃甲板结合起来的斜板/弹射综合起飞方式，针对这种起飞方式的特点进行了分析，并通过数值仿真，说明了这种起飞方式预期的性能收益以及存在的关键问题。国内还有很多学者对舰载机起飞进行了研究。

综上所述，现有研究主要考虑舰载机弹射过程中飞机离舰姿态、起落架力学状态、以及舰面摇晃的影响，对舰载机弹射过程中的机身过载研究和相关试验几乎是空白。本文以舰载机的前机身结构及前起落架为研究对象，分析其在地面弹射冲击加载下，前机身结构及其连接部位承受冲击载荷的能力，研究其在传力路径上的冲击响应特性。通过弹射冲击试验和采用刚柔耦合模型的仿真模拟方法，分析该试件结构在弹射冲击过程中的动态响应，将仿真结果与试验结果进行对比分析，为舰载机地面冲击试验方法提供参考，为弹射起飞过程中飞机结构动响应预测、计算分析提供依据，并为飞机结构设计及动强度校核提供数据支撑。

1 试 验

舰载机弹射起飞是一个短时强动载的过程，因而需要对飞机结构进行动态响应分析，保证飞机弹射安全。开展整机弹射起飞费时费力，若没有对飞机弹射过程有一个清晰的了解和准确的把控，稍有不慎，就有可能造成很大的经济损失，甚至人员伤亡。因此，为了充分掌握飞机在弹射过程中的动态响应，如过载的分布、关键受力部位的应力应变等信息，首次自主设计了舰载机地面弹射试验装置，如图1所示。对前机身和前起落架舱布局进行改进设计，多次重复开展弹射试验，从而对飞机的结构设计以及弹射方案起到指导作用。

图1 地面弹射试验装置示意图Fig.1 Sketch of ground ejection test set-up

1.1 试验方法

飞机弹射起飞过程是一个典型的动态冲击过程。本试验研究张力销断裂瞬间前机身主结构以及部分起落架结构的冲击响应，从而代替地面弹射过程中牵制杆断裂瞬间对机身结构及起落架产生的过载。试验将前起落架和前机身主要传力部件通过软连接固定在承力墙上，如图1所示。试件在4090框处通过角板螺栓与转接盒段连接，转接盒段通过承力主螺栓固定在承力墙上。选用MTS -复杂加载系统进行试验，选取2个不同规格的作动筒，利用油缸在前起落架与弹射杆连接处施加水平方向的弹射载荷。在真实弹射起飞情况下，机体结构水平方向处于自由状态，弹射载荷直接传递到牵制杆装置上，致使张力销剪断。试验时由于试件固定约束在承力墙上，为避免弹射载荷传递到试件约束端，采用加载油缸主动施加牵制载荷致使张力销剪断的方式代替实际弹射起飞过程中张力销被动剪断。与此同时，在起落架主柱处设置一块橡胶垫以模拟起落架主柱对机身法向向下的约束。作用在起落架上的有弹射杆载荷和牵制杆约束，由于生产制造等问题，张力销剪断载荷有6%的容差。本文对4种试验载荷工况下张力销100%限制载荷冲击进行了研究，4次试验载荷如表1所示。

图2(a)和图2 (b)分别给出了弹射力与牵制力的时间历程曲线；张力销连接如图3(a)所示,试验连接及加载方式如图3(b)所示。

表1 试验载荷工况Table 1 Cases of testing load

图2 试验加载曲线Fig.2 Loading curves of test

图3 现场试验Fig.3 Field test

1.2 试验结果

为监测试验过程中前机身及前起落架的动态响应，采用LMS SCADAS MOBILE动力学测试仪进行试验过程加速度数据的采集，在起落架立柱及起落架壁板的上传力路径和下传力路径上粘贴了采样频率分别为10 210和20 480 Hz的三轴向智能加速度传感器和单轴向智能加速度传感器，共11个，其分布位置如图4所示。

本文中对所有过载数据都进行了无量纲化处理。为消除试验获得的过载-时间历程曲线中高频噪声的影响，对原始测量数据进行高频滤波处理，图5给出了工况2中1号测点的原始测量数据及滤波后航向过载-时间历程曲线。本文的研究重点为机身结构的航向过载，故后文提到的过载均指航向过载。

图4 加速度传感器位置示意图Fig.4 Sketch of acceleration sensor position

图5 航向过载-时间历程曲线(1号测点)Fig.5 Heading overload-time history curves (Point 1)

