艦載機偏心情況下彈射起飛研究

朱齊丹, 劉恒, 李曉琳

(哈爾濱工程大學(xué) 自動化學(xué)院, 黑龍江 哈爾濱 150001)

?

艦載機偏心情況下彈射起飛研究

朱齊丹, 劉恒, 李曉琳

(哈爾濱工程大學(xué) 自動化學(xué)院, 黑龍江 哈爾濱 150001)

摘要:在研究艦載機彈射過程中,考慮彈射桿形變、輪胎的滾動摩擦力和側(cè)向滑動摩擦力對彈射起飛的影響,通過建立完整的蒸汽彈射器模型和艦載機六自由度動力學(xué)模型,并分析艦載機與彈射裝置之間的銜接情況,分析不同偏心距情況下艦載機運動姿態(tài)、彈射桿和彈射器的受力。艦載機在偏心情況下會發(fā)生滾轉(zhuǎn)運動與偏航運動,進而使彈射桿受到垂直于艦載機運動方向的側(cè)偏力。仿真結(jié)果表明:側(cè)偏力的產(chǎn)生原因主要是滾轉(zhuǎn)運動和偏航運動,偏心距越大,彈射桿所受的側(cè)偏力越大,而俯仰角幾乎不變;汽缸有桿腔壓力隨著初始偏心距增大而有小幅下降,但變化不明顯,因而艦載機的速度也有小幅下降。

關(guān)鍵詞:艦載機; 彈射起飛; 偏心距離; 彈射桿; 汽缸

0引言

艦載機彈射系統(tǒng)是艦載機安全起飛的有力保障,目前主要采用蒸汽彈射技術(shù)。彈射桿是彈射裝置和艦載機之間的主要銜接裝置,在彈射過程中所受到的載荷是艦載機正常起飛的決定性因素。國內(nèi)外學(xué)者對艦載機彈射起飛過程進行了大量研究。文獻[1]描述了蒸汽彈射器的結(jié)構(gòu)及設(shè)計,分析了系統(tǒng)的性能。文獻[2]對A-6A飛機與航母適配性進行了實驗研究。文獻[3]對艦載機的前起落架拖拽彈射進行了全尺寸的實驗研究。文獻[4]對彈射滑跑過程、離艦軌跡和著艦動力學(xué)過程進行了分析和研究。文獻[5]對引起前起落架在突卸負(fù)荷時發(fā)生振動的牽制桿裝置進行了分析研究。文獻[6]在六自由度彈射起飛動力學(xué)模型的基礎(chǔ)上,考慮了起落架輪胎力以及彈射桿與起落架的鉸接方式,對艦載機偏中心定位過程進行了仿真分析。

以前的研究成果主要涉及甲板上的彈射拖拽動力學(xué)、起落架緩沖器突伸動力學(xué)、艦載機彈射起飛-艦-氣流綜合效應(yīng)以及彈射起飛前起落架振動等方面,而未考慮在建立完整蒸汽彈射系統(tǒng)的情況下艦載機的運動情況。由于初始偏心導(dǎo)致彈射桿承受附加的橫側(cè)向力非常復(fù)雜,而彈射裝置與滑軌之間的摩擦力也會影響蒸汽彈射系統(tǒng)的性能。因此,本文針對艦載機初始偏心致使彈射桿載荷以及汽缸壓力發(fā)生的變化進行仿真研究,并對彈射桿載荷動力學(xué)成因進行了分析,基于工程實踐情況,設(shè)計彈射桿的承載力。

1艦載機蒸汽彈射系統(tǒng)建模

1.1汽缸建模

圖1　儲汽筒放氣模型示意圖Fig.1　The schematic of accumulator’s bleed model

放氣過程是絕熱放氣[7],各狀態(tài)量之間的關(guān)系滿足式(1)～式(5)。式中:b1為臨界壓力比,一般取值0.2～0.5,本文統(tǒng)一取0.46;Qm1為從儲汽筒流入汽缸的蒸汽流量。

