先進艦載戰(zhàn)斗機強度設計技術發(fā)展與實踐

曹奇凱，王鄢，姚念奎，何剛，陳忠明，張桂江，田智亮，吳新悅

航空工業(yè)沈陽飛機設計研究所，沈陽 110031

國外專門為航母配備的艦載機設計最早始于20世紀30年代，發(fā)展至今，已形成了包括殲擊機(第三代、第四代、輕型、重型)、運輸機、轟炸機以及無人機在內(nèi)的多種軍用艦載機序列，已經(jīng)具備十分成熟的艦載機設計能力。目前的艦載戰(zhàn)斗機例如米格-29K、F-18系列和達索“陣風”-M，起飛重量在15～25 t之間。蘇-33、F-14，起飛重量大約在25～35 t之間[1-2]。

艦載機由于受到使用條件制約，在結(jié)構強度設計中需要考慮特殊的要求，與陸基飛機顯著不同。航空母艦的尺寸也對艦載機的起降、維護和存放提出了各種約束。通常艦載機需要更大的升力、起落裝置也更復雜，獨特的增升裝置、高承載起落架、攔阻裝置、可折疊機翼等構成艦載機的“特征結(jié)構”。在“特征結(jié)構”的設計和使用過程中，要解決著艦/攔阻載荷確定、折疊翼面功能/強度一體化設計、折疊翼面非線性特征分析等一系列艦載機特有的技術問題。因此，艦載機結(jié)構強度設計的主要任務，就是以飛機結(jié)構完整性大綱(ASIP)[3-4]以及艦載機強度和剛度規(guī)范[5-6]為依據(jù)，在陸基飛機基礎上，重點開展“特征結(jié)構”的設計，以滿足與航母的適配性需求。

以蘇-33艦載戰(zhàn)斗機為例，其是蘇霍伊設計局1973年開始在蘇-27的基礎上發(fā)展而來。其機體結(jié)構布局與蘇-27基本相同，為適應艦上起降，對機身主要承力結(jié)構進行了加強，前起落架改用雙前輪，主起落架與尾梁直接相連并采用了新的液壓緩沖系統(tǒng)，增加了攔阻鉤，并對后機身攔阻支撐結(jié)構進行補強。同時，為提高升力和滿足艦上存放要求，蘇-33的翼面結(jié)構相比蘇-27進行了較大更改，增加前翼，把整體襟副翼改為雙縫襟翼和翼尖部分的單獨副翼，在雙縫襟翼之間設計機翼折疊機構等。一系列的改進后，使蘇-33的最大艦上起飛重量達到26 t，使用最大過載8g，并且在7 m/s下沉速度，5g縱向過載的攔阻著艦狀態(tài)下可以滿足結(jié)構完整性設計要求[7-8]。

本文圍繞艦載機“特征結(jié)構”，闡述了在先進艦載機強度設計與驗證方面的具體實踐和研究成果。

1 艦載機強度設計總體思路

艦載機強度設計是依據(jù)結(jié)構完整性大綱進行的，其強度設計流程與陸基飛機大體一致。但艦載機的結(jié)構設計必須滿足航母使用的特殊要求，對于一些艦載機特有的結(jié)構必須進行針對性的設計與分析，這些結(jié)構包括高承載起落架、攔阻裝置和翼面折疊系統(tǒng)。一般地，將這些結(jié)構稱為艦載機的“特征結(jié)構”，這些“特征結(jié)構”在設計時需考慮的載荷稱為“特征載荷”。

高承載起落架是艦上起降的重要結(jié)構，著艦過程中受到較大的沖擊載荷，需對起落架及起落架連接結(jié)構進行設計，使其滿足大沖擊載荷的承載要求。

攔阻裝置是保障艦載機安全著艦的重要裝置，其設計中需考慮瞬態(tài)大能量沖擊和動態(tài)往復載荷。

折疊系統(tǒng)是滿足艦面停放要求的特殊裝置，折疊機構在設計中復雜機構需要同時保證高承載能力、足夠的耐久性壽命和顫振速度。

因此艦載機強度設計的總體思路就是，在結(jié)構完整性大綱的框架內(nèi)，發(fā)展和突破艦載機“特征結(jié)構”和“特征結(jié)構”的設計、驗證方法，并與陸基飛機一般性設計流程相融合，全面實現(xiàn)艦載機設計技術。

2 高承載起落架強度設計

與陸基飛機“平飄”式著陸不同，為準確降落在航母著艦區(qū)，艦載機采用定下滑角著艦，下沉速度較大，加之航母在風浪中劇烈地俯仰、搖擺、升沉，著艦時產(chǎn)生的撞擊力遠遠高于陸基飛機[9]。陸基飛機的設計下沉速度僅為3 m/s，而艦載機最大設計下沉速度為路基飛機的2倍以上。因此，同樣著陸(著艦)重量下，艦載機著艦的垂直撞擊能量約是陸基飛機的4～6倍，撞擊載荷約是陸基飛機的3倍。對于艦載機起落架而言，需要形成區(qū)別于陸基飛機的大下沉速度/高承載起落架強度設計技術，從而確保起落架能夠吸收巨大的著艦撞擊能量并承受撞擊的高載荷。

下沉速度是艦載機在著艦時飛機速度在垂直方向的分量，它是固定翼艦載機著艦撞擊嚴重程度的重要標志，是計算艦載機著艦撞擊能量、撞擊載荷的關鍵參數(shù)，也是影響起落架性能的主要設計參數(shù)，其量值直接影響起落架載荷，從而影響起落架及機體結(jié)構的重量[10-12]。

(1)

圖1 艦載機俯仰角和下沉速度的多變量分布Fig.1 Multi-variable distribution of pitch angle and sinking velocity of carrier-based aircraft

通過自主開發(fā)艦載機起落架強度計算分析系統(tǒng)，判定艦載機起落架的強度薄弱部位；針對結(jié)構薄弱部位，首先通過改變結(jié)構布局的形式，設計最佳傳力路線，降低結(jié)構應力；其次對高應力區(qū)，采用超高強度鋼材料提升強度薄弱部位的許用值，解決了起落架的高承載問題。

根據(jù)艦載機起落架的復雜使用工況，開展對起落架緩沖器的油針設計、靜壓曲線設計、反行程阻尼設計，建立艦載機大能量緩沖器緩沖性能計算理論，根據(jù)艦載機前、主起的沖力能量和沖擊載荷，建立了大行程、高預壓系數(shù)、低充填、高效率的單腔油-氣型支柱式主起緩沖器設計思想和大行程、中拐點、高效率的雙腔油-氣型支柱式前起緩沖器設計思想。

