飛機攔停網(wǎng)強度及攔停系統(tǒng)性能評估的數(shù)值方法

鄧 瑛 閆曉軍 張 輝

(北京航空航天大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院,北京 100191)

飛機攔停網(wǎng)強度及攔停系統(tǒng)性能評估的數(shù)值方法

鄧 瑛 閆曉軍 張 輝

(北京航空航天大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院,北京 100191)

為了評估飛行器攔停系統(tǒng)性能以及攔停網(wǎng)強度裕度,采用非線性動力學(xué)有限元方法模擬了飛機攔停系統(tǒng)的工作過程,考慮了飛機外形、飛機和捕獲裝置間的相互作用、捕獲裝置重量、材料性能等因素對攔停過程的影響,解決了建立有限元模型、添加邊界條件以及計算中非線性因素多,收斂困難等關(guān)鍵技術(shù)問題,獲得了捕獲裝置在工作過程中應(yīng)力的演化規(guī)律,完成了捕獲裝置攔停性能驗證以及攔停系統(tǒng)結(jié)構(gòu)強度、裕度評估.通過將理論分析結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)對比后表明:該方法可用于評估攔停系統(tǒng)攔停效率并預(yù)測捕獲系統(tǒng)的強度儲備,為今后設(shè)計攔停系統(tǒng)提供有效的分析方法.

飛行器攔阻裝置;數(shù)值模擬;沖擊;強度

飛機攔停系統(tǒng)的使用可追溯到 20世紀 50年代,主要用于對故障飛機進行緊急制動,將事故可能造成的損失降至最低,是機場的重要地面設(shè)備之一[1].

為了更為有效地保護飛行器,人們不斷地推出新型的攔停系統(tǒng).一般而言,攔停系統(tǒng)的設(shè)計工作可分為以下幾個方面:①根據(jù)攔停對象、飛行跑道的幾何特征確定的捕獲系統(tǒng)的大致尺寸,對捕獲系統(tǒng)的設(shè)計要求為能夠捕獲不同外形的飛機,并且具備足夠的強度;②根據(jù)攔停對象特征提供相應(yīng)的攔?？刂埔?guī)律,該規(guī)律反映攔停過程中不同時刻所對應(yīng)的攔阻力,在此基礎(chǔ)上完成捕獲系統(tǒng)具體結(jié)構(gòu)設(shè)計;③選擇適當?shù)闹苿悠鳌⒖刂破?

攔?？刂埔?guī)律是整個攔停系統(tǒng)的核心之一,直接決定了攔停系統(tǒng)的性能:攔停距離和最大攔停加速度.其中攔停距離定義為從攔阻網(wǎng)所在地到飛機停止位置間的距離.目前,攔?？刂埔?guī)律的設(shè)計過程大致分為兩步:①針對整個系統(tǒng)建立數(shù)學(xué)模型,該模型的實質(zhì)是一系列的二階微分方程,以飛機的觸網(wǎng)速度、重量為初始條件,以攔停距離、攔停最大加速度為控制參量求解方程,從中選定滿足要求的攔停控制規(guī)律及參數(shù);②根據(jù)攔?？刂埔?guī)律估算出作用在攔阻網(wǎng)、剎車帶上的載荷,并根據(jù)載荷大小最終完成捕獲系統(tǒng)、剎車帶的結(jié)構(gòu)設(shè)計.

通過以上分析可以看出,現(xiàn)有的設(shè)計方法[2]存在一定的不足:在設(shè)計攔?？刂埔?guī)律時所建立的數(shù)學(xué)模型將飛機簡化為一個質(zhì)量塊,攔阻網(wǎng)、剎車帶僅作為力傳遞介質(zhì),作用在攔阻網(wǎng)、剎車帶上的載荷則根據(jù)攔?？刂埔?guī)律獲得.在該數(shù)學(xué)模型中,飛機的幾何特征,網(wǎng)體、剎車帶材料性能、幾何特征、重量等因素以及飛機和網(wǎng)體間的相互作用對攔停過程的影響幾乎沒有得到考慮.這種簡化所導(dǎo)致的不利因素為:①難以考慮攔阻時的沖擊對捕獲系統(tǒng)強度的影響,為保證捕獲系統(tǒng)具備足夠的強度,往往需要根據(jù)經(jīng)驗選取較大的安全系數(shù);②不能考慮飛機幾何特征對攔停過程的影響;③不能評估所設(shè)計的攔停控制規(guī)律在真實情況下攔阻飛機的效果.

