艦載機(jī)攔阻著艦載荷譜編制技術(shù)

閔強(qiáng)，王斌團(tuán)，王亞芳，雷曉欣

航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 強(qiáng)度設(shè)計(jì)研究所，西安 710089

艦載機(jī)的攔阻著艦受到嚴(yán)格的著艦距離限制，具有極短時(shí)間內(nèi)大功量和動(dòng)態(tài)沖擊的特點(diǎn)，這使艦載機(jī)艦面載荷譜要比類似陸基飛機(jī)著陸載荷譜嚴(yán)重和復(fù)雜。

艦載機(jī)通常以固定下滑角進(jìn)行著艦，在該過程中，飛機(jī)的下沉速度比陸基飛機(jī)的大，導(dǎo)致撞擊式著艦(也稱硬著艦)[1]。隨后，為使飛機(jī)在約100 m距離內(nèi)迅速減速制動(dòng)，在機(jī)體尾部下方設(shè)計(jì)、安裝攔阻鉤，通過攔阻鉤鉤住橫置于航母甲板上的攔阻索來迅速制動(dòng)。著艦過程中的沖擊載荷、攔阻索強(qiáng)制制動(dòng)載荷比陸基飛機(jī)著陸受載更加嚴(yán)酷，使得艦載機(jī)的起落架以及連接的機(jī)體結(jié)構(gòu)需要進(jìn)行加強(qiáng)設(shè)計(jì)。

由于艦載機(jī)采用索網(wǎng)攔阻著艦的方式，飛機(jī)受到起落架與艦面之間的沖擊載荷以及攔阻索的強(qiáng)制制動(dòng)載荷，在短時(shí)間內(nèi)，飛機(jī)過載能達(dá)到5g左右，這比常規(guī)飛機(jī)由于打開減速傘、減速板造成的過載大得多。

艦載機(jī)的設(shè)計(jì)不僅要考慮飛機(jī)的安全著艦，還要滿足飛機(jī)在航母與海洋服役環(huán)境中結(jié)構(gòu)長(zhǎng)壽命指標(biāo)要求，而載荷譜編制是飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行耐久性與損傷容限設(shè)計(jì)的基本前提，其中飛機(jī)攔阻著艦艦面載荷譜又是其中的難點(diǎn)與關(guān)鍵。

國(guó)內(nèi)載荷譜編制工作在國(guó)軍標(biāo)[2]和適航規(guī)章中都有明確要求，一般是以航空主機(jī)所為依托，結(jié)合型號(hào)對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)元件、部件、整機(jī)開展載荷譜編制工作，同時(shí)很多專家在該領(lǐng)域?qū)碚摶A(chǔ)、編制方法做了大量的研究貢獻(xiàn)。蔣祖國(guó)[3]提出了編制飛機(jī)使用載荷譜通用的基本方法——任務(wù)分析法，后續(xù)該方法的主要內(nèi)容編入了國(guó)軍標(biāo)(GJB 67.6)。張福澤院士在20世紀(jì)90年代初提出了編制飛機(jī)實(shí)測(cè)載荷譜的代表起落隨機(jī)載荷譜編制方法[4]，把實(shí)測(cè)載荷譜編制直接與飛機(jī)疲勞損傷聯(lián)系起來，克服了傳統(tǒng)均值載荷譜方法的缺點(diǎn)，又能直接編制出以飛―續(xù)―飛形式給出的隨機(jī)載荷譜用于耐久性試驗(yàn)和分析。隋福成建立了由飛―續(xù)―飛隨機(jī)疲勞載荷譜編制與其損傷等效的等幅載荷譜的方法[5]。閆楚良和高鎮(zhèn)同借助于當(dāng)量壽命概率分布，在滿足高置信度(90%以上)條件下，提出了中值隨機(jī)疲勞載荷譜的編制原理[6-8]。《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》[9]對(duì)各類飛機(jī)的規(guī)范譜進(jìn)行了詳細(xì)的論述。

在國(guó)內(nèi)艦載機(jī)攔阻著艦載荷譜編制方面，主要開展的是操作規(guī)范[10]、功能性[11]、動(dòng)力學(xué)仿真[12-15]和載荷特性[16-18]方面的研究，沒有攔阻著艦載荷譜編制方面的研究成果。