應用兼顧大能量吸收與高承載能力的起落架強度設計技術，研制出適合艦基短距起降使用的起落架系統(tǒng)，該系統(tǒng)成功解決了艦基起降使用的起落架系統(tǒng)的著艦撞擊能量吸收和強度設計問題。

3 攔阻鉤及支撐結(jié)構強度設計

艦載機必須依靠攔阻系統(tǒng)實現(xiàn)在較短的距離內(nèi)由較大的著艦水平速度降為0 m/s，艦載機攔阻著艦時，首先放下攔阻鉤，同時帶動攔阻裝置中的液壓緩沖裝置工作，艦載機速度開始驟降。美國航母的MK-73型攔阻索緩沖器可使30 t重的艦載機以71.36 m/s的速度著艦后滑跑91.5 m停止，由此會形成大的航向過載，從而產(chǎn)生巨大的攔阻載荷，給攔阻鉤強度設計帶來了很大的難度[13-16]。攔阻鉤作為艦載機和航母攔阻裝置直接接觸的結(jié)構，必須保證攔阻結(jié)構及攔阻鉤有效的承載攔阻載荷。

攔阻支撐結(jié)構是與攔阻鉤直接連接的機體結(jié)構，在攔阻著艦過程中，攔阻載荷通過攔阻支撐結(jié)構分散到機體結(jié)構上。攔阻支撐結(jié)構的載荷有兩個特點：一是瞬態(tài)大能量沖擊載荷；二是載荷作用呈現(xiàn)動態(tài)往復特點。但如果將攔阻支撐結(jié)構設計的很強，勢必會帶來很大的重量代價，這是不經(jīng)濟的，也會影響飛機的飛行品質(zhì)。因此，針對攔阻載荷的特點開展強度設計方法研究，建立攔阻支撐結(jié)構的強度設計技術[17-19]。

3.1 艦載機攔阻著艦大能量沖擊載荷分析

艦載機攔阻鉤的強度設計，首先要解決的問題是確定攔阻載荷的具體波形及其峰值，而由于攔阻過程及其短暫，同時攔阻著艦時由于航母在風浪中劇烈地俯仰、搖擺、升沉，其載荷工況也十分復雜，這對攔阻載荷的分析和確定造成了極大困難。

首先，對著艦攔阻情況進行了詳細的分析與研究，研究艦載機著艦過程和航母攔阻系統(tǒng)工作原理，確定所有可能的載荷工況，包括對稱攔阻滑行工況和有側(cè)向載荷的攔阻滑行工況。

利用多體動力學理論和虛擬樣機分析技術，建立了全工況下艦載機攔阻著艦動力學方程，并進行仿真分析，精確模擬了攔阻載荷的時間歷程。

基于熱力學第一定律，綜合考慮發(fā)動機推力做功、機輪滾動摩擦力作負功、空氣阻力消耗航向著艦能量等各種因素，建立了艦載機著艦攔阻的能量平衡方程，完成了攔阻過載計算和攔阻著艦載荷計算。

攔阻載荷由艦面攔阻系統(tǒng)類型確定。攔阻載荷計算公式為

Px.max=fnx.maxGzj

(2)

式中：Px.max為航向載荷；f為載荷不確定系數(shù)；nx.max為航向過載；Gzj為著艦重量。

航向過載的表達式為

(3)

式中：AE為艦面攔阻系統(tǒng)吸收的功量；ηsys為攔阻系統(tǒng)效率；g為重力加速度；Lmax為飛機著艦攔阻滑行最大距離。

艦面攔阻系統(tǒng)吸收的功量為

AE=EK+WT-Wf-WA

(4)

式中：EK為飛機航向動能；WT為飛機發(fā)動機推力做功；Wf為機輪滾動摩擦力作功；WA為空氣阻力消耗的著艦能量。EK的表達式為

(5)

式中：VE.max為最大艦上嚙合速度。

結(jié)合計算數(shù)據(jù)，給出了艦載機著艦重量與攔阻嚙合速度的匹配關系限制包線，提出了艦載機超載著艦下的嚙合速度限制要求；最后，經(jīng)系統(tǒng)梳理，建立了一套完整的艦載機攔阻載荷計算方法，涵蓋了可能出現(xiàn)的攔阻載荷峰值，為攔阻鉤強度設計打下了基礎。

3.2 攔阻系統(tǒng)功能性構件的強度設計

艦載機攔阻系統(tǒng)如圖2所示，艦載機攔阻系統(tǒng)既包括鉤頭、連桿等用于承受攔阻載荷的主承力結(jié)構，還包括減擺-收放作動筒、側(cè)向穩(wěn)定器和保險桿等用于實現(xiàn)攔阻鉤順利勾住的功能性機構。其中，減擺-收放作動筒除承擔攔阻鉤收上、放下功能外，還具有保持攔阻鉤壓緊道面的功能。側(cè)向穩(wěn)定器用于抑制攔阻鉤的側(cè)向振蕩、保持對中狀態(tài)，而保險桿則用于在攔阻鉤上揚后減緩對機身結(jié)構的沖擊。根據(jù)設計規(guī)范，應使攔阻鉤鉤頭在撞擊道面后的第一次反彈高度不超過0.1 m、反彈距離不超過6.1 m；保證攔阻鉤垂直偏轉(zhuǎn)角為60°、水平偏轉(zhuǎn)角為±18°。

圖2 蘇-33攔阻系統(tǒng)Fig.2 Arresting system of Su-33

攔阻鉤撞擊道面時運動原理圖見圖3。飛機以進場速度V沿固定下滑角α的軌跡下滑，攔阻鉤處于放下位置，攔阻鉤首次撞擊地面后會發(fā)生彈跳，使攔阻鉤產(chǎn)生上轉(zhuǎn)的角速度，圖中：uAx為A點x向速度。

圖3 攔阻鉤撞擊道面運動原理Fig.3 Motion principle of arresting hook impacting on road surface

在地面坐標系下，根據(jù)動量守恒原理，攔阻鉤碰撞前后的方程為

(6)

式中：mh為攔阻鉤質(zhì)量；uCx、vCx分別為C點碰撞前后x向速度；uCy、vCy分別為C點碰撞前后y向速度；IBx、IBy分別為B點x、y向動量；IA為A點動量；JC為攔阻鉤轉(zhuǎn)動慣性矩；ω1、ω2分別為A、B點角速度；β為攔阻鉤與艦面夾角；L1、L2分別為BC、AC的長度。

