艦載直升機(jī)著艦碰撞建模方法

李友毅, 張志春, 熊　壯, 肖景新, 李國輝

(空軍航空大學(xué)軍事仿真技術(shù)研究所, 吉林 長春 130022)

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艦載直升機(jī)著艦碰撞建模方法

李友毅, 張志春, 熊壯, 肖景新, 李國輝

(空軍航空大學(xué)軍事仿真技術(shù)研究所, 吉林 長春 130022)

摘要：逼真的艦載直升機(jī)著艦仿真應(yīng)對著艦過程中機(jī)艦碰撞給出精確建模。著艦過程中直升機(jī)何時(shí)與艦船碰撞及碰撞后產(chǎn)生的力是建模難點(diǎn)。針對這一問題提出了一種著艦碰撞建模方法。該方法中起落架被簡化為彈簧阻尼筒結(jié)構(gòu),機(jī)艦碰撞時(shí)的力與起落架壓縮量、機(jī)艦相對速度有關(guān)。通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換,依據(jù)起落架在船體坐標(biāo)系下坐標(biāo)判斷機(jī)艦是否碰撞,并且計(jì)算起落架壓縮量大小。依據(jù)艦船速度在機(jī)體系下投影計(jì)算機(jī)艦相對速度。最后開發(fā)了直升機(jī)、艦船仿真模型對該方法做了驗(yàn)證。驗(yàn)證結(jié)果表明:該方法能夠?qū)崟r(shí)計(jì)算出直升機(jī)與艦船碰撞時(shí)直升機(jī)起落架所受力,直升機(jī)與艦船能夠協(xié)調(diào)一致運(yùn)動(dòng),可以滿足機(jī)艦仿真需求。

關(guān)鍵詞：艦載直升機(jī); 著艦碰撞; 坐標(biāo)轉(zhuǎn)換; 起落架模型; 仿真驗(yàn)證

0引言

艦載直升機(jī)以艦船為平臺(tái),主要飛行在波濤洶涌、氣象條件復(fù)雜的海洋上,其著艦與著陸有很大區(qū)別[1]。艦船甲板除總體尺寸小外還要隨風(fēng)浪進(jìn)行不規(guī)則搖擺運(yùn)動(dòng),再加上艦船建筑物對飛行甲板附近區(qū)域氣流有強(qiáng)烈擾動(dòng)作用,因此艦載直升機(jī)著艦是復(fù)雜而危險(xiǎn)的。其過程為[2]:直升機(jī)飛至艦船甲板側(cè)后方對準(zhǔn)懸停點(diǎn)并與艦船保持同步運(yùn)動(dòng),駕駛員觀察艦船運(yùn)動(dòng)情況判斷搖擺周期,接近平穩(wěn)時(shí),迅速操縱直升機(jī)移動(dòng)到懸停點(diǎn)并進(jìn)行垂直下降著艦。此時(shí),直升機(jī)與艦船甲板發(fā)生撞擊,并在甲板支撐力、摩擦力作用下最終與艦船協(xié)調(diào)一致運(yùn)動(dòng)。要進(jìn)行著艦仿真,關(guān)鍵是對直升機(jī)著艦碰撞過程建模。直升機(jī)著艦碰撞建模主要的技術(shù)難點(diǎn)有[3]:判斷直升機(jī)起落架與與艦船甲板的相對位置關(guān)系(兩個(gè)對象同為六自由度運(yùn)動(dòng)剛體),直升機(jī)與甲板碰撞時(shí)起落架受力建模。

