一种弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于飞机起落架强度设计领域，具体涉及一种弹射起飞的飞机起落架载荷 仿真方法。
【背景技术】
[0002] 弹射技术是一种直线推进技术，适宜于短行程发射大载荷的设备，在军事、民用和 工业领域具有广泛应用前景。关于航母舰载机的起飞技术目前主要包括滑跑起飞、液压弹 射起飞、蒸气弹射起飞以及电磁弹射（简称EMLS)起飞技术，航舰起飞的模式是指，让一架 传统方式起降的飞机在较短的滑行距离（约100公尺）下顺利起飞，必然需要一种辅助工 具，即为弹射起飞。因此，就受载模式而言，它既不同于飞机常规陆基起飞情况，也与飞机斜 板滑跃起飞大相径庭。弹射起飞时，在前起落架上作用有牵制载荷、拉紧载荷、释放载荷、弹 射牵引载荷和突伸载荷等全新、多工况的复杂动载荷。在进行飞机设计时，需要对飞机弹射 起飞的整个过程进行仿真分析，全面模拟舰载机弹射起飞时的起落架受载情况，据此进行 起落架设计，方可保证设计的全面性和准确性。
[0003] 如申请号201410374444. 1提出的一种飞机斜板滑跃起飞的起落架载荷仿真方 法，据斜板滑跃起飞全机受力计算模型，利用牛顿定律建立了斜板滑跃起飞动力学模型； 第二，根据某平台特征，构造了斜板滑跃起飞平台函数；第三，根据斜板滑跑飞机特点， 确定了斜板滑跃起飞的动力学求解流程，建立斜板滑跃起飞仿真分析模型。再如申请号 201410154045. 4提出的一种全尺寸飞机着陆撞击的起落架载荷仿真方法，根据飞机着陆 各部分的运动特点，将飞机简化为刚体，取飞机力学模型各个不同的分离体即机身、主起 落架、前起落架，建立全尺寸飞机着陆撞击的动力学方程；第二，利用在CATIA中建立的起 落架缓冲支柱部件的三维模型，通过对起落架分析模型的简化和约束，将三维模型导入到 ADAMS中，采用常规仿真分析方法对起落架单个子系统模型进行校验；第三，使用已经校验 起落架单个子系统模型和机体的仿真模型装配成全尺寸飞机着陆撞击仿真模型；第四，根 据全机联调得到的全尺寸飞机仿真分析模型进行全尺寸飞机着陆撞击仿真分析，将仿真结 果与单个起落架相应姿态的计算结果进行对比，对全尺寸飞机仿真模型进行修正。显然，上 述起落架的动力学模型的构建没有弹射辅助工具的影响，因此，飞机前起落架（也就是弹 射起飞的主作用点）的分析存在局限性，在进行飞机弹射起飞情况起落架载荷仿真时，无 法继续沿用旧有的陆基飞机常规起飞滑跑情况的算法，必须建立一套新的仿真模型和计算 方法模拟起落架的动态变化过程，同时，还需要考虑飞机机体的动态响应过程。对于飞机弹 射起飞的起落架载荷仿真方法的前提是，需要自主开发一套适用于弹射起飞的起落架载荷 分析方法。
【发明内容】
[0004] 为了解决上述问题，本发明提出了一种弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法，通 过对弹射起飞的飞起前起落架载荷进行受力分析，并结合现有路基起飞模式下主起落架的 载荷受力情况，构建全新的全机动力学模型，从而对飞机起落架载荷进行仿真。
[0005] 本发明弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法主要包括：
[0006] 对弹射起飞的飞机进行整机的受力分析，并利用牛顿定律建立整机的力学平衡方 程；
[0007] 对弹射起飞的飞机的前起落架进行受力分析，并利用牛顿定律建立前起落架的力 学平衡方程；
[0008] 对弹射起飞的飞机的主起落架进行受力分析，并利用牛顿定律建立主起落架的力 学平衡方程；
[0009] 根据前起落架力学平衡方程构建前起落架仿真分析模型，根据主起落架力学平衡 方程构建主起落架仿真分析模型，并对所述前起落架仿真分析模型以及主起落架仿真分析 模型进行校验；
[0010] 根据所述校验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机力学 平衡方程构建整机动力学仿真分析模型；
[0011] 根据在实际弹射起飞时的飞机试验重心数据以及前主起落架载荷曲线，对所述整 机动力学仿真分析模型进行修正，据此修正后的模型即为可用于飞机弹射起飞的载荷仿真 的模型。
[0012] 优选的是，所述建立整机的力学平衡方程包括飞机整机在水平方向受到的合力为 零以及飞机整机在竖直方向上受到的合力为零。
[0013] 在上述方案中优选的是，所述建立整机的力学平衡方程的前一步包括将飞机起落 架支柱缓冲器和机轮轮胎视为二自由度的质量以及有阻尼的振动系统进行受力分析。
[0014] 在上述方案中优选的是，所述建立前起落架的力学平衡方程包括建立前起落架上 着陆动力学的平衡方程以及起落架缓冲器内部力的平衡方程
[0015] 在上述方案中优选的是，述建立前起落架的力学平衡方程的前一步包括将所述前 起落架作为空气弹簧与油液阻尼器的组合进行受力分析。
[0016] 在上述方案中优选的是，所述建立整机的力学平衡方程包括，
[0017]