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

圖2　汽缸做功過程模型示意圖Fig.2　The schematic diagram of cylinder’s working model

根據(jù)典型的雙作用氣壓傳動系統(tǒng)的動態(tài)特性研究[7],可得式(6)～式(12),其中Qm2為從汽缸無桿腔流出的蒸汽流量。

(6)

(7)

(8)

(9)

(10)

(11)

(12)

彈射器所受的彈射力為:

位于武定西門的北環(huán)西橋橋梁工程，是跨護城河的一座上承式實腹式拱橋，橋梁主體凈跨 20m，拱板凈高6.04m，橋梁單幅寬度15m，基坑開挖時距基底邊線預(yù)留1.5m的工作寬度。 基坑開挖平均深度為8.5m。在基坑?xùn)|側(cè)有高壓變壓器，西側(cè)有兩棟未拆遷樓房，南側(cè)有城墻，北側(cè)有城市主干道路（雁同東路），施工現(xiàn)場可用場地十分有限，基坑開挖邊坡較陡，綜合考慮到安全等各方面因素，需對基坑邊坡支護處理。

(13)

1.2艦載機彈射起飛六自由度動力學(xué)建模

本文中艦載機采用前輪拖拽式的彈射方式,由文獻[8]可知,艦載機的初始偏心距為前起落架相對于滑軌的偏差,如圖3所示。

圖3　艦載機初始偏心距Fig.3　The initial eccentricity of aircraft

圖中：A點為艦載機前起落架投影到甲板上的位置;B點和C點分別為艦載機后面的左、右起落架投影到甲板上的位置;Oc為艦載機質(zhì)心投影到甲板上的位置;dy為初始偏心距;ψ0為前起落架因為初始偏心相對于彈射軌道的進入角;L1和L2分別為艦載機的質(zhì)心到后面左、右起落架連線的距離與到前起落架的距離;L3為前起落架與后起落架之間的距離;L4為后面左、右起落架距離的一半。

進入角ψ0可由dy求出:

(14)

隨著彈射桿拽著前起落架向前運動,艦載機由于初始偏心,考慮到輪胎地面的摩擦力與側(cè)滑力,會使艦載機左右起落架所受的支反力不平衡,因此艦載機會發(fā)生滾轉(zhuǎn)運動。與此同時,輪胎的摩擦力與側(cè)滑力會使艦載機沿zd軸(zd軸根據(jù)圖3中xd與yd軸按右手法則確定)轉(zhuǎn)動,因此偏航角在進入角的基礎(chǔ)上也發(fā)生了變化,設(shè)艦載機沿zd軸轉(zhuǎn)動的角速度為ωz,則偏航角ψ為:

(15)

彈射過程中,艦載機的受力如圖4所示。其中,各參數(shù)定義為:艦載機所受的重力mg;前起落架受彈射桿的拉力F(三軸的分量分別為Fcx,Fcy,Fcz);甲板對前起落架連接的輪胎產(chǎn)生的摩擦力Fnf;輪胎的支反力Nn;后左右起落架連接的輪胎分別受摩擦力Fm1和Fm2;側(cè)滑力Sm1和Sm2;支反力Nm1和Nm2。

圖4　艦載機彈射過程中的受力分析Fig.4　Force analysis of aircraft’s catapult process

由圖可列出艦載機彈射過程中的六自由度動力學(xué)方程:

(16a)

(16b)

2彈射裝置及輪胎的受力分析

2.1彈射裝置運動及受力分析

2.1.1 彈射裝置的運動分析

艦載機彈射桿與起落架的鏈接方式如圖5所示。由圖可知,彈射桿可隨著艦載機的俯仰運動而發(fā)生軸向的伸縮,因此套在緩沖支柱的轉(zhuǎn)動套管也隨著彈射桿的伸縮沿緩沖支柱上下運動。彈射角決定彈射桿與彈射拖索之間的距離,故彈射角隨艦載機的俯仰運動的變化如下:

