計(jì)及彈射滑車質(zhì)量的某艦載無人機(jī)彈射動(dòng)態(tài)響應(yīng)分析

房興波，聶宏, 2,*，張釗，魏小輝, 2，張明

1. 南京航空航天大學(xué) 飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京 210016 2. 南京航空航天大學(xué) 機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016

艦載機(jī)彈射起飛時(shí)，彈射滑車通過彈射桿與前起落架支柱連接，牽制桿通過鎖定機(jī)構(gòu)與前起落架防扭臂連接。彈射初始階段，在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)推力的作用下，艦載機(jī)與牽制桿拉緊；彈射器啟動(dòng)后，牽制桿張緊力隨著彈射力增加而增加，當(dāng)牽制桿張緊力達(dá)到鎖定機(jī)構(gòu)的解鎖閾值時(shí)，牽制桿與前起落架分離，彈射滑車拖拽艦載機(jī)前起落架向前滑行。

國外學(xué)者對艦載機(jī)彈射起飛過程做了大量研究工作：文獻(xiàn)[1]闡述了前輪拖拽彈射的優(yōu)點(diǎn)，并對E-2A飛機(jī)進(jìn)行了彈射試驗(yàn)研究；文獻(xiàn)[2]提出牽制桿解鎖瞬間前起落架產(chǎn)生的振蕩現(xiàn)象會(huì)給起落架結(jié)構(gòu)帶來嚴(yán)重的疲勞問題；文獻(xiàn)[3]通過實(shí)驗(yàn)研究了A6-A飛機(jī)與航母的適配性；美國海軍的艦載機(jī)彈射起飛技術(shù)發(fā)展比較早，關(guān)于艦載機(jī)前起落架結(jié)構(gòu)[4]、牽制桿及解鎖裝置[5-6]以及飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度[7]已經(jīng)形成了成熟的設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)。

國內(nèi)學(xué)者在艦載機(jī)彈射起飛領(lǐng)域的研究起步稍晚，但也做了相當(dāng)多的研究工作。文獻(xiàn)[8]采用智能代理模型方法建立了包含大氣、海洋、艦船的艦載機(jī)彈射起飛模型；文獻(xiàn)[9]分析了艦載機(jī)離艦姿態(tài)預(yù)設(shè)、導(dǎo)引律設(shè)計(jì)等相關(guān)問題，為離艦安全邊界評估提供了依據(jù)；文獻(xiàn)[10]研究了艦載機(jī)升降舵偏角對起落架突伸性能的影響，以及航母運(yùn)動(dòng)對艦載機(jī)離艦姿態(tài)的影響；文獻(xiàn)[11]建立了蒸汽彈射器熱力學(xué)模型，結(jié)合艦載機(jī)動(dòng)力學(xué)模型分析了艦載機(jī)彈射過程，并與美軍試驗(yàn)進(jìn)行了對比。文獻(xiàn)[12-13]分別從理論和試驗(yàn)出發(fā)，研究了艦載機(jī)前起落架彈射突伸性能。文獻(xiàn)[14-15]研究了牽制桿載荷突卸瞬間前起落架結(jié)構(gòu)振動(dòng)問題，并提出了解決方法。文獻(xiàn)[16]通過地面試驗(yàn)研究了艦載機(jī)彈射起飛牽制桿突卸瞬間彈射載荷通過前起落架傳遞至機(jī)身時(shí)的沖擊響應(yīng)。

目前已公開的文獻(xiàn)中，艦載機(jī)彈射起飛動(dòng)力學(xué)模型對彈射力的處理方法均為在彈射桿上直接施加彈射載荷，不考慮彈射滑車與起落架之間的耦合關(guān)系。但是在艦載機(jī)彈射過程中，彈射滑車與前起落架之間通過彈射桿連接，與前起落架形成耦合動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)。與艦載機(jī)起飛重量相比，尤其是對于艦載無人機(jī)而言，3 000 kg的蒸汽彈射器滑車質(zhì)量已經(jīng)不能忽略。

本文從彈射滑車與艦載機(jī)的耦合運(yùn)動(dòng)出發(fā)，建立了包含彈射滑車的艦載機(jī)拖拽彈射動(dòng)力學(xué)模型，對某無人機(jī)拖拽彈射動(dòng)態(tài)過程進(jìn)行了計(jì)算，對比分析了彈射滑車質(zhì)量對該無人機(jī)拖拽彈射過程動(dòng)態(tài)響應(yīng)的影響。