本文以某型直升機(jī)模擬器為研究對象,在該型模擬器中提出一種著艦碰撞建模方法。該方法在地心坐標(biāo)系下建立直升機(jī)、艦船兩個(gè)六自由度剛體數(shù)學(xué)模型,用高度、經(jīng)度、緯度3個(gè)量描述相應(yīng)剛體位置。在判斷直升機(jī)與艦船甲板是否碰撞時(shí),把起落架在機(jī)體坐標(biāo)系下坐標(biāo)轉(zhuǎn)換到艦船船體坐標(biāo)系下,在船體坐標(biāo)系下判斷直升機(jī)起落架是否受到壓縮、壓縮量大小。計(jì)算直升機(jī)與艦船碰撞所產(chǎn)生的支撐力時(shí),把起落架抽象為彈簧阻尼筒結(jié)構(gòu)[4],該力的大小與直升機(jī)相對艦船甲板下降速度及起落架壓縮量有關(guān)。在計(jì)算直升機(jī)相對艦船甲板速度時(shí),把艦船速度投影到直升機(jī)機(jī)體軸系上,在直升機(jī)機(jī)體系下計(jì)算直升機(jī)所受力、力矩。該方法已成功應(yīng)用于某型直升機(jī)飛行仿真系統(tǒng)中。

1坐標(biāo)轉(zhuǎn)換模型

1.1坐標(biāo)系定義

為方便建立直升機(jī)、艦船仿真模型,描述兩個(gè)六自由度剛體的位置關(guān)系,本文所涉及到的坐標(biāo)系有:地心坐標(biāo)系、牽連坐標(biāo)系、機(jī)體坐標(biāo)系、船體坐標(biāo)系。各坐標(biāo)系的定義如下[5]:

1.1.1地心坐標(biāo)系

地心坐標(biāo)系(oxcyczc)原點(diǎn)位于地心,與地球一起旋轉(zhuǎn)。oyc在赤道平面內(nèi)通過λ=0的子午線,ozc在赤道平面內(nèi)通過東經(jīng)λ=90°子午線,oxc垂直于赤道平面指向北極。

1.1.2牽連地面坐標(biāo)系

牽連地面坐標(biāo)系(oxdydzd)原點(diǎn)位于運(yùn)動(dòng)剛體質(zhì)心。平面oxdzd為當(dāng)?shù)厮矫?oxd指向正北方,ozd指向東方,oyd沿當(dāng)?shù)劂U垂線指向上方。根據(jù)此定義該坐標(biāo)系可稱為“北-上-東”坐標(biāo)系。由于地球是球體,所以當(dāng)運(yùn)動(dòng)剛體運(yùn)動(dòng)時(shí),該坐標(biāo)系的原點(diǎn)與指向都是變化的,運(yùn)動(dòng)剛體位置用牽連坐標(biāo)系相對地心坐標(biāo)系經(jīng)度λ、緯度φ、距地面高度h表示，如圖1所示。

圖1　牽連地面坐標(biāo)系與地心坐標(biāo)系

1.1.3機(jī)體坐標(biāo)系

機(jī)體坐標(biāo)系(oxhyhzh)原點(diǎn)位于飛行器質(zhì)心,oxh沿飛機(jī)縱軸指向前方,oyh在飛機(jī)對稱面內(nèi)垂直于oxh指向上方,ozh垂直于飛機(jī)對稱面指向右方。

1.1.4船體坐標(biāo)系

船體坐標(biāo)系[6](oxsyszs)原點(diǎn)位于船體重心,oxs指向船艏方向,oys在船體對稱面內(nèi)垂直于oxs指向上, ozs垂直于xsys平面指向右。

1.2起落架坐標(biāo)轉(zhuǎn)換

起落架坐標(biāo)轉(zhuǎn)換目的是把直升機(jī)起落架坐標(biāo)轉(zhuǎn)換到船體坐標(biāo)系下,在船體坐標(biāo)系下可以不考慮艦船運(yùn)動(dòng),直接利用起落架在船體系下坐標(biāo)判斷直升機(jī)是否著艦,并計(jì)算起落架壓縮量大小。該轉(zhuǎn)化包含:機(jī)體坐標(biāo)系→機(jī)體牽連地面坐標(biāo)系、機(jī)體牽連地面坐標(biāo)系→地心坐標(biāo)系、地心坐標(biāo)系→船體牽連地面坐標(biāo)系、船體牽連地面坐標(biāo)系→船體坐標(biāo)系4個(gè)轉(zhuǎn)換矩陣計(jì)算單元。涉及前、左后、右后3個(gè)起落架[7]。