对所有测点的过载-时间历程曲线采用同样的滤波处理方式。7号测点位于起落架外筒上，是弹射载荷直接作用点，试验过程中其加速度值均高于其他测量点值，如图6所示，造成该特点的原因有：① 起落架的刚度大于机身的刚度；② 过载是通过起落架传递到机身上的，传递过程中过载有衰减，因而起落架上的过载比其他部位的过载要大。

4次冲击试验沿上传力路径(测点1～6)及下传力路径(测点8～11)的过载峰值变化如图7所示。从图中可以看出，弹射试验过程中过载峰值沿飞机逆航向呈现出明显的衰减趋势，其中，上传力路径的过载峰值从1号测点至6号测点衰减了56%，下传力路径的过载峰值从8号测点至11号测点衰减了62%。

采用DH5929动态应变测试系统进行冲击试验过程应变数据的采集，在试件起落架壁板及蒙皮上粘贴了22个动态应变测量仪，采样频率为20 480 Hz。前机身构件中加强框编号如图8(a)所示，动态应变测量点主要对称分布于前机身结构的壁板梁和下大梁上，部分测点如图8(b)。

图6 关键位置航向过载-时间历程曲线(7号测点)Fig.6 Heading overload-time history curves of critical position (Point 7)

图7 前机身结构航向过载峰值Fig.7 Peaks of heading overload of front fuselage structure

冲击试验测量得到的最大应变出现在中间壁板2号框与3号框之间，该处也是距离弹射力加载位置较近的地方，该处应变-时间历程曲线如图9所示，4次试验测量得到的应变-时间历程曲线变化基本一致，试验重复性较好。4次冲击试验测量最大应变为1 800 με，小于材料的许用值4 000 με。

选用型号为IL-050激光位移传感器对试验过程中沿弹射力加载方向位移数据进行采集。该传感器采样频率为51 200 Hz。动态位移测量点位于1号框左侧腹板上，位置如图8(b)所示。4次冲击试验测量的位移峰值如图10所示，可知，4次试验测得的位移峰值相差不超过0.1 mm，最大位移均在0.5 mm左右，结果重复性较好。另外，试验过程中试件位移很小，张力销断裂瞬间试件位移为0.1 mm左右。

图8 中间壁板编号及应变片和位移传感器分布Fig.8 Serial number of intermediate panel and distribution of strain gauges and displacement sensor

图9 应变-时间历程曲线Fig.9 Strain-time history curves

图10 航向位移峰值Fig.10 Peak values of heading displacement

2 刚柔耦合数值模拟

2.1 模型创建

近年来多体动力学的研究热点集中于大型复杂结构的刚柔耦合多体动力学，核心问题是模型的搭建和求解。多体系统动力学分析中的建模包括从几何模型构建成物理模型，由物理模型形成数学模型两个过程，求解阶段需要根据分析类型如：动力分析、静力分析、特征值分析等来选择求解方法[26]。此次模拟仿真采用以机械系统动力学软件ADAMS为主，其他多种建模软件为辅的动力学方法，构建了舰载机前机身及前起落架的刚柔耦合模型，模型的材料属性如表2所示。

在ADAMS里创建试件柔性体需要输入试件的模态中性文件，利用有限元软件Nastran计算试件模型的固有频率和对应的模态，将模型变形视为由模态线性叠加得到，模型模态如表3所示。在构件离散成有限元模型时，要对每个单元和节点编号，以便节点位移按照编号组成一个矢量，这一矢量由多个最基本而相互垂直的同维矢量通过线性组合构成，这里最基本的矢量是模型的模态，模态对应的频率是共振频率，模态实际上是各个节点位移的一种比例关系。单元内部各节点的位移，利用单元的材料属性，可以在模态空间中通过模态线性叠加得到，进而可以计算出构件的应力和应变[27-28]。

表2 模型的材料属性Table 2 Material properties of model

表3 模型部分模态Table 3 Selected modes of model

2.2 刚柔耦合模型

将起落架的三维数学模型在CATIA和Hypermesh里作合理的简化，简化的内容主要有：删除起落架上油管及电线等构件，以增加计算效率，并在各部件的重心处和连接处创建ADAMS能识别的Point，以便在模型导入ADAMS后在相应位置处创建必要的MARKER，以此来定义重心位置和相应的滑移运动副和转动运动副[27-28]。根据静平衡计算出的起落架活塞行程确定起落架活塞杆的精确位置。前起落架模型如图11所示。起落架作为刚性体处理，机身试件为柔性体，两者之间的连接采用固定约束。起落架的安装位置决定了起落架的受力，同时也直接影响着弹射试验过程中试件的姿态，装配完整的刚柔耦合计算模型如图12所示。