1 彈射滑車對彈射動(dòng)態(tài)響應(yīng)的影響機(jī)理

圖1給出了彈射器彈射滑車組件的結(jié)構(gòu)示意圖，彈射滑車主要由彈射接頭、導(dǎo)向架、導(dǎo)向輪等組成，并且與蒸汽活塞連接，美國海軍C-13系列彈射器的彈射滑車質(zhì)量高達(dá)3 000 kg。彈射滑車與艦載機(jī)起落架彈射桿相連，在彈射過程中組成一個(gè)耦合動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)。

艦載機(jī)彈射張緊狀態(tài)下，由于發(fā)動(dòng)機(jī)推力的作用，前起落架撐桿承受壓縮載荷，牽制桿解鎖后在彈射力的作用下前起落架撐桿載荷從壓縮載荷突變成拉伸載荷[14]。載荷突變后，前起落架支柱在彈性撐桿的作用下會(huì)產(chǎn)生高頻的縱向振動(dòng)。由于前起落架撐桿和彈射桿幾乎是在一條直線上，大質(zhì)量的彈射滑車將使前起落架上的縱向振動(dòng)更加劇烈。

前起落架上防扭臂與牽制桿連接，牽制桿解鎖后，上防扭臂載荷也同時(shí)消失，前起落架緩沖器失去平衡，將帶動(dòng)機(jī)身做低頻的垂向振動(dòng)。由于彈射滑車與前起落架支柱連接，彈射滑車的質(zhì)量將降低振動(dòng)頻率。

圖1 彈射滑車組件示意圖圖1 Sketch of shuttle assembly

2 計(jì)及滑車質(zhì)量的彈射動(dòng)力學(xué)模型

2.1 動(dòng)力學(xué)模型基本假設(shè)

1) 拖拽彈射動(dòng)力學(xué)模型(圖2)中，只考慮飛機(jī)對稱面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)，不考慮飛機(jī)的側(cè)滑、滾轉(zhuǎn)和偏航。保留：機(jī)身在其對稱面內(nèi)的3個(gè)自由度(縱向位移xb、垂向位移yb和俯仰角φ)；前、主起落架緩沖器行程(sn和sm)；前、主機(jī)輪轉(zhuǎn)動(dòng)自由度(βn和βm)；前起落架支柱與機(jī)身構(gòu)造線夾角自由度θn；彈射滑車位移自由度xe。

2) 飛機(jī)機(jī)身和起落架作為剛體處理；牽制桿、彈射桿以及前起落架撐桿簡化為線彈性桿。

圖2 艦載機(jī)拖曳彈射動(dòng)力學(xué)模型Fig.2 Dynamic model of carrier-based aircraft tow catapulting

2.2 彈射滑車與前起落架耦合動(dòng)力學(xué)模型

圖3給出了艦載機(jī)前起落架彈射機(jī)構(gòu)受力示意圖。圖中：Oxy為全局坐標(biāo)；Pb為飛機(jī)質(zhì)心位置；Pn為前起落架轉(zhuǎn)軸位置；Pc為前起落架支柱與撐桿的交點(diǎn)；Pd為撐桿與機(jī)身的交點(diǎn)；Ps為上防扭臂與前起落架支柱的交點(diǎn)；Pl為防扭臂與牽制桿的交點(diǎn)；Px為下防扭臂與前起落架活塞桿的交點(diǎn)；Pt為彈射桿與支柱的交點(diǎn)；Pe為彈射桿與彈射滑車的交點(diǎn)；Pq為牽制桿與地面的交點(diǎn)；θs和θx分別為上下防扭臂與前起落架支柱軸線的夾角；θq為牽制桿與道面的夾角；θt為彈射桿與道 面的夾角；θc為撐桿與前起落架支柱軸線的夾角。

圖3 彈射機(jī)構(gòu)受力示意圖圖3 Sketch of force applied to launch mechanism

彈射機(jī)構(gòu)的外力包含：Fxtn和Fytn為前起落架輪胎水平和垂直載荷；Mtn為前起落架輪胎滾動(dòng)力矩；Fe為彈射器牽引力。彈射動(dòng)力學(xué)模型的內(nèi)力包含：Ft為彈射桿軸向載荷；Fc為前起落架撐桿軸向載荷；Fq為牽制桿軸向載荷。

