舰载机偏心情况下弹射起飞研究

朱齐丹, 刘恒, 李晓琳

(哈尔滨工程大学 自动化学院, 黑龙江 哈尔滨 150001)



舰载机偏心情况下弹射起飞研究

朱齐丹, 刘恒, 李晓琳

(哈尔滨工程大学 自动化学院, 黑龙江 哈尔滨 150001)

摘要:在研究舰载机弹射过程中,考虑弹射杆形变、轮胎的滚动摩擦力和侧向滑动摩擦力对弹射起飞的影响,通过建立完整的蒸汽弹射器模型和舰载机六自由度动力学模型,并分析舰载机与弹射装置之间的衔接情况,分析不同偏心距情况下舰载机运动姿态、弹射杆和弹射器的受力。舰载机在偏心情况下会发生滚转运动与偏航运动,进而使弹射杆受到垂直于舰载机运动方向的侧偏力。仿真结果表明:侧偏力的产生原因主要是滚转运动和偏航运动,偏心距越大,弹射杆所受的侧偏力越大,而俯仰角几乎不变;汽缸有杆腔压力随着初始偏心距增大而有小幅下降,但变化不明显,因而舰载机的速度也有小幅下降。

关键词:舰载机; 弹射起飞; 偏心距离; 弹射杆; 汽缸

0引言

舰载机弹射系统是舰载机安全起飞的有力保障,目前主要采用蒸汽弹射技术。弹射杆是弹射装置和舰载机之间的主要衔接装置,在弹射过程中所受到的载荷是舰载机正常起飞的决定性因素。国内外学者对舰载机弹射起飞过程进行了大量研究。文献[1]描述了蒸汽弹射器的结构及设计,分析了系统的性能。文献[2]对A-6A飞机与航母适配性进行了实验研究。文献[3]对舰载机的前起落架拖拽弹射进行了全尺寸的实验研究。文献[4]对弹射滑跑过程、离舰轨迹和着舰动力学过程进行了分析和研究。文献[5]对引起前起落架在突卸负荷时发生振动的牵制杆装置进行了分析研究。文献[6]在六自由度弹射起飞动力学模型的基础上,考虑了起落架轮胎力以及弹射杆与起落架的铰接方式,对舰载机偏中心定位过程进行了仿真分析。

以前的研究成果主要涉及甲板上的弹射拖拽动力学、起落架缓冲器突伸动力学、舰载机弹射起飞-舰-气流综合效应以及弹射起飞前起落架振动等方面,而未考虑在建立完整蒸汽弹射系统的情况下舰载机的运动情况。由于初始偏心导致弹射杆承受附加的横侧向力非常复杂,而弹射装置与滑轨之间的摩擦力也会影响蒸汽弹射系统的性能。因此,本文针对舰载机初始偏心致使弹射杆载荷以及汽缸压力发生的变化进行仿真研究,并对弹射杆载荷动力学成因进行了分析,基于工程实践情况,设计弹射杆的承载力。

1舰载机蒸汽弹射系统建模

1.1汽缸建模

图1　储汽筒放气模型示意图Fig.1　The schematic of accumulator’s bleed model

放气过程是绝热放气[7],各状态量之间的关系满足式(1)～式(5)。式中:b1为临界压力比,一般取值0.2～0.5,本文统一取0.46;Qm1为从储汽筒流入汽缸的蒸汽流量。

(1)

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(4)

(5)

图2　汽缸做功过程模型示意图Fig.2　The schematic diagram of cylinder’s working model

根据典型的双作用气压传动系统的动态特性研究[7],可得式(6)～式(12),其中Qm2为从汽缸无杆腔流出的蒸汽流量。

(6)

(7)

(8)

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(12)

弹射器所受的弹射力为:

位于武定西门的北环西桥桥梁工程，是跨护城河的一座上承式实腹式拱桥，桥梁主体净跨 20m，拱板净高6.04m，桥梁单幅宽度15m，基坑开挖时距基底边线预留1.5m的工作宽度。 基坑开挖平均深度为8.5m。在基坑东侧有高压变压器，西侧有两栋未拆迁楼房，南侧有城墙，北侧有城市主干道路（雁同东路），施工现场可用场地十分有限，基坑开挖边坡较陡，综合考虑到安全等各方面因素，需对基坑边坡支护处理。

