一種彈射起飛的飛機起落架載荷仿真方法
【技術領域】
[0001] 本發明屬于飛機起落架強度設計領域，具體涉及一種彈射起飛的飛機起落架載荷 仿真方法。
【背景技術】
[0002] 彈射技術是一種直線推進技術，適宜于短行程發射大載荷的設備，在軍事、民用和 工業領域具有廣泛應用前景。關于航母艦載機的起飛技術目前主要包括滑跑起飛、液壓彈 射起飛、蒸氣彈射起飛以及電磁彈射（簡稱EMLS)起飛技術，航艦起飛的模式是指，讓一架 傳統方式起降的飛機在較短的滑行距離（約100公尺）下順利起飛，必然需要一種輔助工 具，即為彈射起飛。因此，就受載模式而言，它既不同于飛機常規陸基起飛情況，也與飛機斜 板滑躍起飛大相徑庭。彈射起飛時，在前起落架上作用有牽制載荷、拉緊載荷、釋放載荷、彈 射牽引載荷和突伸載荷等全新、多工況的復雜動載荷。在進行飛機設計時，需要對飛機彈射 起飛的整個過程進行仿真分析，全面模擬艦載機彈射起飛時的起落架受載情況，據此進行 起落架設計，方可保證設計的全面性和準確性。
[0003] 如申請號201410374444. 1提出的一種飛機斜板滑躍起飛的起落架載荷仿真方 法，據斜板滑躍起飛全機受力計算模型，利用牛頓定律建立了斜板滑躍起飛動力學模型； 第二，根據某平臺特征，構造了斜板滑躍起飛平臺函數；第三，根據斜板滑跑飛機特點， 確定了斜板滑躍起飛的動力學求解流程，建立斜板滑躍起飛仿真分析模型。再如申請號 201410154045. 4提出的一種全尺寸飛機著陸撞擊的起落架載荷仿真方法，根據飛機著陸 各部分的運動特點，將飛機簡化為剛體，取飛機力學模型各個不同的分離體即機身、主起 落架、前起落架，建立全尺寸飛機著陸撞擊的動力學方程；第二，利用在CATIA中建立的起 落架緩沖支柱部件的三維模型，通過對起落架分析模型的簡化和約束，將三維模型導入到 ADAMS中，采用常規仿真分析方法對起落架單個子系統模型進行校驗；第三，使用已經校驗 起落架單個子系統模型和機體的仿真模型裝配成全尺寸飛機著陸撞擊仿真模型；第四，根 據全機聯調得到的全尺寸飛機仿真分析模型進行全尺寸飛機著陸撞擊仿真分析，將仿真結 果與單個起落架相應姿態的計算結果進行對比，對全尺寸飛機仿真模型進行修正。顯然，上 述起落架的動力學模型的構建沒有彈射輔助工具的影響，因此，飛機前起落架（也就是彈 射起飛的主作用點）的分析存在局限性，在進行飛機彈射起飛情況起落架載荷仿真時，無 法繼續沿用舊有的陸基飛機常規起飛滑跑情況的算法，必須建立一套新的仿真模型和計算 方法模擬起落架的動態變化過程，同時，還需要考慮飛機機體的動態響應過程。對于飛機彈 射起飛的起落架載荷仿真方法的前提是，需要自主開發一套適用于彈射起飛的起落架載荷 分析方法。
【發明內容】
[0004] 為了解決上述問題，本發明提出了一種彈射起飛的飛機起落架載荷仿真方法，通 過對彈射起飛的飛起前起落架載荷進行受力分析，并結合現有路基起飛模式下主起落架的 載荷受力情況，構建全新的全機動力學模型，從而對飛機起落架載荷進行仿真。
[0005] 本發明彈射起飛的飛機起落架載荷仿真方法主要包括：
[0006] 對彈射起飛的飛機進行整機的受力分析，并利用牛頓定律建立整機的力學平衡方 程；
[0007] 對彈射起飛的飛機的前起落架進行受力分析，并利用牛頓定律建立前起落架的力 學平衡方程；
[0008] 對彈射起飛的飛機的主起落架進行受力分析，并利用牛頓定律建立主起落架的力 學平衡方程；
[0009] 根據前起落架力學平衡方程構建前起落架仿真分析模型，根據主起落架力學平衡 方程構建主起落架仿真分析模型，并對所述前起落架仿真分析模型以及主起落架仿真分析 模型進行校驗；
[0010] 根據所述校驗后的前起落架仿真分析模型、主起落架仿真分析模型以及整機力學 平衡方程構建整機動力學仿真分析模型；
[0011] 根據在實際彈射起飛時的飛機試驗重心數據以及前主起落架載荷曲線，對所述整 機動力學仿真分析模型進行修正，據此修正后的模型即為可用于飛機彈射起飛的載荷仿真 的模型。
[0012] 優選的是，所述建立整機的力學平衡方程包括飛機整機在水平方向受到的合力為 零以及飛機整機在豎直方向上受到的合力為零。
[0013] 在上述方案中優選的是，所述建立整機的力學平衡方程的前一步包括將飛機起落 架支柱緩沖器和機輪輪胎視為二自由度的質量以及有阻尼的振動系統進行受力分析。
[0014] 在上述方案中優選的是，所述建立前起落架的力學平衡方程包括建立前起落架上 著陸動力學的平衡方程以及起落架緩沖器內部力的平衡方程
[0015] 在上述方案中優選的是，述建立前起落架的力學平衡方程的前一步包括將所述前 起落架作為空氣彈簧與油液阻尼器的組合進行受力分析。
[0016] 在上述方案中優選的是，所述建立整機的力學平衡方程包括，
[0017]
[0018] 式中，M為飛機質量，T為牽制力，L為氣動升力，P為發動機推力，D為氣動阻力， N為輪胎垂直反力，nx為飛機航向加速度，三角函數cos與sin分別為發動機推力/牽制力 在X軸與y軸的分力。
[0019] 在上述方案中優選的是，所述建立前起落架的力學平衡方程包括，
[0020]
[0021] 其初始條件為：
[0022] y:i = y2 = 〇 > I = > 2 = ο，.