1.2.1起落架在機(jī)體牽連地面坐標(biāo)系下坐標(biāo)

(1)

1.2.2起落架在地心坐標(biāo)系下坐標(biāo)

計(jì)算起落架在地心坐標(biāo)系下坐標(biāo)時(shí),輸入變量為直升機(jī)經(jīng)緯度(λh,φh)、地球半徑R、直升機(jī)質(zhì)心距地球面高度h、3個(gè)起落架在牽連地面坐標(biāo)系下坐標(biāo)(xhd,yhd,zhd)。輸出變量為3個(gè)起落架在地心坐標(biāo)系下坐標(biāo)(xc,yc,zc)。根據(jù)坐標(biāo)變換矩陣可實(shí)時(shí)得到直升機(jī)3個(gè)機(jī)輪在地心坐標(biāo)系下的坐標(biāo)。其中,B11～B33為坐標(biāo)變換矩陣元素。

(2)

1.2.3起落架在船體牽連地面坐標(biāo)系下坐標(biāo)

計(jì)算起落架在船體牽連地面坐標(biāo)系下坐標(biāo)時(shí),輸入數(shù)據(jù)為艦船經(jīng)緯度(λs,φs)、地球半徑R、艦船重心高度hs、起落架在地心坐標(biāo)系下坐標(biāo)(xc,yc,zc),根據(jù)坐標(biāo)變換矩陣可實(shí)時(shí)得到直升機(jī)3個(gè)機(jī)輪在船體牽連地面坐標(biāo)系下的坐標(biāo)(xsd,ysd,zsd)。其中,C11～C33為坐標(biāo)變換矩陣元素。

(3)

1.2.4起落架在船體坐標(biāo)系下坐標(biāo)

(4)

1.3艦船速度轉(zhuǎn)換

速度轉(zhuǎn)換目的是把艦船速度轉(zhuǎn)換到直升機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系下。在機(jī)體坐標(biāo)系下計(jì)算直升機(jī)與艦船相對速度,從而計(jì)算直升機(jī)所受艦船的作用力、力矩。該轉(zhuǎn)化包含:船體坐標(biāo)系→船體牽連地面坐標(biāo)系、船體牽連地面坐標(biāo)系→地心坐標(biāo)系、地心坐標(biāo)系→機(jī)體牽連地面坐標(biāo)系、機(jī)體牽連地面坐標(biāo)系→機(jī)體坐標(biāo)系4個(gè)轉(zhuǎn)換矩陣計(jì)算單元。由此可見,艦船速度轉(zhuǎn)換與起落架坐標(biāo)轉(zhuǎn)換互為逆變換。涉及轉(zhuǎn)換的變量包括:艦船質(zhì)心速度沿船體坐標(biāo)系各軸分量(vxst,vyst,vzst)由1.2節(jié)中的轉(zhuǎn)換矩陣可以直接得到艦船速度在機(jī)體坐標(biāo)系上的分量

(5)

2著艦力學(xué)模型

對直升機(jī)著艦碰撞過程進(jìn)行建模,關(guān)鍵是對直升機(jī)著艦時(shí)所受艦船甲板作用力、力矩進(jìn)行建模[8]。直升機(jī)著艦所受力有支撐力(沿機(jī)體oy軸方向)、縱向摩擦力(沿機(jī)體ox軸方向)、側(cè)向摩擦力(沿機(jī)體oz軸方向)。其中,支撐力是另外兩個(gè)力的計(jì)算基礎(chǔ)[9]。