綜上所述,傳統(tǒng)的設(shè)計方法存在不足,尤其是其難以驗證攔?？刂埔?guī)律并進行捕獲系統(tǒng)的強度分析,針對以上缺陷,本文開展了相關(guān)的研究.

1 分析過程及思路

由于攔停過程復(fù)雜,研究中存在較多的難點:首先,攔阻系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜,包含捕獲裝置、剎車帶以及制動裝置,如何對系統(tǒng)進行簡化,建立合理的有限元分析模型是研究中首先遇到的難題;其次,如何在有限元模型中添加合理的邊界條件也是研究中的難點;最后,攔停過程中加載率高,存在著接觸、大變形等諸多非線性因素,因此還需采用適當?shù)拇胧┍ＷC計算的收斂性.本文在研究中選用有限元軟件 PAM-Shock作為求解器,具體分析過程分為 3步:①利用有限元軟件對攔停過程進行模擬;②對比實驗數(shù)據(jù)及計算結(jié)果,驗證計算方法的可行性與計算精度.③對驗證后的計算模型進行攔?？刂埔?guī)律驗證并對捕獲系統(tǒng)強度進行評估、驗證攔?？刂埔?guī)律.

1.1 系統(tǒng)簡化及建模

本文的研究目的為驗證攔?？刂埔?guī)律以及捕獲系統(tǒng)強度,因此,研究對真實攔停系統(tǒng)(如圖 1所示)進行簡化建立的有限元模型,如圖 2、圖 3所示.其中圖 2為整個有限元模型;圖 3為攔阻網(wǎng)網(wǎng)體細節(jié).

建立有限元模型的難點在于如何對攔停系統(tǒng)進行合理的簡化.研究中根據(jù)攔停系統(tǒng)的工作過程及結(jié)構(gòu)特征進行簡化:通常,攔停系統(tǒng)由攔阻網(wǎng)、剎車帶以及制動器等部件構(gòu)成,其中,攔阻網(wǎng)用于捕獲飛機;剎車帶用于連接攔阻網(wǎng)與制動裝置,其一端與攔阻網(wǎng)連接,另一端纏繞在絞盤上,制動裝置與絞盤連接.但制動裝置并非研究對象,因此沒有建立有限元模型.由于在有限元模型中省略了絞盤及制動裝置,剎車帶模型將被展開,放置在飛機兩側(cè)并平行于飛機運動的方向.建模時保證剎車帶具備足夠的長度,如圖 2所示,在該圖中僅顯示部分剎車帶模型.

研究所建立的有限元模型省略了制動裝置,因此如何添加邊界條件,特別是攔?？刂屏吔鐥l件將是研究中面臨的另一個難點.

圖1 攔阻系統(tǒng)組成示意圖

圖2 有限元模型

圖3 網(wǎng)體及其有限元模型

1.2 邊界條件的施加

在建立有限元模型后還需要添加合理的邊界條件,如攔?？刂埔?guī)律.攔?？刂埔?guī)律是攔停系統(tǒng)的重要控制參數(shù),對于特定攔停系統(tǒng),所需攔截飛機的重量、速度等攔停參數(shù)確定后即可確定相應(yīng)的攔?？刂埔?guī)律,該規(guī)律可以表示為時間的函數(shù),如圖 4所示.本文中將采用如下步驟把攔?？刂埔?guī)律添加到有限元模型中.

1)在攔停過程中,制動器根據(jù)攔停控制規(guī)律對剎車帶施加的攔?？刂屏?F可表示為攔停時間 t的函數(shù),該函數(shù)可轉(zhuǎn)換為剎車帶伸長量 L同F(xiàn)的函數(shù),如圖 5所示.其中 L的含義如圖 6所示.通常情況下,攔停系統(tǒng)控制器記錄 F-t的數(shù)據(jù),然而在攔停過程中剎車帶由于力作用將會發(fā)生變形.為了考慮剎車帶變形對攔停過程的影響,故選用 L-F函數(shù)關(guān)系作為邊界條件.該函數(shù)關(guān)系可根據(jù)攔停距離、攔停時間與攔?？刂屏﹂g函數(shù)關(guān)系轉(zhuǎn)換后得到,在轉(zhuǎn)換過程中耦合了飛機的運動方程和剎車帶材料的本構(gòu)方程.

