艦載機彈射起飛動力學仿真與安全邊界評估

車競, 和爭春

(中國空氣動力研究與發展中心 計算空氣動力學研究所, 四川 綿陽 621000)

艦載機彈射起飛動力學仿真與安全邊界評估

車競, 和爭春

(中國空氣動力研究與發展中心 計算空氣動力學研究所, 四川 綿陽 621000)

為了研究影響艦載機彈射起飛安全性的因素,在艦載機彈射起飛動力學模型的基礎上,設計了標準起飛航跡并進行了數值仿真。分別對航母、飛機、環境等參數對安全起飛的影響規律進行了仿真研究,然后對多種參數的組合影響進行了仿真分析,最終獲得了安全起飛的邊界參數。

艦載機; 彈射起飛; 動力學仿真; 安全邊界

0 引言

艦載機的彈射起飛主要依靠航母上的彈射器助推,借助強大的拉力使其在較短的距離達到起飛條件,多用于大型航母上的固定翼重型噴氣式戰斗機和預警機。美、俄、法等發達國家的艦載機起降技術已經比較成熟,對彈射起飛和滑躍起飛方式均進行了大量研究,并形成了操作程序規范;但仍然不斷采用新技術提高艦載機起降過程的安全性[1-3]。國內對艦載機彈射起飛動力學的研究也正逐步展開:王俊彥等[4]對航母縱搖情況下的艦載機彈射起飛進行了建模及控制律設計;郭元江等[5]研究了甲板風、地效及縱搖對彈射起飛的影響;隋成國等[6]建立了彈射起飛的動力學虛擬樣機,初步探討了彈射起飛安全性;楊磊松[7]對彈射起飛過程進行了仿真分析,討論了艦載機的起飛質量、發動機推力和初始迎角對離艦下沉量的影響。總的來說,國內的研究著重突出艦載機彈射起飛的單一因素影響,對航母運動、環境擾動、起落架運動、機艦適配等諸多因素進行了較多簡化,全面細致的建模、仿真與起飛安全邊界評估仍然缺乏。

本文以美國“尼米茲”級航母和F/A-18艦載機為參考對象,建立了彈射起飛階段的動力學與運動學模型,對彈射起飛標準過程進行了數值仿真,并在此基礎上全面評估了飛機特性、航母特性、彈射器模型、環境特性、機艦適配等因素對安全起飛的影響,得到了安全起飛邊界參數。

1 彈射起飛動力學方程組

艦載機彈射起飛階段的動力學模型是典型的剛體與柔性體耦合的多體動力學問題。本文在甲板坐標系Ojxjyjzj上分別建立飛機剛性本體和起落架輪胎系統的動力學和運動學模型。甲板坐標系原點位于甲板上彈射器沖程起點,Ojxj軸指向艦首,Ojyj軸垂直于甲板向上,Ojzj軸指向符合右手法則。

1.1 輪胎與起落架系統動力學方程

假設起落架與輪胎軸線在起飛滑跑過程中與甲板保持近似垂直,運用輪胎動力學方程對輪胎進行積分,得到相對于甲板坐標系Ojyj方向的動力學方程組:

(1)

式中:Qey,Qky分別為牽連慣性力和柯氏慣性力在甲板坐標系Ojyj方向上的分量;Q為起落架支反力;θm為艦船縱搖參數;下標l表示輪胎。

1.2 飛機剛性體動力學方程

飛機在甲板坐標系下的縱向質心運動學與動力學方程組為:

(2)

式中:mf為飛機質量,不包括前后起落架及輪胎;Fa,P,T,f,ae,ac,Q分別為空氣動力、彈射器拉力、發動機推力、輪胎摩擦力、牽連加速度、柯氏加速度以及起落架支反力;M為力矩;Jz為對體軸系z軸的慣性矩;下標j表示相對于甲板坐標系;下標n,m分別表示前、后起落架。