[0023] 并滿足約束條件：
[0024] Yry2^ S 〇,
[0025] 式中，Hi1為彈性支撐質量，m2為非彈性支撐質量， yi彈性支撐質量位移，72為非彈性 支撐質量位移，h彈性支撐質量運動速度，為非彈性支撐質量運動速度，兔為彈性支撐 質量運動加速度，Λ為非彈性支撐質量運動加速度，S。為全伸長時緩沖支柱的最大形成， Fa為緩沖器空氣彈簧力，FhS油液阻尼力，F f為內部摩擦力，F t為輪胎反力，L為飛機升力。
[0026] 采用以上方案的有益效果：這種技術方法解決了飛機彈射起飛時的起落架載荷設 計分析問題，保證了艦載機在航母平臺和陸基訓練場的試飛驗證。并可應用于先進的電磁 彈射艦載機的研制，具有重要的軍事意義與顯著的經濟價值，對后續艦載機的強度設計工 作均具有指導意義，應用前景廣闊。
【附圖說明】
[0027] 圖1為本發明彈射起飛的飛機起落架載荷仿真方法的一優選實施例的整機受力 分析示意圖。
[0028] 圖2為本發明彈射起飛的飛機起落架載荷仿真方法的一優選實施例的前起落架 受力分析示意圖。
[0029] 圖3為本發明彈射起飛的飛機起落架載荷仿真方法的一優選實施例的全機模型 結構示意圖
【具體實施方式】
[0030] 為使本發明實施的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本發明實施例中 的附圖，對本發明實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發明 一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用 于解釋本發明，而不能理解為對本發明的限制。基于本發明中的實施例，本領域普通技術人 員在沒有作出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發明保護的范圍。下 面結合附圖對本發明的實施例進行詳細說明。
[0031] 在本發明的描述中，需要理解的是，術語"中心"、"縱向"、"橫向"、"前"、"后"、"左"、 "右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底" "內"、"外"等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方 位或位置關系，僅是為了便于描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元 件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明保護范圍的 限制。
[0032] 本發明彈射起飛的飛機起落架載荷仿真方法首先通過對整機、前起落架、主起落 架的受力分析，進而構建各部分的仿真分析模型，最后對其進行校驗與修正，從而完成了彈 射起飛的飛機起落架載荷仿真的構建過程，其主要包括以下幾個步驟：
[0033] 對彈射起飛的飛機進行整機的受力分析，并利用牛頓定律建立整機的力學平衡方 程；
[0034] 對彈射起飛的飛機的前起落架進行受力分析，并利用牛頓定律建立前起落架的力 學平衡方程；
[0035] 對彈射起飛的飛機的主起落架進行受力分析，并利用牛頓定律建立主起落架的力 學平衡方程；
[0036] 根據前起落架力學平衡方程構建前起落架仿真分析模型，根據主起落架力學平衡 方程構建主起落架仿真分析模型，并對所述前起落架仿真分析模型以及主起落架仿真分析 模型進行校驗；
[0037] 根據所述校驗后的前起落架仿真分析模型、主起落架仿真分析模型以及整機力學 平衡方程構建整機動力學仿真分析模型；
[0038] 根據在實際彈射起飛時的飛機試驗重心數據以及前主起落架載荷曲線，對所述整 機動力學仿真分析模型進行修正，據此修正后的模型即為可用于飛機彈射起飛的載荷仿真 的模型。
[0039] 本發明首先進行了全機受力分析，如圖1所示，飛機處于三點姿態，所述三點