(17)

圖5　艦載機彈射裝置的結(jié)構(gòu)Fig.5　The structure of aircraft catapult device

艦載機起落架受到彈射裝置底部蒸汽彈射器的活塞所產(chǎn)生的彈射力FT,由圖2 中艦載機的受力分析以及圖3中彈射桿的受力可知,前起落架受彈射桿的拉力沿x軸的分量為Fcx=FTcosθc。

2.1.2彈射裝置的受力分析

假設(shè)彈射桿在艦載機偏中心彈射運動過程中,由于其滾轉(zhuǎn)運動和偏航運動而導(dǎo)致彈射桿在z軸和y軸上產(chǎn)生了一定形變,分別為Δz和Δy:

(18)

進而在這兩個方向上產(chǎn)生力Fcz和Fcy為:

(19)

式中:C1和C2分別為彈射桿的彈性系數(shù)和阻尼系數(shù)。

2.2輪胎受力分析

起落架的輪胎主要受到地面的支持力N、沿速度方向的滾動摩擦力Fm和與速度垂直方向的滑動摩擦力Sm(即側(cè)滑力)。

2.2.1地面支持力

后起落架輪胎的支反力之差ΔFs是由滾轉(zhuǎn)角引起的,假設(shè)其彈性系數(shù)和阻尼系數(shù)分別為K1和K2?？汕蟮?

(20)

2.2.2輪胎的滾動摩擦力

起落架輪胎的滾動摩擦力大小與起落架的支持力有關(guān):

Ff=μmg

(21)

式中:μ為輪胎的滾動摩擦系數(shù)。方向與輪胎的運動方向相反。

2.2.3輪胎的滑動摩擦力

對于后面的左右起落架,由于在運動過程中除了被彈射裝置向前拽動時受到的滾動摩擦力,還包括由于偏航角帶來的側(cè)向滑動引起的滑動摩擦力。起落架輪胎的滑動摩擦力即側(cè)滑力方向與輪胎的運動方向垂直,設(shè)滾動摩擦力的方向相對于艦載機初始進入角的偏角為輪胎的側(cè)偏角,而后面的左右起落架的側(cè)偏角為:

(22)

由彈性輪胎力學(xué)試驗可以得出輪胎側(cè)向的滑動摩擦力與側(cè)偏角之間的關(guān)系為:

(23)

式中:D為輪胎直徑;W為輪胎寬度;p為輪胎實際充氣壓力;pR為輪胎的額定充氣壓力;Cc為輪胎的側(cè)偏航系數(shù),取決于輪胎的類型。

3艦載機偏心彈射起飛仿真分析

根據(jù)上文建立的艦載機蒸汽彈射器模型、艦載機彈射起飛的六自由度動力學(xué)方程,以及彈射裝置和輪胎的受力分析設(shè)計仿真模型,在matlab中采用數(shù)值求解的方法對艦載機偏中心彈射起飛進行數(shù)值仿真。并假設(shè)艦載機的偏心距分別為0.15 m,0.30 m,0.45 m,0.60 m,質(zhì)量為33 000 kg。艦載機偏心情況的仿真結(jié)果如圖6所示。

圖6　仿真結(jié)果曲線Fig.6　Curves of simulation results

由圖6可知:初始偏心距越大,艦載機的滾轉(zhuǎn)運動和偏航運動越明顯。在彈射初期,滾轉(zhuǎn)角和偏航角的變化較大,而到末期變化趨于平穩(wěn),并且滾轉(zhuǎn)角過零點的時間是相同的;艦載機的俯仰角不隨初始偏心距的變化而變化,但在彈射過程中出現(xiàn)較高頻率的振蕩。艦載機偏中心彈射過程中,由于艦載機的偏航運動和滾轉(zhuǎn)運動會引起彈射桿受y軸方向上的側(cè)偏力Fcy,并且隨著偏心距的增大Fcy也隨之增大,彈射初期彈射桿所受的側(cè)偏力較大,最大達到18 kN。而艦載機的末速也會隨著偏心距的增大而減小,在偏心為0.6 m時減小到70.23 m/s。