彈射機(jī)構(gòu)的內(nèi)力包含：Fs為上防扭臂拉壓截荷；Fx為下防扭臂拉壓載荷；Fhn為前起緩沖器軸向載荷。

由圖3可以得到上下防扭臂與前起落架支柱軸線的夾角表達(dá)式為

(1)

(2)

式中：L1s為上防扭臂長度；L1x下防扭臂長度；Lsx0為緩沖器全伸長狀態(tài)下Ps與Px之間的距離。

牽制桿位置矢量rql表達(dá)式為

rql=rob+rbn+rns+rsl-roq

(3)

式中：rob和roq分別為Pb和Pq在全局坐標(biāo)系下的位置矢量；rbn為Pb至Pn的矢量；rns為Pn至Ps的矢量；rsl為上防扭臂位置矢量。

牽制桿與地面的夾角表達(dá)式為

(4)

式中：rx為x方向的單位矢量；ry為y方向的單位矢量。

彈射桿位置矢量rte的表達(dá)式為

rte=roe-(rob+rbn+rnt)

(5)

式中：roe為Pb在全局坐標(biāo)下的位置矢量；rnt為Pn至Pt的矢量。

彈射桿與地面的夾角表達(dá)式為

(6)

式中：rot為Pe在全局坐標(biāo)下的位置矢量；Lt0為彈射桿自由狀態(tài)下的長度。

2.3 彈射器動(dòng)力學(xué)模型

本文旨在分析彈射動(dòng)力學(xué)建模時(shí)計(jì)及彈射滑車和不計(jì)及彈射滑車2種情況下彈射動(dòng)力學(xué)模型動(dòng)態(tài)響應(yīng)計(jì)算結(jié)果的差異。因此在建立彈射器模型時(shí)分為2種情況分別建模。

在計(jì)及彈射滑車質(zhì)量的彈射動(dòng)力學(xué)模型中，按照彈射桿為線彈性桿的假設(shè)，彈射桿軸向載荷Ft由彈射桿的拉伸變形確定，F(xiàn)t的表達(dá)式為

(7)

式中：Kt和Ct分別為彈射桿的軸向剛度和阻尼系數(shù)；rte為彈射桿位置矢量。

式(7)中，rte與彈射滑車位移相關(guān)，需要建立彈射滑車沿彈射器軌道運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)模型。彈射滑車在彈射器牽引力Fe和彈射桿載荷Ft的共同作用下，沿著彈射器軌道方向運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程為

(8)

式中：me為彈射滑車質(zhì)量。

在不計(jì)及彈射滑車質(zhì)量的拖拽彈射動(dòng)力學(xué)模型中，不包含彈射滑車，不存在彈射滑車的動(dòng)態(tài)響應(yīng)，那么式(7)和式(8)不再適用。建模時(shí)將彈射器牽引力Fe直接作用在彈射桿頭部，如圖4所示(圖中Fv為彈射桿頭部豎直方向的約束力)。彈射桿軸向載荷Ft直接由彈射器牽引力Fe通過力的三角形合成原理計(jì)算得出，那么Ft表達(dá)式為

(9)

在艦載機(jī)拖拽滑跑過程中，θt隨著前起落架緩沖器壓縮量和輪胎的壓縮量變化而變化，F(xiàn)t也受θt和Fe的影響而不斷變化。

圖4 彈射桿受力分析(不計(jì)及彈射滑車)圖4 Analysis of force applied on catapult link (without catapult shuttle)

2.4 艦載機(jī)彈射拖拽動(dòng)力學(xué)模型

在牽制桿與前起落架防扭臂解鎖之前，按照牽制桿為線彈性桿的假設(shè)，牽制桿軸向載荷Fq的表達(dá)式為

(10)

式中：Kq和Cq分別為牽制桿的軸向剛度和阻尼系數(shù)；Lq0為牽制桿自由狀態(tài)下的長度。

彈射器啟動(dòng)后，牽制桿載荷超過解鎖閾值后，牽制桿與前起落架解鎖，牽制桿載荷為零，即

Fq=0

(11)

下防扭臂張緊載荷Fx表達(dá)式為

(12)

前起落架非彈性質(zhì)量(包含活塞桿和機(jī)輪)沿支柱軸線方向運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程為

(13)