攔阻鉤的碰撞是帶有約束的碰撞，由碰撞恢復系數(shù)e可知攔阻鉤碰撞前后動量的損失為

(7)

式中：udy為碰撞前艦面y向速度；uAy為A點碰撞前y向速度;vdy為艦面碰撞后y向速度；vAy為A點碰撞后y向速度。

若不考慮甲板的運動，可得攔阻鉤碰撞反彈角速度為

(8)

式中：l為攔阻鉤長度。

實際上艦載機著艦時，航母會出現(xiàn)橫搖和縱搖，在甲板縱搖且向上運動時，攔阻鉤撞擊甲板有最大相對速度，此時撞擊前后甲板的速度在垂直方向上的分量不再是0，所以：

(9)

此外，甲板上還存在有燈蓋等凸起物，如果攔阻鉤直接撞到凸起物上，這時凸起物的傾斜度會影響攔阻鉤反彈的角速度，見圖4。將攔阻鉤相對甲板的角度調(diào)整為相對凸起物的角度后可得攔阻鉤相對凸起物的角速度：

圖4 攔阻鉤撞擊含凸起物道面運動原理Fig.4 Motion principle of arresting hook impacting on protruding surface

(10)

式中：α′為進場速度與凸起物接觸點切線的夾角；β′攔阻鉤與凸起物接觸點切線的夾角。

攔阻鉤碰撞道面反彈后，在地面坐標系下的運動包括兩部分：隨飛機下滑的平動和繞轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動。平動位移即攔阻鉤安裝軸B點的位移：

(11)

攔阻鉤繞轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的轉(zhuǎn)動位移為

(12)

式中：t為時間；β0為初始夾角；Δθ1為最終夾角。則攔阻鉤鉤頭的位移為平動位移和轉(zhuǎn)動位移之和，即rA=r+rz。

在研究艦載機攔阻鉤運動特性的基礎上，通過分析攔阻鉤在撞擊道面和直接鉤索時的減擺動力學特性，建立攔阻鉤減擺運動的動力學仿真模型；利用該動力學仿真模型，模擬攔阻鉤撞擊道面和直接鉤索時的減擺運動。將攔阻鉤及作動筒簡化成如圖5所示的結(jié)構形式，BE為作動筒的作用力臂，與攔阻鉤相連并一起轉(zhuǎn)動。

圖5 攔阻鉤及作動筒簡化圖Fig.5 Simplified drawing of arresting hook and actuating cylinder

攔阻鉤撞擊道面后反彈時受力方程為

(13)

攔阻鉤直接鉤索時受力方程為

(14)

式中：JBZ為攔阻鉤繞B點的轉(zhuǎn)動慣量矩；Ft為作動筒載荷；qs為攔阻鉤鉤桿沖擊剪力集度；c0為攔阻鉤縱向應力沖擊波速；E為彈性模量；Ih為轉(zhuǎn)動慣量；L4為BE的長度。

對這兩種不同狀態(tài)下的攔阻鉤運動過程進行仿真，建立作動筒阻尼力曲線，確定了影響攔阻鉤減擺能力的設計參數(shù)。選取各機構關鍵部位進行強度計算和有限元分析，確定強度薄弱部位及優(yōu)化關鍵部位尺寸。

通過上述計算，使攔阻鉤鉤頭在撞擊道面后的第1次反彈高度不超過0.1 m；有效地減緩攔阻鉤鉤索后的側(cè)向振蕩，降低索槽滑移熔蝕的風險，從而確保了攔阻功能的順利實現(xiàn)。

3.3 瞬態(tài)載荷的捕捉、識別與分析

在攔阻鉤載荷實測的過程中，由于攔阻鉤是單傳力路徑構件，其載荷值容易測量，但攔阻支撐結(jié)構包括后機身下壁板、加強框以及其他連接結(jié)構，屬多傳力路徑構件，同時攔阻載荷作用時間較短，這也為載荷實測及分析造成了一定困難。因此需要研究攔阻支撐結(jié)構的傳力規(guī)律，設計合理的測量方案，實現(xiàn)瞬態(tài)載荷的捕捉、識別和分析。

根據(jù)后機身承力構件布置及相關結(jié)構的初始尺寸，建立后機身攔阻支撐結(jié)構的仿真模型，明確多傳力路線結(jié)構的傳力規(guī)律，通過有限元仿真，確定后機身某結(jié)構為危險部位，應力云圖見圖6。

圖6 危險部位應力云圖Fig.6 Stress nephogram of hazardous structure

在攔阻支撐結(jié)構的主要成立構件上，根據(jù)應力分布規(guī)律，合理的布置傳感器、選擇合適的采集頻率，率先采用高采樣率實測攔阻載荷的低通濾波技術，確定攔阻載荷有效峰均比。

實測中采用靜力試驗與攔阻試飛相結(jié)合的思想，即通過靜力試驗與試飛實測兩個試驗的測量結(jié)果來分析和驗證結(jié)構傳力特性；最后，利用仿真模型建立的數(shù)學反推公式，結(jié)合實測結(jié)果，最終確定攔阻支撐結(jié)構的載荷形態(tài)及瞬時峰值。

圖7為在某飛機重量情況下，危險部位剩余強度隨嚙合速度的變化曲線。曲線上的分布點是根據(jù)地面攔阻試驗數(shù)據(jù)和靜力試驗數(shù)據(jù)，分別采用4種不同方法得到的推導結(jié)果。由圖7可見，4條 曲線均與二次多項式曲線類似，與采取應力分析方法和總傳力的分析方法得到的結(jié)果基本一致。

圖7 危險部位剩余強度曲線Fig.7 Residual strength curves of hazardous structure

3.4 大能量沖擊載荷的當量化匹配

在艦載機攔阻著艦過程中，攔阻載荷是隨時間變化的動載，其最大峰值載荷持續(xù)時間僅為毫秒級。在強度設計中，需要將動載荷當量為靜載荷，并按載荷傳遞方式與對應的結(jié)構相匹配，但隨機分布的大能量沖擊載荷和攔阻支撐結(jié)構的復雜性為這一工作帶來了較大困難。