2 彈射起飛標準航跡仿真

參考美國現役航母和艦載機參數(見圖1)設定:彈射沖程L3=70 m,沖程結束后甲板長度L4=40 m;航母速度30 kn,航向偏度0°;艦載機預置俯仰舵偏角-10°。彈射沖程結束后,采用速度追蹤導引法將飛機導引至一遠高點。設計了標準彈射起飛航跡,仿真結果如圖2所示。圖中:Sq為起落架壓縮量,“-”為壓縮,“+”為離甲板高度;α,θ分別為飛機的迎角和航跡傾角;下標n,m分別表示前、后起落架。

圖1 艦船尺寸Fig.1 Size definition of carrier

圖2 標準起飛航跡曲線Fig.2 Standard take-off path curves

在標準參數設置和起飛航跡下,彈射器模型合理,彈射結束后飛機達到起飛速度70 m/s;俯仰舵偏角預置偏保守,彈射結束后前起落架突伸,飛機迅速抬頭達到起飛迎角,隨即抬輪起飛,此時距離艦首仍有10 m的距離。起落架參數設置合理,飛機滑跑過程中姿態與垂直方向速度振蕩輕微。

3 安全邊界評估

在標準起飛參數的基礎上,對航母運動參數、飛機預置姿態、起飛質量、航母尺寸參數等的散布進行單項與組合仿真研究,得到安全起飛的參數邊界。本文規定起飛下沉量dy<3 m可安全起飛。

3.1 單項因素影響仿真

在標準航跡參數下,分別改變艦船前進速度V、離艦速度Vc、艦船縱搖幅度θm、縱搖周期Tm、垂蕩幅值Ym、彈射沖程L3、預置俯仰角dz及飛機質量mf等參數,考察它們對安全起飛的影響。仿真結果如圖3～圖8所示。由仿真結果可以看出:

(1)艦船速度影響:當速度小于7.5 m/s(合14 kn)時,離艦速度達不到最大下沉量超過3 m的規定,其臨界艦船速度為7.5 m/s,臨界起飛速度66 m/s,在離艦后起飛。

(2)縱搖幅度影響:當縱搖周期為10 s時,縱搖幅度不超過3.5°,可安全起飛,此時安全起飛在離艦后離艦軌跡下沉2.23 m后拉起,離艦速度71.89 m/s,離艦迎角3.94°。

(3)縱搖周期影響:當周期在6.3～8.95 s之間時,飛機不能安全起飛。艦船縱搖周期對起飛速度影響較小,但對起飛迎角影響較大,說明在此段縱搖頻率之間,飛機未達到安全起飛迎角。

(4)艦船垂蕩影響:0～4 m的垂蕩幅值對當前航母速度和艦載機情況是安全的。其他仿真結果也表明,4～10 s垂蕩周期內,艦載機在4 m以下的垂蕩幅值范圍內能夠安全起飛。

(5)彈射沖程影響:當前條件下,保證安全起飛的彈射沖程不能低于50 m。當然,若能增大飛機發動機推力、減小飛機質量、增大彈射器功率,彈射沖程可進一步減小。

(6)起飛質量影響:起飛質量超過29 t時,彈射器和發動機推力將無法在有限飛行甲板長度內將飛機加速至起飛速度,因此,現有能力內起飛質量低于29 t可安全起飛。

圖3 艦船速度V、下沉量dy與離艦速度Vc的關系Fig.3 Relationship of V, dy and Vc

圖4 下沉量dy、離艦速度Vc與艦船縱搖幅度θm的關系Fig.4 Relationship of dy, Vc and θm

圖5 下沉量dy、離艦速度Vc與艦船縱搖周期Tm的關系Fig.5 Relationship of dy, Vc and Tm

圖6 下沉量dy、離艦速度Vc與艦船垂蕩Ym的關系Fig.6 Relationship of dy, Vc and Ym

圖7 下沉量dy、離艦速度Vc與彈射沖程L3的關系Fig.7 Relationship of dy, Vc and L3

圖8 下沉量dy、離艦速度Vc與飛機質量mf的關系Fig.8 Relationship of dy, Vc and mf

3.2 航母運動因素影響仿真

為考察航母運動對安全起飛的影響,進行多項參數組合仿真。本文考慮艦船前進速度、縱搖幅值、縱搖周期、垂蕩幅值的綜合影響,進行了4組仿真,每組400次,仿真結果如表1所示。