2.1支撐力模型

當(dāng)直升機(jī)機(jī)輪與艦船甲板碰撞時(shí),甲板會(huì)對直升機(jī)起落架壓縮從而產(chǎn)生支撐力。支撐力在直升機(jī)上作用點(diǎn)為起落架與機(jī)身連接點(diǎn),而作用方向沿機(jī)體坐標(biāo)系oy軸向上。由于艦載直升機(jī)著艦時(shí)每個(gè)機(jī)輪與艦船碰撞是隨機(jī)的,所以要對每一起落架受力情況進(jìn)行建模。忽略機(jī)輪形變,將起落架簡化成如圖2所示的彈簧阻尼筒形式,機(jī)艦碰撞的線性運(yùn)動(dòng)方程為

(6)

式中,mh為直升機(jī)機(jī)體質(zhì)量;yh，ys分別為直升機(jī)、艦船甲板位移。

圖2　起落架與艦船碰撞簡化模型

由系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)方程可得起落架支撐力是壓縮行程和壓縮量速度的函數(shù),而壓縮行程Δh可以根據(jù)直升機(jī)起落架離艦面高度、初始長度等幾何參數(shù)計(jì)算得到。根據(jù)起落架坐標(biāo)變換可得到直升機(jī)3個(gè)機(jī)輪在船體坐標(biāo)系下的坐標(biāo)(xst,yst,zst)。Δh=hb-yst,hb為艦船甲板距艦船質(zhì)心距離。壓縮量速度由直升機(jī)降落速度與甲板運(yùn)動(dòng)速度計(jì)算得到。直升機(jī)質(zhì)心速度分量vyt,角速度沿機(jī)體軸的分量(ωx、ωy、ωz),艦船垂直運(yùn)動(dòng)速度在機(jī)體系oy軸上投影vysht,前輪和左右主輪的著艦速度如式(7)所示:

(7)

式中,(xtf,xtr,xtl)分別為前、左、右起落架在機(jī)體坐標(biāo)系x軸坐標(biāo)；(ztr,ztl)分別為左、右起落架在機(jī)體坐標(biāo)系z軸坐標(biāo)。

2.2摩擦力模型

直升機(jī)著艦時(shí)作用在機(jī)輪上摩擦力有兩個(gè):一是沿機(jī)體軸ox反方向摩擦力Fx,該力阻礙直升機(jī)運(yùn)動(dòng);另一個(gè)是垂直于直升機(jī)縱向?qū)ΨQ面的摩擦分力Fz,該力平衡側(cè)向運(yùn)動(dòng)。由于直升機(jī)著艦前輪處于中立鎖住狀態(tài),各機(jī)輪方向不會(huì)偏轉(zhuǎn)。所以可以認(rèn)為所受摩擦力Fx、Fz與機(jī)體軸ox、oz平行,受力分析如圖3所示。

圖3　機(jī)輪所受摩擦力

摩擦力Fx,Fz又分為靜摩擦與動(dòng)摩擦,其分界依據(jù)為機(jī)輪相對艦面運(yùn)動(dòng)速度。前、左、右機(jī)輪相對艦面滑行速度可以根據(jù)直升機(jī)質(zhì)心速度分量vxt,vzt,角速度沿機(jī)體軸的分量(ωx,ωy,ωz)、艦船水平運(yùn)動(dòng)速度在機(jī)體系ox軸投影vxsht,艦船水平運(yùn)動(dòng)速度在機(jī)體系oz軸上投影vzsht計(jì)算得到。沿機(jī)體系ox軸相對速度為

(8)

沿機(jī)體系oz軸相對速度為

(9)

機(jī)輪沿機(jī)體系ox軸、oz軸摩擦力計(jì)算模型一致,如下所示:

(10)