為解決大能量沖擊載荷的當量化匹配問題，詳細分析了攔阻動載荷對后機身、主起落架、中央翼、前起落架、前機身的動態(tài)沖擊效應。

在攔阻試飛時，通過實測，測得攔阻鉤頭的載荷變化與下壁板某應變片隨時間的變化曲線見圖8，圖中給出了試驗的鉤載曲線和下壁板典型應力-時間歷程曲線。從曲線可以看出，下壁板應力隨時間變化曲線與攔阻鉤載荷隨時間變化曲線波形相似且同時達到峰、谷值，這說明攔阻鉤載荷向機體結(jié)構傳遞的過程中不存在時間的延遲。

圖8 某次攔阻試飛測試結(jié)果Fig.8 Test results of a blocking flight test

圖9為攔阻鉤載荷峰值與下壁板傳力峰值隨嚙合速度變化曲線。其中，分布點為試驗實測點，曲線為二次多項式擬合趨勢線。由圖可見，相同嚙合速度下，兩組試驗實測點數(shù)值接近，兩條趨勢線幾乎重合。考慮到試驗測量及數(shù)據(jù)分析誤差的影響，可以認為，攔阻鉤載荷向機體結(jié)構傳遞的過程中幾乎不存在載荷的損失。

圖9 鉤載峰值與下壁板傳力峰值對比曲線Fig.9 Comparison of peak values of hook load and transmission force of wall plate

54次地面攔阻試驗統(tǒng)計表明，下壁板剪應力均/峰值平均百分比為80.8%；下壁板總傳力均/峰值平均百分比為82.4%。由此可見，作用于機體結(jié)構的平均載荷最大值相當于峰值載荷的80%左右。

通過上述方法，解決了航向瞬態(tài)載荷在攔阻支撐結(jié)構及其他機體結(jié)構中的分配與傳遞問題，確定了攔阻載荷在機體結(jié)構內(nèi)的傳遞規(guī)律，按力學等效思想對攔阻支撐結(jié)構開展了全面的強度設計，優(yōu)化了結(jié)構尺寸，為攔阻支撐結(jié)構及全機的靜力、疲勞試驗打下了基礎。

3.5 抗沖擊結(jié)構動靜態(tài)綜合設計及試驗驗證

對與攔阻系統(tǒng)連接的機身薄壁結(jié)構，應重點關注在沖擊載荷下的耐久性問題。攔阻沖擊載荷是一個約5 Hz的脈動載荷，在張力場的作用下，如果從靜力學角度考慮，壁板局部失穩(wěn)后，可以承受靜態(tài)載荷，但是是否其具有可接受的耐久性壽命，需要通過對攔阻特性的載荷特點形成試驗載荷譜的轉(zhuǎn)化。構造模擬試驗件進行試驗研究，結(jié)果表明，當只滿足靜強度要求時，耐久性不盡如人意，通過適當調(diào)整結(jié)構參數(shù)，以最少的重量代價獲得了適配的結(jié)構參數(shù)。與此同時，開展了靜、動態(tài)當量化的試驗研究，對于攔阻系統(tǒng)形成的載荷特點，峰值載荷具有5 Hz的沖擊載荷特點，此種頻率的沖擊載荷與靜態(tài)載荷的當量化特征如何比擬，為此構造了相應的沖擊載荷試驗，試驗結(jié)果表明，在5 Hz頻率沖擊下的結(jié)構破壞模式與當量靜態(tài)載荷下的結(jié)果相當，因此對于該種特征的動態(tài)載荷，其峰值應作為靜態(tài)載荷處理，可保證結(jié)構的安全性。

通過數(shù)值模擬及攔阻實測，確定疲勞關鍵部位, 如圖10所示，采用載荷標定法確定加載點載荷。載荷標定法的基本原理是，在載荷作用下判斷試驗件應力場分布與真實飛機上的應力場分布是否一致，需保證關鍵部位應力場一致，這樣試驗結(jié)論正確，即按照進行物理實測時腹板上的貼片位置，在部件級靜力試驗件相同部位貼片，通過與試驗加載的應變測量結(jié)果對比，當二者大小相等時，即認為此時部件級試驗的載荷與全尺寸攔阻試驗的加載等效。

圖10 疲勞關鍵部位Fig.10 Key parts of fatigue

對典型攔阻實測動態(tài)譜進行濾波簡化，并考慮時間歷程的影響，得到用于部件疲勞試驗的準靜態(tài)試驗載荷譜。試驗件疲勞試驗采用的載荷譜譜型來自某型艦載戰(zhàn)斗機地面攔阻實測中攔阻鉤頭處的數(shù)據(jù)，見圖11。對典型攔阻實測動態(tài)譜進行濾波簡化，并考慮時間歷程的影響，得到用于部件疲勞試驗的準靜態(tài)試驗載荷譜，見圖12。

圖11 某次地面攔阻實測數(shù)據(jù)Fig.11 Measured data of ground block

圖12 某次地面攔阻實測數(shù)據(jù)濾波后結(jié)果Fig.12 Results of filtering of ground block measured data

運用上述載荷譜，完成部件級疲勞試驗，并根據(jù)部件級疲勞試驗給出的結(jié)論，制定了符合外場訓練及使用特點的攔阻支撐結(jié)構的檢查要求，對局部結(jié)構進行了完善設計，并貫徹到型號中，解決了科研試飛及部隊訓練中潛在的強度問題，保證了飛機攔阻著艦(陸)安全。

4 折疊機翼強度設計

為節(jié)省艦上停放空間，艦載機機翼往往被設計成可折疊結(jié)構。艦載戰(zhàn)斗機機翼采用作動筒驅(qū)動的折疊方式來實現(xiàn)機翼的折疊。這種結(jié)構設計的優(yōu)點是，折疊翼面積較大，機翼折疊后，可以節(jié)省較大空間。這符合中國當前中型航母配備重型艦載機的作戰(zhàn)要求，但這種設計在強度上面臨較大難題：首先，大體積的折疊翼需要較大驅(qū)動力，必須解決大集中力作用部位的強度設計問題；其次，由于固定翼與折疊翼相互分離，分離面的強度需要加強，必須通過強度設計使重量代價降低；第三，折疊翼負載由油箱油量、掛點掛彈量及甲板風載等多因素控制，使折疊翼折疊驅(qū)動載荷具有復雜的分布規(guī)律，在折疊機構的疲勞試驗中，需要結(jié)合實際情況編制折疊機構特有的疲勞載荷譜。

4.1 高承載翼面折疊機構的力學特征參數(shù)設計

艦載戰(zhàn)斗機外翼折疊機構包括折疊作動筒、搖臂、三角支座、鎖銷、滑軌、液壓管路等十余個零部件構成，在折疊作動筒的驅(qū)動下，各零部件按照一定的運動規(guī)律相互作用，完成折疊動作。在運動過程中，需要建立各零部件間的受力關系模型，即找到折疊機構的力學特征參數(shù)，以此為基礎，分析各零部件的受力特點，進行進一步的強度設計分析工作。