[0018] 式中，M为飞机质量，T为牵制力，L为气动升力，P为发动机推力，D为气动阻力， N为轮胎垂直反力，nx为飞机航向加速度，三角函数cos与sin分别为发动机推力/牵制力 在X轴与y轴的分力。
[0019] 在上述方案中优选的是，所述建立前起落架的力学平衡方程包括，
[0020]
[0021] 其初始条件为：
[0022] y:i = y2 = 〇 > I = > 2 = ο，.
[0023] 并满足约束条件：
[0024] Yry2^ S 〇,
[0025] 式中，Hi1为弹性支撑质量，m2为非弹性支撑质量， yi弹性支撑质量位移，72为非弹性 支撑质量位移，h弹性支撑质量运动速度，为非弹性支撑质量运动速度，兔为弹性支撑 质量运动加速度，Λ为非弹性支撑质量运动加速度，S。为全伸长时缓冲支柱的最大形成， Fa为缓冲器空气弹簧力，FhS油液阻尼力，F f为内部摩擦力，F t为轮胎反力，L为飞机升力。
[0026] 采用以上方案的有益效果：这种技术方法解决了飞机弹射起飞时的起落架载荷设 计分析问题，保证了舰载机在航母平台和陆基训练场的试飞验证。并可应用于先进的电磁 弹射舰载机的研制，具有重要的军事意义与显著的经济价值，对后续舰载机的强度设计工 作均具有指导意义，应用前景广阔。
【附图说明】
[0027] 图1为本发明弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法的一优选实施例的整机受力 分析示意图。
[0028] 图2为本发明弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法的一优选实施例的前起落架 受力分析示意图。
[0029] 图3为本发明弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法的一优选实施例的全机模型 结构示意图
【具体实施方式】
[0030] 为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中 的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类 似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明 一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用 于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人 员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下 面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0031] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"前"、"后"、"左"、 "右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底" "内"、"外"等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方 位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元 件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的 限制。
[0032] 本发明弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法首先通过对整机、前起落架、主起落 架的受力分析，进而构建各部分的仿真分析模型，最后对其进行校验与修正，从而完成了弹 射起飞的飞机起落架载荷仿真的构建过程，其主要包括以下几个步骤：
[0033] 对弹射起飞的飞机进行整机的受力分析，并利用牛顿定律建立整机的力学平衡方 程；
[0034] 对弹射起飞的飞机的前起落架进行受力分析，并利用牛顿定律建立前起落架的力 学平衡方程；
[0035] 对弹射起飞的飞机的主起落架进行受力分析，并利用牛顿定律建立主起落架的力 学平衡方程；
[0036] 根据前起落架力学平衡方程构建前起落架仿真分析模型，根据主起落架力学平衡 方程构建主起落架仿真分析模型，并对所述前起落架仿真分析模型以及主起落架仿真分析 模型进行校验；
[0037] 根据所述校验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机力学 平衡方程构建整机动力学仿真分析模型；
[0038] 根据在实际弹射起飞时的飞机试验重心数据以及前主起落架载荷曲线，对所述整 机动力学仿真分析模型进行修正，据此修正后的模型即为可用于飞机弹射起飞的载荷仿真 的模型。
[0039] 本发明首先进行了全机受力分析，如图1所示，飞机处于三点姿态，所述三点