式中,vlim為判斷機(jī)輪運(yùn)動(dòng)靜止的邊界速度,當(dāng)機(jī)輪運(yùn)動(dòng)速度大于邊界速度時(shí),此時(shí)機(jī)輪所受摩擦力為動(dòng)摩擦,摩擦力大小等于機(jī)輪所受支撐力FN和動(dòng)摩擦系數(shù)kf的積,方向與機(jī)輪運(yùn)動(dòng)方向相反。當(dāng)機(jī)輪運(yùn)動(dòng)速度小于邊界速度,此時(shí)認(rèn)為機(jī)輪所受為靜摩擦,大小等于靜摩擦系數(shù)k與機(jī)輪所受支撐力FN乘積。

2.3力矩模型

建立了起落架著艦支撐力、摩擦力計(jì)算模型。又根據(jù)各機(jī)輪在機(jī)體系下的坐標(biāo)及起落架離艦面距離可得到機(jī)輪受艦面作用力對機(jī)體產(chǎn)生的力矩,依據(jù)力矩的定義可得

(11)

式中,hb為艦船甲板距艦船質(zhì)心高度。

3仿真驗(yàn)證

直升機(jī)著艦最顯著的特點(diǎn)就是垂直起落,在著艦試驗(yàn)過程中重點(diǎn)測試垂直著艦性能。首先利用C++語言實(shí)現(xiàn)直升機(jī)各部件力、力矩解算模型[10-14],六自由度方程解算模型。把起落架支撐力、摩擦力及力矩模型加入到直升機(jī)六自由度方程中[15]。其次,開發(fā)艦船六自由度仿真模型作為直升機(jī)模型降落平臺(tái)。測試直升機(jī)能否平穩(wěn)降落到該艦船上,是否能夠最終與艦船協(xié)調(diào)一致運(yùn)動(dòng)。從而驗(yàn)證該著艦仿真方法的有效性。

在具體實(shí)施過程中,初始化艦船甲板距艦船重心高度hb=3.4 m,距重心水平距離lb=53 m;直升機(jī)起落架在機(jī)體系y軸下坐標(biāo)yht=-1.0?？紤]到艦船的縱搖、橫搖、升沉對著艦性能影響最大,論文主要針對上述3種情況進(jìn)行直升機(jī)著艦仿真驗(yàn)證,具體仿真工況見表1。

表1　著艦仿真工況

圖4　工況1仿真結(jié)果

圖5　工況2仿真結(jié)果

圖6　工況3仿真結(jié)果

圖4(a)~圖4(c)為工況1下直升機(jī)與艦船甲板碰撞時(shí)直升機(jī)各參數(shù)曲線。由圖4可以看出，在艦船只有橫搖狀態(tài)下,艦船重心、甲板高度無變化,直升機(jī)與甲板碰撞后,經(jīng)過一短暫震蕩過程支撐力最終與重力平衡。最終直升機(jī)與艦船協(xié)調(diào)一致作正弦橫搖運(yùn)動(dòng),同時(shí)直升機(jī)重心高度穩(wěn)定在4.3 m。

圖5(a)~圖5(c)為工況2下直升機(jī)與艦船甲板碰撞時(shí)直升機(jī)各參數(shù)曲線。由圖5可以看出，在艦船只有縱搖狀態(tài)下,艦船重心高度無變化,但甲板高度按正弦變化,直升機(jī)與其碰撞后,經(jīng)過一短暫震蕩過程后平衡。最終直升機(jī)與艦船協(xié)調(diào)一致作正弦縱搖運(yùn)動(dòng),同時(shí)直升機(jī)重心高度隨甲板作正弦運(yùn)動(dòng)。

圖6(a)~圖6(b)為工況3下直升機(jī)與艦船甲板碰撞時(shí)直升機(jī)各參數(shù)曲線。由圖6可以看出，在艦船只有升沉狀態(tài)下,艦船重心高度、甲板高度均按正弦變化。直升機(jī)與其碰撞后,經(jīng)過一短暫震蕩過程后平衡。最終直升機(jī)與艦船協(xié)調(diào)一致作正弦升沉運(yùn)動(dòng)。