依據(jù)國軍標規(guī)定，折疊翼應能在來自正前方±45°之間任何方向的速度為30.9 m/s的甲板風條件下折疊。典型折疊翼形狀見圖13，以此折疊翼為例計算風載下折疊翼彎矩。

圖13 折疊翼幾何尺寸Fig.13 Geometric parameters of folded wing

折疊翼面積為S=(a+b)×L/2，a為折疊翼翼根弦長；b為折疊翼翼稍弦長；L為折疊翼展向長度；S為折疊翼面積。折疊翼的壓心距折疊軸線的距離為La=L(a+2b)/3(a+b)，折疊翼面積上的風載產(chǎn)生的力為P=qySLsinθz，其中θz為機翼折疊角，qy為速壓。風速對折疊軸線產(chǎn)生的力矩為

(15)

折疊翼上除作用風載，還配有外掛，計算作動筒載荷時，需考慮外掛的影響。折疊翼受力簡圖如圖14所示，把折疊翼作為一個整體進行分析，對轉(zhuǎn)軸取矩，由力矩平衡得到：

圖14 折疊翼受力簡圖Fig.14 Compression diagram of folding wing

P1d1=WgLwcosθz+MW

(16)

式中：P1為三角支臂的載荷；d1為三角支臂軸線到折疊軸線的距離；W為折疊翼質(zhì)量(含外掛)；Lw為折疊翼展開時折疊翼重心到折疊軸線的距離；MW為折疊翼上的風載對折疊軸線的力矩。

滑塊受力簡圖如圖15所示，由平衡條件可以得到(滑塊和滑軌之間的摩擦力忽略不計)：

圖15 滑塊受力簡圖Fig.15 Compression diagram of slider

P1cosβz=Pzcosαz

(17)

式中:Pz為作動筒載荷。由式(16)和式(17)可以得到作動筒載荷：

(18)

式中：αz為作動筒軸線與滑軌軸線的夾角；βz為三角支臂軸線與滑軌軸線的夾角。

三角支臂軸線到折疊軸線的距離d1隨θz變化曲線如圖16所示，作動筒載荷隨θz變化曲線如圖17所示。

圖16 距離d1隨θz變化曲線Fig.16 Curve of variation of distance d1with θz

由圖17可知，折疊翼展開時，即θz=0°時，折疊翼作動筒載荷最大。

圖17 作動筒載荷Pz隨θz變化曲線Fig.17 Curve of variation of actuator load Pz with θz

4.2 復雜對接結(jié)構的數(shù)值仿真技術

機翼折疊機構不僅要滿足高負載條件下的折疊功能，還要在對接鎖緊狀態(tài)下承受巨大的飛行載荷。由于固定翼和折疊翼對接部位進行了加強，剛度明顯增加，改變了機翼局部傳力路線，因此在理論分析的基礎上，必須進行詳盡的數(shù)值模擬計算，以確定對接部位的強度水平和對接結(jié)構剛度的改變對周圍結(jié)構的影響程度。但對接部位結(jié)構復雜性為數(shù)值仿真分析制造了較大困難，因此必須仔細研究對接結(jié)構的結(jié)構形式及傳力特點，建立符合實際情況的數(shù)值仿真模型，并在此基礎上開展仿真分析工作。

折疊機構的強度計算分析是艦載飛機強度設計中的關鍵，該部位在飛機飛行過程中承受翼面升力在折疊軸線處的彎矩、剪力和扭矩，在艦上停放和折疊過程中還要承受甲板風和折疊翼自重產(chǎn)生的載荷。

利用有限元數(shù)值仿真方法，按自由度等效和剛度等效的原則，選擇合適單元或單元的組合，模擬各對接構件；建立對接結(jié)構的局部細節(jié)有限元模型，見圖18，確保各單元或單元組之間的運動關系及傳力關系與實際結(jié)構一致。將細節(jié)有限元模型與全機有限元模型對接，形成帶有復雜對接結(jié)構特征的全機有限元模型，并以此有限元模型開展強度分析及試驗設計。

圖18 折疊結(jié)構有限元細節(jié)模型Fig.18 Detail finite element model of fold structure

折疊肋耳片和轉(zhuǎn)動銷、鎖緊銷載荷是用局部細節(jié)有限元模型來計算得到的。在細節(jié)有限元模型中，按照所有折疊肋耳片的真實位置建立耳片連接單元，固定翼和折疊翼耳片的連接使用梁單元，梁單元的屬性按照折疊銷和鎖緊銷的真實情況填寫。耳片和各自翼面的連接通過自行開發(fā)程序計算生成的連接單元，該單元可以實現(xiàn)和總體模型兩個節(jié)點連接的節(jié)點位移自動插值，而又不增加總體模型的弦向彎曲剛度和整個剖面的扭轉(zhuǎn)剛度，可以充分模擬折疊機構的傳載特性。有限元模型中的連接情況見圖19。

圖19 對接局部細節(jié)模型Fig.19 Detail model of docking zone

4.3 折疊翼面功能試驗載荷譜的編制技術

艦載機機翼折疊功能性疲勞試驗面臨兩個問題：一是飛機單側(cè)折疊翼上有掛點，根據(jù)作戰(zhàn)任務剖面不同選擇不同的掛彈組合，各種負載的組合使折疊翼折疊時，其載荷工況比較多，即折疊作動筒的輸出力情況比較多；其次是每次折疊時，作動筒輸出力較大，對相關結(jié)構造成較大的損傷，需要進行損傷的評定和低周疲勞設計。因此，需要根據(jù)飛機實際使用任務剖面及艦基、陸基使用比例，設計考核折疊機構的功能可靠性及低周疲勞性能的載荷譜。

飛機折疊翼折疊時，折疊機構需要克服折疊翼總重量對折疊轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生的力矩，從而實現(xiàn)折疊功能的實現(xiàn)。根據(jù)已經(jīng)開展的折疊機構受力分析和相關靜力試驗數(shù)據(jù)，飛機飛行載荷以及地面風載對折疊機構造成的損傷很小。因此可以認為外翼折疊載荷譜只與折疊翼總重有關，應當按照飛機典型使用任務比例所對應的折疊翼裝載情況編制折疊載荷譜。