圖4 攔停力隨時間變化規(guī)律

圖5 攔停力、剎車帶伸長量隨時間變化規(guī)律

圖6 F的分解

2)將作用在剎車帶上的攔停力將按照圖 6所示分解為兩個分量:Fx,Fz.

3)Fx,Fz作為邊界條件被添加到剎車帶特定單元的節(jié)點上.通過對攔停過程分析可知,剎車帶被拖離絞盤后都將通過一個導(dǎo)向滑輪,如圖 6所示.因此,當某一節(jié)點在特定時刻到達導(dǎo)向滑輪處時,該節(jié)點上即被施加對應(yīng)時刻的攔?？刂屏?而與此同時,剎車帶其余節(jié)點上攔停力為 0,作用在該節(jié)點上的攔停控制力將被保持一段時間,當下一個節(jié)點運動到導(dǎo)向滑輪處后作用于上一個節(jié)點的攔停力被撤銷,相應(yīng)的攔?？刂屏σ搽S之轉(zhuǎn)移到下一個節(jié)點上.

當邊界條件施加完畢后即可對攔停過程進行模擬,但是在攔停過程中還存在諸多非線性因素,因此需要采取相應(yīng)措施保證計算收斂.

1.3 非線性因素及收斂條件

對攔停過程的研究面臨著大量的非線性因素,例如:材料性能、接觸問題、大變形、高應(yīng)變率等.因此,如何保證計算收斂性是研究中的另一個難點,研究中本文采用了以下一系列的措施.

1)飛機從被捕獲并在攔阻網(wǎng)體的作用下最終停止運動,網(wǎng)體和機體間的相互作用可看作剛性體和柔性體的接觸問題,并且在捕獲瞬間,其相對運動速度較高.為了保證網(wǎng)體能順利捕獲飛機,對攔阻網(wǎng)體施加幾對作用力,這些力很小并且作用時間被限制在網(wǎng)體對飛機的捕獲過程內(nèi),力方向則處于攔阻網(wǎng)體平面內(nèi).

2)由于較高的加載率而造成的高應(yīng)變率,研究中采用了能夠考慮應(yīng)變率的 Johnson-Cook模型描述飛機結(jié)構(gòu)在攔停過程中的力學(xué)行為,如式(1)所示,研究發(fā)現(xiàn),如果采用其他本構(gòu)模型,在分析過程中將出現(xiàn)收斂困難的問題.

其中,T*為等效溫度,A,B,C,n,m為常數(shù),分別為:A=265MPa,B=426MPa,n=0.34,C=0.015,m=1.0,T*m=775K[3].網(wǎng)體、剎車帶材料相同,材料性能如圖 7所示.

圖7 攔阻網(wǎng)體材料單調(diào)拉伸實驗數(shù)據(jù)

2 結(jié)果及分析

研究中,所需攔停的飛機重 14 t,觸網(wǎng)速度為185km/h,計算中使用的攔停力控制規(guī)律由控制器提供,變化規(guī)律如圖 8所示.

圖8 攔停控制力隨時間的變化規(guī)律

攔停系統(tǒng)設(shè)計過程中的兩個重要指標,攔停距離、最大攔停加速度的演化規(guī)律如圖 9、圖 10所示.計算結(jié)果和實驗數(shù)據(jù)的對比如表 1所示,可以看出,實驗數(shù)據(jù)和計算結(jié)果吻合得很好.

表 1 實驗數(shù)據(jù)與計算結(jié)果對比

圖9 計算得到的攔停時間/攔停距離曲線

圖10 計算得到加速度/時間曲線

為了評估攔阻網(wǎng)、機體在攔停過程中的強度裕度,給出了最大加速度時刻所對應(yīng)的機體、攔阻網(wǎng)體的應(yīng)力分布,如圖 11所示.危險點應(yīng)力隨時間的演化規(guī)律如圖 12所示.其中,橫帶危險點最大載荷為 8.64 t,遠低于該帶的強度(90 t).豎帶的危險點載荷演化規(guī)律也如圖 12所示,其最大值為 4.48 t,小于豎帶的拉伸強度(5 t),但其強度儲備不充足.