4結(jié)論

本文提出了一種適合于艦載直升機(jī)飛行模擬器的著艦碰撞建模方法。該方法為了簡單判斷直升機(jī)是否著艦,把直升機(jī)起落架坐標(biāo)轉(zhuǎn)換到艦船船體坐標(biāo)系下。為了方便計(jì)算直升機(jī)著艦時(shí)所受力、力矩,把艦船速度轉(zhuǎn)換到直升機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系下。在計(jì)算支撐力時(shí)，把起落架抽象為簡單的彈簧阻尼筒結(jié)構(gòu)。經(jīng)過測試表明:該方法能夠?qū)崟r(shí)逼真計(jì)算出直升機(jī)與艦船碰撞時(shí)各機(jī)輪受到的力，并且在機(jī)輪受力的情況下直升機(jī)最終能夠與艦船協(xié)調(diào)一致運(yùn)動(dòng)。該方法已經(jīng)成功應(yīng)用于某型直升機(jī)飛行模擬器中。

參考文獻(xiàn)：

[1] Xu D S, Liu X Y, Wang L X. Influence of carrier motion on landing safety for carrier-based airplanes[J].JournalofBeijingUniversityofAeronauticsandAstronautics, 2011, 37(3): 289-294.(許東松, 劉星宇, 王立新. 航母運(yùn)動(dòng)對艦載飛機(jī)著艦安全性的影響[J].北京航空航天學(xué)報(bào), 2011,37(3): 289-294.)

[2] Du P, Zhang J L. The establisher and analysis of a ship-board helicopter landing model[J].ShipScienceandTechnology,2012,34(6):102-106.(杜平,張佳麗.一種艦載直升機(jī)著艦?zāi)Ｐ偷慕⒂诜治鯷J].艦船科學(xué)技術(shù),2012,34(6):102-106.)

[3] Hao S, Cheng Y M, Ma X, et al. Robust corner precise detection algorithm for visual landing navigation of UAV[J].SystemsEngineeringandElectronics, 2013, 35(6): 1262-1267.(郝帥, 程詠梅,馬旭,等.無人機(jī)視覺著艦導(dǎo)航魯棒角點(diǎn)精確檢測算法[J].系統(tǒng)工程與電子技術(shù),2013,35(6):1262-1267.)

[4] Jia Z H, Zheng X H. Analysis of the dynamic loads of aircraft’s landing gear during the arresting[J].JournalofNavalAeronauticalandAstronauticsUniversity, 2012, 27(1): 50-53.(賈忠湖, 鄭小洪.攔阻著艦過程中的飛機(jī)起落架動(dòng)力學(xué)分析[J].海軍航空工程學(xué)院學(xué)報(bào),2012,27(1):50-53.)

[5] Mark E D.Introductiontohelicopterandtiltrotorflightsimulation[M]. New York: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2007.

[6] Sun X Y. The analysis of aircraft arrested landing under the motion of aircraft carrier[D]. Harbin: Harbin Engineering University,2012.(孫曉羽. 艦船運(yùn)動(dòng)下艦載機(jī)阻攔著艦動(dòng)力學(xué)分析與仿真[D].哈爾濱: 哈爾濱工程大學(xué), 2012.)

[7] Karen H L, Karen E J, Edwin L F.Simulation of aircraft landing gears with a nonlinear dynamic finite element code[J].JournalofAircraft, 2002, 39(1): 142-147.

[8] Currey N S.Aircraftlandinggeardesignprinciplesandpractice[M]. New York: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1988.

[9] McCormick B W.Aerodynamics,aeronauticsandflightmechanics[M]. New York: Wiley, 1979.

[10] Frederick D K, Roberto C. Forward flight trim and frequency response validation of a helicopter simulation model[J].JournalofAircraft,1993,30(6):142-147.

[11] Shaughnessy J D, Thomas N, Deaux, et al. Development and validation of a piloted simulation of a helicopter and external sling load,Technical Paper 1285[R].Hampton:NASA,1979.