圖中,隨著偏心距的增加,汽缸有桿腔的壓力會有小幅下降,但變化趨勢均一致,因此汽缸有桿腔壓力受偏心距的影響較小。因為彈射裝置與滑梭之間的摩擦力相對于彈射力來說比較小,所有甲板上部分艦載機偏心對汽缸部分影響較小。這也是艦載機速度會有小幅下降的原因。

4結(jié)論

(1)在艦載機初始偏心的彈射過程中,初始偏心距通過影響艦載機的偏航運動和滾轉(zhuǎn)運動進而影響彈射桿所受的附加側(cè)偏力,但對艦載機的俯仰運動影響較小。

(2)汽缸有桿腔壓力隨著初始偏心距增大而有小幅下降,但變化不明顯,因此艦載機的速度也有小幅下降,但不影響艦載機的正常起飛。

參考文獻：

[1]Slavin F J.Aircraft steam catapults[R].New York: American Institute of Aeronautics and Astronautics,INC,1969:42-46.

[2]Ramsey J,Dixon W.Carrier suitability tests of the model A-6A aircraft[R]. New York: Mary and Naval Air Test Center Technical Report,1967:53-57.

[3]Small D B.Full scale tests of nose tow catapulting[C]//Washington D.C.1st AIAA Meeting. New York: American Institute of Aeronautics and Astronautics,1964:78-85.

[4]金長江,洪冠新. 艦載機彈射起飛及攔阻著艦動力學(xué)問題[J].航空學(xué)報,1990,11(12): B534-B542.

[5]魏小輝,聶宏.艦載機變長度減振潛質(zhì)裝置動力學(xué)分析[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報,2013,45 (1):1-7.

[6]于浩,聶宏.偏中心定位對彈射過程中飛機姿態(tài)的影響[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2011, 37(1): 10-14.

[7]劉救世.貯氣瓶供氣無人機彈射器彈射過程的研究[D].鄭州:鄭州大學(xué),2013.

[8]USA NAVY.Launching system,nose gear type,aircraftMIL-L-22589D[S].New York: The Naval Air Systems Command,1991.

(編輯：方春玲)

Research on carrier-based aircraft catapult launching in the case of different eccentricity

ZHU Qi-dan, LIU Heng, LI Xiao-lin

(College of Automation, Harbin Engineering University, Harbin 150001, China)

Abstract:During the process of aircraft catapult research, considering the influence on catapult takeoff caused by the deformation of catapulting bar and the rolling and side-sliding friction of tire, by establishing complete steam catapult model and carrier aircraft six degrees of freedom dynamic model and analyzing the convergence situation between aircraft carrier and catapult device, the aircraft carrier motion and the force on the catapulting bar at different eccentricity are analyzed. In the case of eccentricity, the aircraft will present rolling and yawing movement, resulting in the force in the vertical movement of aircraft. The simulation results show that the main cause of bending movement and torque is rolling and yawing movement, and the greater the eccentricity is, the larger the force on the catapulting bar is. But the pitch angle is almost unchanged. The pressure of the cylinder with piston presents a slight decrease as the increase of initial eccentricity, so the speed of aircraft has a slight decrease.

Key words:carrier-based aircraft; catapult launching; eccentricity; catapulting bar; cylinder

中圖分類號：V212.1; V271.4

文獻標(biāo)識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)02-0010-05

作者簡介:朱齊丹(1963-)，男，黑龍江哈爾濱人，教授，研究方向為機器智能感知與艦載機起降。

基金項目:國家自然科學(xué)基金資助(61104037，61304060)；國家科技合作專項基金資助(2013DFR10030)；中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費專項基金資助(HEUCF041307，HEUCFX41304)

收稿日期:2015-07-21;

修訂日期:2015-11-30; 網(wǎng)絡(luò)出版時間:2016-01-10 14:09