(13)

1.2舰载机弹射起飞六自由度动力学建模

本文中舰载机采用前轮拖拽式的弹射方式,由文献[8]可知,舰载机的初始偏心距为前起落架相对于滑轨的偏差,如图3所示。

图3　舰载机初始偏心距Fig.3　The initial eccentricity of aircraft

图中：A点为舰载机前起落架投影到甲板上的位置;B点和C点分别为舰载机后面的左、右起落架投影到甲板上的位置;Oc为舰载机质心投影到甲板上的位置;dy为初始偏心距;ψ0为前起落架因为初始偏心相对于弹射轨道的进入角;L1和L2分别为舰载机的质心到后面左、右起落架连线的距离与到前起落架的距离;L3为前起落架与后起落架之间的距离;L4为后面左、右起落架距离的一半。

进入角ψ0可由dy求出:

(14)

随着弹射杆拽着前起落架向前运动,舰载机由于初始偏心,考虑到轮胎地面的摩擦力与侧滑力,会使舰载机左右起落架所受的支反力不平衡,因此舰载机会发生滚转运动。与此同时,轮胎的摩擦力与侧滑力会使舰载机沿zd轴(zd轴根据图3中xd与yd轴按右手法则确定)转动,因此偏航角在进入角的基础上也发生了变化,设舰载机沿zd轴转动的角速度为ωz,则偏航角ψ为:

(15)

弹射过程中,舰载机的受力如图4所示。其中,各参数定义为:舰载机所受的重力mg;前起落架受弹射杆的拉力F(三轴的分量分别为Fcx,Fcy,Fcz);甲板对前起落架连接的轮胎产生的摩擦力Fnf;轮胎的支反力Nn;后左右起落架连接的轮胎分别受摩擦力Fm1和Fm2;侧滑力Sm1和Sm2;支反力Nm1和Nm2。

图4　舰载机弹射过程中的受力分析Fig.4　Force analysis of aircraft’s catapult process

由图可列出舰载机弹射过程中的六自由度动力学方程:

(16a)

(16b)

2弹射装置及轮胎的受力分析

2.1弹射装置运动及受力分析

2.1.1 弹射装置的运动分析

舰载机弹射杆与起落架的链接方式如图5所示。由图可知,弹射杆可随着舰载机的俯仰运动而发生轴向的伸缩,因此套在缓冲支柱的转动套管也随着弹射杆的伸缩沿缓冲支柱上下运动。弹射角决定弹射杆与弹射拖索之间的距离,故弹射角随舰载机的俯仰运动的变化如下:

(17)

图5　舰载机弹射装置的结构Fig.5　The structure of aircraft catapult device

舰载机起落架受到弹射装置底部蒸汽弹射器的活塞所产生的弹射力FT,由图2 中舰载机的受力分析以及图3中弹射杆的受力可知,前起落架受弹射杆的拉力沿x轴的分量为Fcx=FTcosθc。

2.1.2弹射装置的受力分析

假设弹射杆在舰载机偏中心弹射运动过程中,由于其滚转运动和偏航运动而导致弹射杆在z轴和y轴上产生了一定形变,分别为Δz和Δy:

(18)

进而在这两个方向上产生力Fcz和Fcy为:

(19)

式中:C1和C2分别为弹射杆的弹性系数和阻尼系数。

2.2轮胎受力分析

起落架的轮胎主要受到地面的支持力N、沿速度方向的滚动摩擦力Fm和与速度垂直方向的滑动摩擦力Sm(即侧滑力)。

2.2.1地面支持力

后起落架轮胎的支反力之差ΔFs是由滚转角引起的,假设其弹性系数和阻尼系数分别为K1和K2。可求得:

(20)

2.2.2轮胎的滚动摩擦力

起落架轮胎的滚动摩擦力大小与起落架的支持力有关:

Ff=μmg

(21)