艦載機外翼折疊載荷譜要與飛機實際使用情況相匹配，根據(jù)使用方式分為陸基訓練場使用和航母使用兩種方式，并確定好兩種使用方式的比例。

對于陸基使用情況，分為著陸后折疊和空中剖面訓練，空中剖面訓練還需考慮導彈已發(fā)射情況。

對于艦上使用，可分為起飛前和起飛后。起飛前折疊翼使用順序為折疊翼空載狀態(tài)出庫—折疊翼展平-加油，掛彈-起飛；著艦后折疊翼使用順序為拆彈-折疊-入庫。

圖20 機翼折疊一次載荷變化Fig.20 Load change of wing folding

5 著艦攔阻沖擊動力學分析與驗證

艦載機攔阻著艦瞬間，起落架沖擊載荷和攔阻鉤水平載荷共同作用下，飛機機體的整體響應問題，需要綜合考慮各種沖擊載荷及著艦姿態(tài)，由此計算艦載機機體結(jié)構所能承受的最大沖擊。為保證飛機在攔阻著艦沖擊載荷作用下的結(jié)構和系統(tǒng)使用安全，必須開展必要的仿真分析和試驗驗證工作。

5.1 艦載機全機攔阻著艦動力學仿真建模技術

對于艦載機全機著艦的動強度分析，前起落架、主起落架或攔阻鉤任意的單一動力學模型，均無法模擬整架飛機在攔阻著艦過程中各部件間的相互影響，必須進行全機的仿真建模與分析。

根據(jù)多體動力學理論，利用虛擬樣機分析技術，建立全機攔阻著艦動力學仿真模型，艦載機全機攔阻著艦仿真分析模型采用已經(jīng)校驗的前、主起落架落震仿真模型和機體的仿真模型裝配成攔阻著艦仿真模型，對多種全機攔阻著艦進行分析，前起落架艦面載荷見圖21，主起落架艦面載荷見圖22。

圖21 前起落架艦面載荷Fig.21 Load of nose landing gear

圖22 主起落架艦面載荷Fig.22 Load of main landing gear

采用全機攔阻著艦動力學仿真得到的結(jié)果與落震試驗、攔阻試飛測試結(jié)果對比，載荷曲線特征、峰值吻合性好。

5.2 艦載機全機結(jié)構攔阻著艦沖擊仿真分析技術

艦載機攔阻沖擊分析是典型沖擊過程，基于瞬態(tài)沖擊動力學的基本理論，應建立艦載機全機結(jié)構沖擊動力學模型，并針對艦載機在航母上著艦的過程，綜合考慮飛機攔阻鉤的沖擊載荷、起落架著艦的沖擊載荷對全機結(jié)構進行了沖擊響應分析。

可以考慮在全機靜力學模型的基礎上，根據(jù)動力學分析的需要，對起落架、攔阻鉤、攔阻索、發(fā)動機等結(jié)構進行補充建模，添加相關緩沖特性參數(shù)。通過設置材料彈塑性參數(shù)和作動筒變化曲線，并按著艦工況調(diào)整飛機姿態(tài)角，添加發(fā)動機推力，形成完整著艦狀態(tài)計算模型。攔阻鉤和攔阻索模型如圖23所示。

圖23 攔阻鉤和攔阻索計算模型Fig.23 Calculation model of arresting hook and arresting cable

經(jīng)計算分析，機身下壁板攔阻鉤安裝處最大應力點的動應力時域變化曲線如圖24所示，垂向過載變化曲線如圖25所示。

圖24 攔阻鉤安裝處最大應力點的動應力時域曲線Fig.24 Time-domain curve of maximum stress of location of arresting hook

圖25 攔阻鉤安裝處垂向過載變化曲線Fig.25 Vertical overload change curve at location of arresting hook

機翼中間掛架處加速度響應如圖26所示。通過進行艦載機全機結(jié)構沖擊動力學建模與仿真分析，建立了艦載機著艦沖擊仿真分析流程，完成了攔阻著艦的動強度設計。

圖26 機翼中部掛架水平方向和垂直方向加速度時域曲線Fig.26 Time-domain curves of horizontal and vertical acceleration of wing central pylon

5.3 攔阻著艦狀態(tài)起落架與攔阻鉤動載荷耦合分析技術

艦載機攔阻著艦時，同時受到起落架垂向過載與攔阻裝置的水平過載，為進一步評估攔阻沖擊載荷對起落架結(jié)構相關部位產(chǎn)生的動態(tài)沖擊效應，以及兩種載荷在機體結(jié)構中的相互影響，需要建立攔阻著艦狀態(tài)起落架與攔阻鉤動載荷耦合分析技術。

對于艦載機，引入飛機起落架與攔阻鉤載荷，全機力的平衡方程及力矩平衡方程為

(19)

(20)

式中：mf為飛機質(zhì)量；Ix、Iy、Iz分別為飛機繞x、y、z軸轉(zhuǎn)動慣量；vx、vy、vz分別為飛機x、y、z向線速度；ax、ay、az分別為飛機x向線加速度；ωx、ωy、ωz分別為飛機x、y、z向角速度；εx、εy、εz分別為飛機x、y、z向角加速度；Fx.NLG、Fy.NLG、Fz.NLG分別為飛機前起落架x、y、z向載荷；Fx.MLG、Fy.MLG、Fz.MLG分別為飛機主起落架x、y、z向載荷；Fx.AH、Fy.AH、Fz.AH分別為飛機攔阻鉤x、y、z向載荷；Fx.T為飛機x向發(fā)動機推力；Fx.D為飛機x向阻力；Fy.L為飛機y向升力；Mx.NLG、My.NLG、Mz.NLG分別為飛機前起落架x、y、z軸力矩；Mx.MLG、My.MLG、Mz.MLG分別為飛機主起落架x、y、z軸力矩；Mx.AH、My.AH、Mz.AH分別為飛機攔阻鉤x、y、z軸力矩；Mz.T、Mz.D、Mz.L分別為飛機發(fā)動機推力、飛機阻力、升力形成繞z軸力矩。

5.4 考慮自由飛行鉤住的艦載機前起落架強度設計方法

自由飛行鉤住是指飛機處于上仰姿態(tài)，且所有起落架尚未接觸甲板情況下的攔阻鉤鉤索[20]。此時，飛機有較大的俯仰角和較低的下沉速度。根據(jù)起落架和攔阻鉤幾何布局、飛機重心位置，攔阻力線可能處于飛機重心之下，因此產(chǎn)生顯著的低頭力矩，造成前起落架首先接觸甲板，飛機的低頭俯仰速率可以導致前起落架以很高的下沉速度觸地，即自由飛行鉤住情況是艦載機前起落架特有的情況，也是是一類容易被忽視的飛機使用情況。