式中：mhn為前起落架活塞桿質(zhì)量；mtn為前起落架機(jī)輪質(zhì)量；ln為前起落架與飛機(jī)質(zhì)心的距離。

前起落架撐桿矢量rcd表達(dá)式為

rcd=rbn+rnc-rbd

(14)

式中：rnc為Pn至Pc的矢量；rbd為Pb至Pd的矢量。

按照前起落架撐桿為線彈性桿的假設(shè)，前起撐桿軸向載荷Fc的表達(dá)式為

(15)

式中：Kc和Cc分別為前起落架撐桿的軸向剛度和阻尼系數(shù)；Lc0為前起落架撐桿自由狀態(tài)下的長度。

前起落架繞其安裝點(diǎn)Pn的轉(zhuǎn)動(dòng)方程為

Ftsin(θt+φ+θn)lnt-Fccos(θc)lnc+

Fxtn(sn-sn0)-Fq(rql×rnl)/|rql|

(16)

式中：mzn為前起落架支柱筒質(zhì)量；Jn為前起落架繞Pn點(diǎn)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；lnt為Pn點(diǎn)與Pt點(diǎn)的距離；lnc為Pn點(diǎn)與Pc點(diǎn)的距離；rnl為Pn至Pl的矢量。

前起落架機(jī)輪轉(zhuǎn)動(dòng)角加速度方程為

(17)

式中：Jtn為前起落架機(jī)輪對輪軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；Rtn為前起落架輪胎的回轉(zhuǎn)半徑。

圖5給出了艦載機(jī)彈射起飛過程的全機(jī)受力分析示意圖，按照基本假設(shè)式(1)，僅考慮飛機(jī)對稱面內(nèi)的力和力矩。圖中：Ftb為發(fā)動(dòng)機(jī)推力；Fhm為主起落架緩沖器軸向載荷；Fxa、Fya和Ma為飛機(jī)氣動(dòng)力和力矩在全局坐標(biāo)系下的分量。

圖5 艦載機(jī)彈射過程受力分析圖5 Analysis of forces applied to carrier-based aircraft in catapulting

主起落架非彈性質(zhì)量(包含前起落架活塞桿、機(jī)輪)沿緩沖器軸線方向的動(dòng)力學(xué)方程為

(18)

式中：lm為飛機(jī)質(zhì)心到主起落架的距離。

主起落架機(jī)輪轉(zhuǎn)動(dòng)角加速度方程為

(19)

式中：Jtm為主起落架機(jī)輪對輪軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；Mtm為主起落架機(jī)輪的滾阻力矩；Rtm為主起落架輪胎的回轉(zhuǎn)半徑。

艦載機(jī)的平動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程為

(mb+2(mzm+mhm+mtm)+mzn+mhn+2mtn)·

(20)

式中：mb為飛機(jī)機(jī)身質(zhì)量；mzn和mzm分別為前、主起落架支柱筒質(zhì)量；sn0和sm0分別為前、主起落架緩沖器全伸長狀態(tài)下輪軸與機(jī)身質(zhì)心的垂向距離。

坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣A(φ)及其對φ的導(dǎo)數(shù)表達(dá)式為

(21)

艦載機(jī)俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程為

Ft(ret×rbt)/|ret|-Fq(rql×rbl)/|rql|

(22)

式中：Jb為飛機(jī)機(jī)身對重心的俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；Jn和Jm分別為前、主起落架活塞桿對自身重心的俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

3 拖拽彈射過程動(dòng)力學(xué)分析

采用本文建立的拖拽彈射動(dòng)力學(xué)模型對某艦載無人機(jī)拖拽彈射過程進(jìn)行了分析，動(dòng)力學(xué)模型主要參數(shù)如表1所示，并且對比了彈射滑車質(zhì)量對該艦載無人機(jī)拖拽彈射過程前起落架縱向、垂向動(dòng)態(tài)響應(yīng)以及無人機(jī)姿態(tài)響應(yīng)的影響。

為了使計(jì)及彈射滑車質(zhì)量的彈射動(dòng)力學(xué)模型和不計(jì)及彈射滑車的動(dòng)力學(xué)模型計(jì)算結(jié)果具有可比性，本文令兩個(gè)模型的彈射設(shè)計(jì)加速度相等。在該無人機(jī)彈射加速度為30.0 m/s2的條件下，按式(23)配置彈射器牽引力的設(shè)計(jì)值?？梢缘玫接?jì)及彈射滑車質(zhì)量的動(dòng)力學(xué)模型中Fe的設(shè)計(jì)值為180.2 kN，不計(jì)及彈射滑車的模型中Fe的設(shè)計(jì)值為90.2 kN。