模拟弹射力及牵制力-时间历程曲线如图13所示。弹射力的最大值为60.01 kN，加载速率为6.001 kN/s，张力销剪断载荷设定为固定值56.309 kN。

图11 前起落架构件Fig.11 Components of nose landing gear

图12 刚柔耦合模型Fig.12 Rigid and flexible coupling model

图13 模拟加载曲线Fig.13 Loading curves of simulation

3 对比分析

将试验测量位置上的加速度、应变进行分析，并将仿真结果与试验数据进行对比。

3.1 过载

图14为测点7位置(起落架外筒)试验测量与仿真计算得到的航向过载-时间历程曲线。由图14可知，该处由仿真计算得到的过载值与试验测量值趋势基本一致，模拟计算得到的最大过载比试验测量结果小6%。

测点1～6和8～11的过载曲线与测点7的过载曲线类似，但过载的峰值大小不同。对4次相同试验得到各点的过载取平均值，再与模拟数据对比，如图15所示，图15(a)为沿上传力路径(测点1～6)的过载峰值，图15(b)为沿下传力路径(测点8～11)的过载峰值。从图中可以看出，过载的峰值会沿着试件逐渐向后衰减，试验结果显示，试件上的过载峰值沿航向衰减了72%；模拟结果显示，试件上的过载峰值沿航向衰减了76%。由图15可以看出，试验测量得到的各测点过载峰值与仿真结果吻合得较好，这进一步验证了采用刚柔耦合数值模拟方法是可行的。

图14 典型位置航向过载-时间历程曲线(测点7)Fig.14 Heading overload-time history curves of typical position (Point 7)

图15 试验与模拟结果对比Fig.15 Comparison of test and simulation results

3.2 应变

选取试件上的前起落架舱壁板、4号中间壁板、6号中间壁板和前机身大梁下侧这4个位置处的应变进行对比分析，具体位置如图8所示。图16给出了试验和模拟中应变-时间历程曲线的比较，可以看出应变沿逆航向呈递减的趋势，试验与模拟结果基本吻合。试验得到的应变曲线很多点的初始应变不为0，这是由于试件自重和边界条件导致的。

图16 机身关键点应变-时间历程曲线Fig.16 Strain-time history curves of typical points of fuselage

3.3 强度校核

由地面弹射试验和模拟数据对比可知，过载和应变的大小和分布都吻合得较好，因而能为飞机结构设计提供参考依据，而飞机弹射过程中另一个需关注的信息就是机身的应力分布，因为它直接关系到机身各部分的强度。根据地面弹射模拟的结果，对前机身结构进行强度校核。

从前机身结构上应变的分布情况可以看到，越靠近弹射杆施力点，应变越大，离施力点越远，应变越小，可以推测得到，其应力的分布也应该是这个趋势。对应3.2节中前起落架舱壁板、4号中间壁板、6号中间壁板和前机身大梁下侧这4个位置处的应力-时间历程曲线如图17(a)所示。可以看到，这些部位的应力满足这样的规律：离弹射力施力点越近，应力越大，离施力点越远，应力越小。机身各中间壁板应力峰值的分布趋势如图17(b)所示。

图17 应力模拟结果Fig.17 Simulation results of stress

可以看到，前机身应力最大值达到182 MPa，低于复合材料的许用应力510 MPa，弹射过程中机身结构是安全的。

4 结 论

通过前机身段地面冲击试验研究，可以得出以下结论：

1) 此次地面冲击试验一方面有效地说明了采用刚柔耦合模拟方法来研究动力学问题是可行的；另一方面，此次试验为舰载机的结构设计提供了参考依据，也为整机弹射起飞的实现提供了有效的数据支撑。

2) 通过对舰载机前机身及前起落架连接部件的4次张力销剪断瞬间试验结果分析可知，在张力销剪断瞬间，采集到的机身及起落架连接部件冲击动态响应数据有效，充分反映了结构动态冲击下的真实响应。

3) 冲击试验过程中，从时间历程上看，机身过载峰值出现在张力销剪断后的2 ms内，并在20 ms内迅速衰减；从传力路径上看，过载峰值沿壁板梁逆航向递减，呈现出明显的衰减趋势。从试验应变测量的结果可知，虽然弹射冲击载荷造成的瞬时过载大，但由于冲击时间极短，应变及应力小，不会对机体结构造成损伤和破坏。

4) 通过分析模拟及弹射试验得到的应力应变数据可知，模拟得到的应力最大值可达到180 MPa，低于材料设计许用值，试验及模拟得到的应变也是远低于航空材料的许用值，前机身结构上应力应变分布趋势基本相同，即越靠近弹射杆施力点，应力应变越大，离施力点越远，应力应变越小。

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