并非所有的起落架離地狀態(tài)的攔套都能構成自由飛行鉤住情況，這與飛行員的復飛決策時機、是否有改平操作、飛機的俯仰角和下沉速度等因素有關。

下沉速度的概率密度函數(shù)為

(21)

考慮發(fā)生概率1/1 000時的正態(tài)分布標準偏差系數(shù)為3.09，則下沉速度的最大值和最小值為

(22)

自由飛行鉤住設計情況考慮的飛機重心處下沉速度即為VV·min。

飛機的下沉速度VV、俯仰角θP以及嚙合速度VE三參數(shù)滿足橢球體方程：

(23)

令實際的嚙合速度等于均值嚙合速度，飛機著艦的設計狀態(tài)就是俯仰角和下沉速度的函數(shù)，其平面橢圓包線如圖27所示。

圖27 平面橢圓包線Fig.27 Plane elliptic envelope

研究發(fā)現(xiàn)，某型飛機重心處著艦下沉速度為0.5 m/s時，在自由飛行鉤住情況，由于整機急劇俯仰誘導產(chǎn)生的前起落架下沉速度可以達到8～9 m/s。可見，對于艦載機而言，不能像陸基飛機那樣將前起落架下沉速度簡單地取為與飛機重心處下沉速度相同。

在整個自由飛行鉤住攔阻過程中，當攔阻力已經(jīng)建立1/3最大值(此時繩索的3重彎折波已衰減)，直至最大值，在此區(qū)間的攔阻力線應該在由重心之上迅速轉(zhuǎn)向重心之下，見圖28。其中，重心至攔阻力線的距離c是十分重要的設計控制參數(shù)，設計階段應當遵守的準則是：三點姿態(tài)攔阻滑跑，當攔阻力線在重心之上時，不應導致前輪載荷為0；當攔阻力線在重心之下時，不應導致前起落架過載增加2.0。

圖28 自由飛行勾住攔阻示意圖Fig.28 Schematic diagram of free flight hook

顯然，利用全機落震試驗來模擬自由飛行鉤住情況是最佳解決之道。這種方法避免了設計者采用各種假設條件來計算前起落架的當量質(zhì)量和下沉速度，只需按試驗規(guī)范考慮全機姿態(tài)、重心位置、重量分布、下沉速度即可。尤為重要的是，通過全機落震試驗的測量結(jié)果，可以幫助設計者建立和完善艦載機自由飛行鉤住情況的動力學/運動學計算理論，評估和校驗初步設計階段給出的前起落架當量質(zhì)量和下沉速度計算方法的合理性。

6 折疊機翼非線性顫振分析與模型試驗驗證

采用折疊翼形式的艦載機機翼，由于折疊機構存在安裝間隙，外翼部分存在剛度連接的非線性特征。針對結(jié)構的非線性，本文建立了求解折疊翼非線性顫振分析方法，同時在低速顫振風洞模型中進行試驗驗證。利用虛擬質(zhì)量法建立非線性結(jié)構有限元仿真模型，在時域內(nèi)求解分段結(jié)構顫振方程。針對折疊機構，在低速風洞模型通過彈簧片形式模擬折疊機構當量非線性剛度，通過風洞試驗得到連接當量剛度對顫振速度的影響。

6.1 采用虛擬質(zhì)量法的折疊翼顫振響應分析技術

通過虛擬質(zhì)量法，在折疊翼部分施加大質(zhì)量(僅具有轉(zhuǎn)動慣量)，使得線性解中包含自由轉(zhuǎn)動項，從而保證顫振分析中能夠模擬自有間隙段的結(jié)構運動形式，使顫振方程具有完整性，繼而施加突風激勵，通過求解動響應方程，得到折疊翼的全部動響應曲線。

典型折疊翼結(jié)構如圖29所示，在內(nèi)、外翼間建立彈簧元，彈簧元通過剛性元與內(nèi)、外翼連接，連接單元形式見圖30。

圖29 折疊翼結(jié)構圖Fig.29 Fold wing structure

圖30 折疊翼內(nèi)外翼的連接Fig.30 Connections between inner and outer wing

虛擬質(zhì)量法給出了間隙非線性顫振的分段求解方法，首先對無預載的折疊翼間隙非線性模型進行分析，然后對帶預載的間隙非線性模型進行分析。圖31分別為有/無預載情況下載荷-位移圖。

圖31 典型折疊翼自由間隙及預載間隙模型載荷位移圖Fig.31 Load displacement diagram of typical folding wing with free clearance and preload clearance

機翼整體氣動彈性方程：

(24)

考慮間隙非線性后，存在自由間隙與帶預載間隙兩種情況，方程為

(25)

通過計算可以得到折疊翼結(jié)構動響應分析結(jié)果。圖32為自由間隙(±0.65°)時不同風速下模型翼尖點的撓度響應。經(jīng)過初始擾動后在低風速下呈現(xiàn)衰減現(xiàn)象，隨后進入極限環(huán)狀態(tài)，最后隨著風速的增加，模型達到發(fā)散的狀態(tài)。

圖32 自由間隙下機翼動響應曲線Fig.32 Dynamic response of wing with free clearance

6.2 低速顫振模型中折疊機構的物理模擬

折疊翼當量連接剛度和折疊機構間隙對翼面顫振特性均存在影響，通過敏度分析，折疊翼當量連接剛度對顫振速度的影響見圖33，數(shù)據(jù)結(jié)果顯示折疊翼當量連接剛度對翼面的顫振特性不敏感。

圖33 折疊翼當量連接剛度對顫振速度的影響Fig.33 Effect of equivalent connection stiffness of folding wing on flutter speed

采用試驗驗證的方式，對上述結(jié)論進行試驗驗證，對折疊翼進行了低速顫振試驗，通過試驗結(jié)果分析，折疊翼當量連接剛度的變化對顫振速度影響不明顯，這一規(guī)律與顫振計算所得規(guī)律吻合。

7 全尺寸結(jié)構功能試驗設計與驗證

全尺寸靜力試驗是對強度設計方法及設計流程的驗證，艦載機全尺寸靜力試驗需圍繞艦載機特性開展靜力試驗，從而完善試驗驗證體系，形成基于艦載機特征結(jié)構及特征載荷的強度試驗設計方法。