Fe=30.0(mb+me)-Ftb

(23)

采用該無人機(jī)的彈射力變化曲線按彈射牽引力設(shè)計(jì)值等比例變換得到計(jì)及彈射滑車質(zhì)量的彈射動(dòng)力學(xué)模型和不計(jì)及彈射滑車質(zhì)量的動(dòng)力學(xué)模型中彈射器牽引力輸入隨時(shí)間的變化趨勢，如圖6 所示。

表1 主要仿真參數(shù)Table 1 Main parameters of simulation

圖6 彈射力時(shí)間歷程圖6 Time history of catapult force

3.1 前起落架縱向動(dòng)態(tài)響應(yīng)對比

前起落架彈射縱向動(dòng)態(tài)響應(yīng)主要通過為前起落架撐桿載荷和彈射桿載荷響應(yīng)來表征。

圖7為艦載無人機(jī)彈射過程牽制桿解鎖前后的前起落架撐桿載荷時(shí)間歷程，圖中前起落架撐桿載荷曲線的轉(zhuǎn)折點(diǎn)對應(yīng)的時(shí)間軸為牽制桿解鎖時(shí)刻。仿真時(shí)間為3.0 s時(shí)刻啟動(dòng)彈射器，由于彈射滑車慣性的影響，彈射力向前起落架傳遞過程中有延遲，系統(tǒng)響應(yīng)變慢。如圖7中紅色圓形區(qū)域所示，即使圖6中計(jì)及彈射滑車質(zhì)量的彈射力隨時(shí)間的增長斜率更大，牽制桿解鎖時(shí)間仍然推遲了11.0 ms。引入彈射滑車質(zhì)量后，如圖7中紅色矩形區(qū)域所示，前起落架撐桿載荷高頻振蕩頻率從90.9 Hz降至26.3 Hz；載荷波動(dòng)從85.4 kN變?yōu)?3.5 kN，增加了9.5%；載荷峰值從99.8 kN變?yōu)?23.2 kN，增加了23.4%(見表2)。

圖8給出了彈射桿載荷時(shí)間歷程，在不計(jì)及彈射滑車質(zhì)量時(shí)，彈射桿載荷按照式(9)計(jì)算，與彈射器載荷相關(guān)，逐漸增加。計(jì)及彈射滑車質(zhì)量以后，彈射桿載荷與彈射滑車動(dòng)態(tài)響應(yīng)相關(guān)，在牽制桿解鎖瞬間，前起落架支柱向前彈出，彈射滑車的慣性使得彈射桿出現(xiàn)短暫的卸載過程(圖8中紅色矩形區(qū)域)，隨后載荷再次增加，呈現(xiàn)61.0 kN的載荷波動(dòng)，載荷峰值達(dá)到112.6 kN，相對于不計(jì)及彈射滑車質(zhì)量的彈射拖拽模型，載荷峰值增加了21.6%(見表2)。

圖7 前起落架撐桿載荷時(shí)間歷程圖7 Time history of nose landing gear strut load

圖8 彈射桿載荷時(shí)間歷程圖8 Time history of launch bar load

表2 縱向動(dòng)態(tài)響應(yīng)分析結(jié)果Table 2 Results of course dynamic response analysis

參數(shù)me=0 kgme=3 000 kg偏差/%撐桿載荷峰值/kN99.8123.223.4彈射桿載荷峰值/kN92.7112.621.6撐桿載荷波動(dòng)量/kN85.493.59.5彈射桿載荷波動(dòng)量/kN61.0撐桿載荷波動(dòng)頻率/Hz90.926.3-71.1彈射桿載荷波動(dòng)頻率/Hz26.3

3.2 前起落架垂向動(dòng)態(tài)響應(yīng)對比

前起落架彈射垂向動(dòng)態(tài)響應(yīng)主要表現(xiàn)為前起落架緩沖器壓縮量以及前起落架垂向載荷響應(yīng)規(guī)律。

圖9給出了無人機(jī)彈射過程中前起落架緩沖器壓縮量變化曲線，計(jì)及彈射滑車質(zhì)量以后，前起落架緩沖器壓縮量變化范圍明顯增大，從20.4 mm增加到26.6 mm，增加了30.4%(見表3)。并且，前起落架緩沖器壓縮量振蕩衰減也更緩慢，在彈射器到達(dá)彈射行程末端時(shí)，計(jì)及彈射滑車質(zhì)量的模型計(jì)算的前起落架緩沖器行程振幅為4.7 mm，不計(jì)及彈射滑車質(zhì)量的模型計(jì)算結(jié)果僅為1.8 mm。