式中:μ为轮胎的滚动摩擦系数。方向与轮胎的运动方向相反。

2.2.3轮胎的滑动摩擦力

对于后面的左右起落架,由于在运动过程中除了被弹射装置向前拽动时受到的滚动摩擦力,还包括由于偏航角带来的侧向滑动引起的滑动摩擦力。起落架轮胎的滑动摩擦力即侧滑力方向与轮胎的运动方向垂直,设滚动摩擦力的方向相对于舰载机初始进入角的偏角为轮胎的侧偏角,而后面的左右起落架的侧偏角为:

(22)

由弹性轮胎力学试验可以得出轮胎侧向的滑动摩擦力与侧偏角之间的关系为:

(23)

式中:D为轮胎直径;W为轮胎宽度;p为轮胎实际充气压力;pR为轮胎的额定充气压力;Cc为轮胎的侧偏航系数,取决于轮胎的类型。

3舰载机偏心弹射起飞仿真分析

根据上文建立的舰载机蒸汽弹射器模型、舰载机弹射起飞的六自由度动力学方程,以及弹射装置和轮胎的受力分析设计仿真模型,在matlab中采用数值求解的方法对舰载机偏中心弹射起飞进行数值仿真。并假设舰载机的偏心距分别为0.15 m,0.30 m,0.45 m,0.60 m,质量为33 000 kg。舰载机偏心情况的仿真结果如图6所示。

图6　仿真结果曲线Fig.6　Curves of simulation results

由图6可知:初始偏心距越大,舰载机的滚转运动和偏航运动越明显。在弹射初期,滚转角和偏航角的变化较大,而到末期变化趋于平稳,并且滚转角过零点的时间是相同的;舰载机的俯仰角不随初始偏心距的变化而变化,但在弹射过程中出现较高频率的振荡。舰载机偏中心弹射过程中,由于舰载机的偏航运动和滚转运动会引起弹射杆受y轴方向上的侧偏力Fcy,并且随着偏心距的增大Fcy也随之增大,弹射初期弹射杆所受的侧偏力较大,最大达到18 kN。而舰载机的末速也会随着偏心距的增大而减小,在偏心为0.6 m时减小到70.23 m/s。

图中,随着偏心距的增加,汽缸有杆腔的压力会有小幅下降,但变化趋势均一致,因此汽缸有杆腔压力受偏心距的影响较小。因为弹射装置与滑梭之间的摩擦力相对于弹射力来说比较小,所有甲板上部分舰载机偏心对汽缸部分影响较小。这也是舰载机速度会有小幅下降的原因。

4结论

(1)在舰载机初始偏心的弹射过程中,初始偏心距通过影响舰载机的偏航运动和滚转运动进而影响弹射杆所受的附加侧偏力,但对舰载机的俯仰运动影响较小。

(2)汽缸有杆腔压力随着初始偏心距增大而有小幅下降,但变化不明显,因此舰载机的速度也有小幅下降,但不影响舰载机的正常起飞。

参考文献：

[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]金长江,洪冠新. 舰载机弹射起飞及拦阻着舰动力学问题[J].航空学报,1990,11(12): B534-B542.

[5]魏小辉,聂宏.舰载机变长度减振潜质装置动力学分析[J].南京航空航天大学学报,2013,45 (1):1-7.

[6]于浩,聂宏.偏中心定位对弹射过程中飞机姿态的影响[J].北京航空航天大学学报, 2011, 37(1): 10-14.

[7]刘救世.贮气瓶供气无人机弹射器弹射过程的研究[D].郑州:郑州大学,2013.

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

(编辑：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

中图分类号：V212.1; V271.4

文献标识码：A

文章编号：1002-0853(2016)02-0010-05

作者简介:朱齐丹(1963-)，男，黑龙江哈尔滨人，教授，研究方向为机器智能感知与舰载机起降。

基金项目:国家自然科学基金资助(61104037，61304060)；国家科技合作专项基金资助(2013DFR10030)；中央高校基本科研业务费专项基金资助(HEUCF041307，HEUCFX41304)

收稿日期:2015-07-21;

修订日期:2015-11-30; 网络出版时间:2016-01-10 14:09