7.1 運動機構細節(jié)應變測量與應力反演技術

艦載機翼面折疊系統(tǒng)與一般的飛機功能結(jié)構的顯著區(qū)別在于，由于折疊翼的高承載設計要求，在使用中將產(chǎn)生較大的交變載荷，可能引起低周疲勞問題，必須在設計之初加以考慮。

在艦載機翼折疊的過程中，機構承受的載荷隨時間的變化而變化，但細節(jié)應變-時間歷程的測量存在以下兩點困難：一是疲勞關鍵部位及其應力水平的確定；二是折疊過程中載荷的峰值作用時間較短，常規(guī)靜態(tài)測量設備難以捕捉。本文采用應力反演技術和動態(tài)測量技術解決了上述難題。

外翼折疊機構運動過程中，結(jié)構關鍵受載部位的受力狀態(tài)隨著折翻角度的變化而變化，是一個從開始折疊到折疊完成的動態(tài)受載過程。通過建立運動機構的多體動力學模型，運用運動模擬及力學簡化等手段，得到運動過程中載荷的主要傳遞方式，結(jié)合結(jié)構細節(jié)幾何特征，確定折疊機構某鎖緊銷為薄弱部位。

針對結(jié)構薄弱部位建立細節(jié)有限元模型，細節(jié)有限元模型如圖34所示。典型工況應變云圖見圖35～圖37，通過應力云圖確定鎖緊銷開孔圓角根部為疲勞關鍵部位。

圖34 細節(jié)有限元模型Fig.34 Detail finite element model

根據(jù)圖35～圖37，選出疲勞關鍵部位，但需通過試驗確定仿真計算的精度。但是應力最高點位于結(jié)構圓角根部，難于測量。

圖35 開鎖瞬間計算結(jié)果Fig.35 Result of unlocked moments

圖36 折疊翼開始收上時計算結(jié)果Fig.36 Result of folded wing when starting winding

圖37 折疊翼位于收上位置時的計算結(jié)果Fig.37 Result of folding wing at retracting position

按照易于實施、機械運動中不易損壞的原則，選擇關鍵部位附近位置進行貼片，進行數(shù)據(jù)測量。由于折疊過程中載荷的峰值作用時間較短，在試驗過程中利用高頻采集設備測量運動全程的應變規(guī)律，得到了相應的應變-時間曲線。

根據(jù)有限元結(jié)果及測量結(jié)果，對結(jié)構細節(jié)應變水平進行修正和評估，得到疲勞關鍵部位的實際應變情況；根據(jù)力學本構關系及已經(jīng)建立的折疊載荷、時間和應力對應關系，得到結(jié)構細節(jié)的真實應力譜，見圖38。修正后的鎖緊銷薄弱部位實際應變譜見圖39，代表一個折疊-展平循環(huán)。

圖38 反演得到的鎖緊銷應變譜Fig.38 Locking pin strain spectrum obtained from inversion

7.2 折疊翼面靜力/功能一體化綜合試驗設計技術

折疊翼的特點是既要滿足功能性需求，又要能夠承受較大載荷。因此折疊翼面的強度試驗，須同時驗證以下兩個問題：一是驗證折疊機構的剛度及強度設計；二是驗證折疊機構的功能可靠性。

采用模態(tài)試驗、系統(tǒng)功能試驗和靜力試驗相結(jié)合的綜合試驗概念，按照模態(tài)試驗—系統(tǒng)功能試驗和靜力試驗穿插—模態(tài)試驗的順序設計試驗，并對結(jié)構關鍵部位進行動態(tài)測量，成功完成了折疊翼面靜力/功能一體化綜合試驗，并將試驗結(jié)論作為折疊系統(tǒng)改進和后續(xù)全機疲勞試驗的設計依據(jù)。

折疊翼功能試驗用于驗證翼面折疊參數(shù)指標實現(xiàn)情況和結(jié)構/機構/系統(tǒng)之間的適應性，得到折疊機構磨損情況及其對振動特性的影響。通過模態(tài)試驗對作變力檢查，考查折疊機構是否存在間隙。靜力試驗驗證結(jié)構在設計載荷情況下的傳力路線及應力分布情況。

通過折疊翼功能試驗，驗證了折疊參數(shù)指標實現(xiàn)情況和結(jié)構/機構/系統(tǒng)之間的適應性，得到了折疊機構磨損情況及其對振動特性的影響；通過頻率檢查試驗，對機翼作變力檢查，考查折疊機構是否存在間隙。驗證了折疊、定位系統(tǒng)與折疊機構之間的適應性，折疊、定位系統(tǒng)與結(jié)構之間的適應性，折疊機構與結(jié)構之間的適應性。

7.3 考慮著艦載荷的全機靜力試驗設計技術

在陸基飛機的機身受載狀態(tài)，最嚴重的載荷狀態(tài)通常出現(xiàn)在各飛行狀態(tài)，而著陸情況只是作為起落架及支持結(jié)構局部強度設計情況。對于艦載飛機而言，著艦狀態(tài)法向載荷較大。需將著艦載荷情況作為全機設計狀態(tài)之一，與飛行狀態(tài)一并來進行機體結(jié)構總體強度分析和試驗驗證。

對所有載荷情況進行評估。分別繪制飛機在全機載荷和起落架載荷作用下沿航向和展向的剪力、彎矩圖(圖40)，對比兩種載荷狀態(tài)在機體結(jié)構的整體內(nèi)力，如果起落架載荷引起的最大內(nèi)力大于全機載荷引起的最大內(nèi)力，則將起落架載荷作為全機靜力試驗的一種載荷情況。

圖40 飛機內(nèi)力圖Fig.40 Internal force of aircraft

8 結(jié) 論

艦載機的強度設計技術是實現(xiàn)我軍主力戰(zhàn)機從陸地到海洋重要跨越的重要一環(huán)，是關乎艦載機項目成敗的核心技術之一。本文圍繞艦載機“特征結(jié)構”和“特征載荷”，闡述了先進艦載機強度設計技術的發(fā)展與設計實踐。

面對未來艦載戰(zhàn)斗機越來越嚴峻的設計挑戰(zhàn)，全機動力學試驗驗證技術、基于全生命周期的數(shù)字仿真的精細化仿真技術和基于復雜海洋環(huán)境的壽命設計技術等學術和工程技術設計難題將被進一步研究，為增強中國艦載機研發(fā)實力、持續(xù)提升海軍航母編隊裝備水平和戰(zhàn)斗力提供重要技術保障。