圖11 攔阻網(wǎng)及機體應(yīng)力分布云圖

圖12 攔阻網(wǎng)體危險點應(yīng)力隨時間變化規(guī)律

該方法的另一個優(yōu)點為可以很方便地分析飛機在攔停過程中的應(yīng)力演化規(guī)律,其應(yīng)力云圖如圖 13所示,根據(jù)機體應(yīng)力水平可以對攔停過程對機體造成的損傷進行評估,計算得到攔停對飛機產(chǎn)生的應(yīng)力遠低于機體的材料強度.因此,可認為飛機機體結(jié)構(gòu)在攔停過程中是安全的.

圖13 機體正應(yīng)力分布云圖

3 結(jié) 論

目前,針對飛機攔停系統(tǒng)的設(shè)計方法未能考慮飛機的幾何特征,網(wǎng)體、剎車帶材料性能、幾何特征、重量等因素以及飛機和網(wǎng)體間的相互作用對攔停過程的影響,難以預(yù)測捕獲系統(tǒng)結(jié)構(gòu)強度裕度,評估所確定的攔停控制規(guī)律的攔停效果,因此,該方法不能滿足未來捕獲系統(tǒng)強度設(shè)計的要求.

對于攔停系統(tǒng)設(shè)計中存在的不足,本文采用了有限元方法研究了攔停過程,提出了建立有限元模型的方法,解決了在有限元模型中添加邊界條件困難及數(shù)值計算過程中非線性因素造成的收斂困難問題.計算結(jié)果表明該方法可對飛機攔停過程進行模擬,可獲得捕獲系統(tǒng)應(yīng)力分布及演化規(guī)律,從而可對攔阻網(wǎng)體的結(jié)構(gòu)強度進行評估.此外,該方法還可獲得攔阻過程中飛機加速度變化規(guī)律及運動規(guī)律,可用于已有攔?？刂埔?guī)律的驗證.

References)

[1]Hartzer R B.From sandbags to MAAS:aircraft arresting systems[J].Air Force Civil Engineer Magazine,1993,7:1-3

[2]Hsin CC.Arresting landing studies for STOL aircraft[J].Journal of Aircraft,1974,11(3):159-165

[3]Edit group of world aircraft manual.World aircraft manual[M].China:Aviation Industry Press,2001

[4]Hsin CC.Arrested landing studies for STOL aircraft[C]//Hsin CC.Annual Meeting and Technical Display,Washington D C:Virginia University,Charlottesville,1973:1-10

[5]李啟明,馮蘊雯,于立明.飛機攔阻著陸動力學(xué)分析與仿真[J].計算機仿真,2010,27(1):27-31 LiQiming,Feng Yunwen,Yu Liming.Kinetics Analysis and simulation of aircraft arrested shore-landing[J].Computer Simulation,2010,27(1):27-31(in Chinese)

[6]張明暉,袁理,洪冠新.航空母艦液壓攔阻系統(tǒng)攔阻力建模與仿真[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報,2010,36(1):100-103 Zhang Minghui,Yuan Li,Hong Guanxin.Aircraft carrier hydraulic arresting gear arresting force modeling and simulation[J].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics,2010,36(1):100-103(in Chinese)

(編 輯 :張 嶸)

Net barrier strength and perform ance evaluation of AAS by FE method

Deng Ying Yan Xiaojun Zhang Hui

(School of Jet Propulsion,Beijing University of Aeronautics and Astronautics,Beijing 100191,China)

The performance of aircraft arresting system(AAS)and strength of net barrier was evaluated by means of nonlinear finite element(FE),considering contact,net mass and material properties.Key problems,such as FEmodel,boundary condition and numerical convergence caused by compl exnonlinear system,were solved.The simulation results provide stress distribution of AAS to evaluate strength margin of the net barrier.It is worth well of pointing out that the method can also be used to check effectiveness of controller's method.The results also show that this method could describe arresting processes closely to actual state.Consequently,the procedures can be effective in an AAS design.

arresting device;simulation;impact;strength

V 351.392

A

1001-5965(2011)02-0171-04

2009-12-24

全國優(yōu)秀博士學(xué)位論文作者專項資金資助項目(200351);教育部“新世紀優(yōu)秀人才支持計劃(NCET-06-0178);北京航空航天大學(xué)博士創(chuàng)新基金

鄧 瑛(1980-),男,云南昭陽人,博士生,YingDeng@sjp.buaa.edu.cn.