表1 航母運動參數組合仿真Table 1 Simulation of combined parameters for carrier

仿真顯示,若提高艦船速度,減小縱搖幅度,可顯著提高安全起飛概率P。第4組仿真安全概率達到94.5%,400次仿真中僅有22次下沉量超過3 m規定,主要由于較小的艦船速度使得甲板風不足以及縱搖幅值較大導致。

3.3 起飛環境因素影響仿真

將彈射沖程、起飛質量、預置舵偏角三個因素組合在一起稱為起飛環境,研究它們對安全起飛性能的影響,進行了3組仿真,每組400次,仿真結果如表2所示。

第3種組合方式下,安全起飛概率高達98.8%,400次仿真中僅有5次下沉量超過3 m的規定,5次仿真中彈射沖程均不足60 m,起飛質量接近26 t,導致飛機達不到安全起飛速度。

表2 起飛環境參數組合仿真Table 2 Simulation of combined parameters for circumstance

通過單項和組合仿真,初步得到艦載機彈射起飛的安全參數邊界(下沉量小于3 m,安全起飛概率大于99%):艦船前進速度不小于14 kn,航母縱搖幅值小于3.5°,縱搖周期位于6～9 s之外,垂蕩幅值小于4 m,彈射沖程大于60 m,飛機預置俯仰舵偏角小于-2°,起飛質量小于26 t。

4 結束語

艦載機彈射起飛是一個復雜的動力學過程,涉及到航母運動、環境擾動、飛機與航母的匹配、滑跑姿態預置等因素。本文在艦載機起飛動力學模型的基礎上,進行了標準起飛航跡設計與安全邊界評估工作,得到了航母、飛機、環境等參數對安全起飛的影響規律,以及初步的安全起飛參數組合邊界,可為航母、艦載機匹配設計提供參考。

[1] Gelhauson P,MyBlebust A.Improving aircraft conceptual design tools—new enhancements to ACSYNT[R].AIAA-93-3970,1993.

[2] Rao P S,Saraf A.Performance analysis and control design for ski-jump take off[R].AIAA-2003-5412,2003.

[3] Imhof G,Schork W.Using simulation to optimize ski jump ramp profiles for STOVL aircraft[R].AIAA-2000-4285,2000.

[4] 王俊彥,吳文海,高麗,等.艦載機彈射起飛建模與控制[J].飛機設計,2010,30(2):10-13.

[5] 郭元江,李會杰,申功璋,等.復雜環境下艦載機彈射起飛環境因素建模分析[J].北京航空航天大學學報,2011,37(7):877-881.

[6] 隋成國,許鋒,聶宏.艦載機彈射起飛動力學虛擬試驗研究[J].中國機械工程,2013,24(4):522-527.

[7] 楊磊松.艦載機彈射起飛動力學仿真分析[D].南京:南京航空航天大學,2011.

(編輯：李怡)

Dynamic simulation and safe boundary evaluation of CATO for carrier-based aircraft

CHE Jing, HE Zheng-chun

(Computational Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China)

To study the safety factor of catapult-assisted take-off(CATO) for carrier-based aircraft, a normal flight path was designed and simulated numerically on the basis of the mathematical model. The influences of the single and combined parameters, such as carrier, aircraft and circumstance, on the safe takeoff were evaluated and analyzed. Finally, primary safe boundaries were obtained.

carrier-based aircraft; catapult-assisted take-off; dynamic simulation; safe boundary

2014-03-31;

2014-07-24;

時間:2014-10-24 12:09

車競(1977-)，男，四川成都人，副研究員，博士，研究方向為飛行器設計。

V212.13

A

1002-0853(2015)01-0009-04