[12] Peter D T, Lloyd D C. A mathematical force and moment model of a UH-1H helicopter for flight dynamics simulations,technical memorandum 73-254[R].Moffett Field:NASA,1977.

[13] Dommasch D, Sherby D.Airplaneaerodynamics[M].New York:Pitman,1967.

[14] Tan J F, Wang H W, Lin C L. Analysis of influence of rotor parameters on rotor hover performance by lifting-surface and free wake method[J].ActaAeronauticaetAstronauticaSinica, 2012, 33(2): 249-257.(譚劍鋒,王浩文,林長亮.基于升力面自由尾跡的直升機(jī)旋翼懸停性能參數(shù)影響研究[J].航空學(xué)報(bào),2012, 33(2): 249-257.)

[15] Houghton E L, Brock A E.Aerodynamicsforengineeringstudents2nded[M]. London: Butler and Tanner, 1970.

[16] Xue D Y, Chen Y Q.SolvingadvancedappliedmathematicsproblemswithMATLAB[M].Beijing:Tsinghua University Press,2004:194-199.(薛定宇,陳陽泉.高等應(yīng)用數(shù)學(xué)問題的MATLAB求解[M].北京:清華大學(xué)出版社,2004:194-199.)

李友毅(1982-),男,工程師,博士,主要研究方向?yàn)橹鄙龣C(jī)動(dòng)力學(xué)仿真。

E-mail:liyouyi_1999@163.com

張志春(1963-),男,高級(jí)工程師,碩士,主要研究方向?yàn)轱w行仿真、網(wǎng)絡(luò)通信。

E-mail:achun63@163.com

熊壯(1974-),男,高級(jí)工程師,博士,主要研究方向?yàn)橐暰胺抡?、?jì)算機(jī)仿真。

E-mail:force8008@163.com

肖景新(1978-),男,工程師,碩士,主要研究方向?yàn)轱w行仿真、計(jì)算機(jī)仿真。

E-mail:xjx7810@163.com

李國輝(1966-),男,高級(jí)工程師,博士,主要研究方向?yàn)轱w行仿真。

E-mail:ghleebh0368@sina.com.cn

網(wǎng)絡(luò)優(yōu)先出版地址：http://www.cnki.net/kcms/detail/11.2422.TN.20150120.1050.008.html

Collision modeling method of ship-board helicopter landing

LI You-yi, ZHANG Zhi-chun, XIONG Zhuang, XIAO Jing-xin, LI Guo-hui

(MilitarySimulationTechnologyInstitute,AviationUniversityofAirForce,Changchun130022,China)

Abstract:The accurate simulation of ship-board helicopter landing should model the collision between helicopter and ship accurately. In the course of landing， when the helicopter collide with the ship and the generated force of collision is the difficulty of modeling. A method of collision modeling between helicopter and ship is proposed in order to solve the problem. The undercarriage is simplified as the spring-damper structure in the method. The force of collision is related with the compression of the undercarriage and the relative velocity between the helicopter and the ship. Collision and the compression of the undercarriage could be estimated according to the undercarriage coordinate in the ship body reference frame. The relative velocity between the helicopter and the ship could be calculated via the ship velocity transform in the helicopter body reference frame. In the end, the helicopter and ship simulation models are developed to validate the method. The results show that the method could compute the collision forces which is generated by the undercarriage， and the helicopter could move with the ship concertedly. It could fulfill the need of simulation of ship-board helicopter landing.

Keywords:ship-board helicopter; landing collision; coordinate transformation; landing gear model; simulation verification

作者簡介：

中圖分類號(hào)：TP 391

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

DOI:10.3969/j.issn.1001-506X.2015.07.34

基金項(xiàng)目：國家自然科學(xué)基金(61102120)資助課題

收稿日期：2014-06-07；修回日期：2014-10-24；網(wǎng)絡(luò)優(yōu)先出版日期：2015-01-20。