圖10給出了前起落架輪胎垂向載荷變化曲線，由于計(jì)及彈射滑車質(zhì)量的彈射動(dòng)力學(xué)模型中整個(gè)彈射系統(tǒng)的慣性增加，前起落架垂向振蕩的幅度變大。前起落架輪胎垂向載荷峰值從58.0 kN增加到66.1 kN，增加了14.0%，同時(shí)垂向動(dòng)態(tài)響應(yīng)頻率從5.2 Hz降到了4.4 Hz(見表3)。

圖9 前起落架緩沖器壓縮量時(shí)間歷程圖9 Time history of nose landing gear stroke

表3 垂向動(dòng)態(tài)響應(yīng)分析結(jié)果Table 3 Results of vertical dynamic response analysis

參數(shù)me=0 kgme=3 000 kg偏差/%前起落架緩沖器壓縮量波動(dòng)量/mm20.426.630.4前起落架輪胎垂向載荷峰值/kN58.066.114.0前起落架輪胎垂向載荷波動(dòng)頻率/Hz5.24.4-15.4

圖10 前起落架輪胎垂向載荷歷程Fig.10 Time history of nose landing gear tire vertical load

3.3 無人機(jī)彈射姿態(tài)響應(yīng)對比

圖11給出了無人機(jī)拖拽彈射過程中的俯仰角變化曲線，由于計(jì)及彈射滑車質(zhì)量以后前起落架緩沖器壓縮量變化幅度更大，使得無人機(jī)彈射過程中的俯仰姿態(tài)角變化范圍從-1.06°～0.09°擴(kuò)大至-1.14°～0.28°。圖12給出了無人機(jī)拖拽彈射過程中的俯仰角速率變化曲線，與俯仰角變化規(guī)律相比，俯仰角速率受彈射滑車的影響較小，變化范圍從-15.1～15.26 (°)/s擴(kuò)大至-15.4～ 17.2 (°)/s。

圖11 俯仰角隨時(shí)間變化曲線圖11 Variation of pitch angles over time

圖12 俯仰角速率隨時(shí)間變化曲線圖12 Variation of pitch angle velocities over time

4 結(jié) 論

在對由某無人機(jī)改造的彈射型研發(fā)設(shè)計(jì)中發(fā)現(xiàn)，當(dāng)飛機(jī)起飛重量和滑車重量相當(dāng)時(shí)，彈射滑車質(zhì)量對于艦載無人機(jī)彈射動(dòng)力學(xué)影響較大，通過對比無人機(jī)彈射動(dòng)態(tài)響應(yīng)計(jì)算結(jié)果得出以下結(jié)論供艦載機(jī)設(shè)計(jì)人員，尤其是艦載無人機(jī)設(shè)計(jì)人員參考。

1) 艦載機(jī)拖拽彈射過程中，彈射滑車的慣性力會(huì)沿著彈射桿傳遞到前起落架上，改變前起落架的動(dòng)態(tài)響應(yīng)。

2) 彈射滑車質(zhì)量的引入，降低了艦載機(jī)彈射拖拽過程的高頻響應(yīng)頻率，對于該無人機(jī)彈射過程，彈射滑車使得前起落架縱向響應(yīng)頻率從90.9 Hz降到26.3 Hz。

3) 彈射滑車質(zhì)量的引入，增加了艦載機(jī)拖拽彈射過程中前起落架的載荷峰值，對于該無人機(jī)彈射過程，彈射滑車使前起落架撐桿載荷峰值增加了23.4%，彈射桿載荷峰值增加了21.6%，前輪垂向載荷增加了14.0%。

4) 彈射滑車質(zhì)量的引入，使得該無人機(jī)彈射過程中前起落架垂向響應(yīng)頻率從5.2 Hz降到4.4 Hz， 前起落架緩沖器壓縮量變化范圍增加了30.4%，進(jìn)而擴(kuò)大了彈射過程中無人機(jī)俯仰姿態(tài)角和角速度的變化范圍。