國(guó)外對(duì)載荷譜的研究、編制和試驗(yàn)工作起始于20世紀(jì)40年代。20世紀(jì)40～50年代期間，采用等幅度載荷譜進(jìn)行疲勞試驗(yàn)并進(jìn)行壽命估算；20世紀(jì)50～60年代期間，常采用程序塊載荷譜；從20世紀(jì)70年代至今，廣泛采用飛―續(xù)―飛載荷譜進(jìn)行飛機(jī)耐久性/損傷容限試驗(yàn)和疲勞/斷裂分析，該譜能較好地模擬飛機(jī)的使用載荷歷程。荷蘭國(guó)家航空航天實(shí)驗(yàn)室(NLR)和西德操作強(qiáng)度實(shí)驗(yàn)室(LBF)于1973年合作研究得到了運(yùn)輸機(jī)標(biāo)準(zhǔn)的TWIST編譜方法[19]，該方法也成功在國(guó)內(nèi)飛機(jī)上得到了應(yīng)用，結(jié)合國(guó)內(nèi)的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，編寫了適用于民機(jī)的設(shè)計(jì)手冊(cè)[20]。但國(guó)外對(duì)于軍用飛機(jī)載荷譜編制工作存在一定的技術(shù)封鎖，部分文獻(xiàn)[21]也僅給出了最終的結(jié)果和中間的粗略過程。

本文研究的是運(yùn)輸類艦載機(jī)，其攔阻著艦方式的特殊性和過程的復(fù)雜性導(dǎo)致該任務(wù)段載荷譜不能直接應(yīng)用已有的載荷譜編制方法，因此開展艦載機(jī)艦面載荷譜編制技術(shù)方法研究十分迫切、必要，具有重要的意義。

1 載荷譜編制方法及思路

對(duì)于軍用飛機(jī)，從形成法向過載超越曲線和確定典型載荷狀態(tài)的技術(shù)途徑來看，有3類編譜方法[9]，即：按規(guī)范(GJB 67.6)編譜；采用實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)編譜；采用飛行模擬法編譜。由于目前規(guī)范上沒有艦載機(jī)的相關(guān)統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)和壽命指標(biāo)、無實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)可用、飛行模擬法也不具備條件，需要新的研究思路和方法來解決這一難題。

艦載機(jī)由于采用不同于陸基飛機(jī)的起降方式(滑躍或彈射起飛、攔阻著艦方式)，其起飛與著艦段的載荷特點(diǎn)與陸基飛機(jī)有較大區(qū)別。大下沉速度產(chǎn)生的著艦撞擊，大過載攔阻以及復(fù)雜載荷環(huán)境使得機(jī)體結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)響應(yīng)更加顯著，載荷對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)造成的損傷已經(jīng)不能忽略。因此類似的陸基飛機(jī)地面載荷譜不能直接用于艦面載荷譜。由于目前缺乏艦載飛機(jī)的載荷統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)和載荷譜編制經(jīng)驗(yàn)，本文提出了一種基于載荷歷程仿真的編制艦面載荷譜的新途徑，圖1給出了飛機(jī)艦面載荷譜編制的基本流程。

圖1 艦面載荷譜編制基本流程Fig.1 Basic flowchart for compiling ship surface load spectrum

通過對(duì)運(yùn)動(dòng)過程進(jìn)行合理簡(jiǎn)化，建立飛機(jī)著艦運(yùn)動(dòng)方程；對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)、緩沖系統(tǒng)參數(shù)進(jìn)行工程簡(jiǎn)化，建立多體動(dòng)力學(xué)模型；依據(jù)國(guó)軍標(biāo)確定飛機(jī)攔阻著艦過程中各飛行參數(shù)的分布規(guī)律，進(jìn)行合理組合得到典型計(jì)算工況；通過動(dòng)力學(xué)模型求解計(jì)算得到主要飛行參數(shù)的時(shí)間歷程(其中包括飛機(jī)重心加速度-時(shí)間曲線)，由重心加速度歷程數(shù)據(jù)導(dǎo)出編譜所需的過載數(shù)據(jù)；運(yùn)用目前載荷譜編制方法與當(dāng)量簡(jiǎn)化方法，編制出飛機(jī)攔阻著艦重心過載譜。

2 攔阻著艦載荷動(dòng)力學(xué)方程

結(jié)合飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)過程，建立飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)方程，為動(dòng)力學(xué)仿真模型的建立提供基礎(chǔ)。

飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程主要是針對(duì)飛機(jī)在著艦過程的運(yùn)動(dòng)，為簡(jiǎn)化研究問題，引入基本假設(shè)：

1) 航空母艦相對(duì)于地面靜止，即不考慮甲板的運(yùn)動(dòng)。

2) 不考慮側(cè)向載荷及大氣湍流的影響，忽略氣動(dòng)阻力。

3) 飛機(jī)以正常對(duì)稱姿態(tài)著艦，且視為剛體運(yùn)動(dòng)。

機(jī)體坐標(biāo)系St固連于機(jī)體，原點(diǎn)Ot位于飛機(jī)質(zhì)心，xt軸平行于機(jī)體縱軸指向后，yt軸在機(jī)體對(duì)稱面內(nèi)垂直于xt軸指向右翼，zt軸與xt軸、yt軸成右手系。發(fā)動(dòng)機(jī)推力在機(jī)體坐標(biāo)系下給出。

飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)具有6個(gè)自由度，分別對(duì)應(yīng)于飛機(jī)機(jī)體質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程和飛機(jī)繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程。

取飛機(jī)機(jī)體部分進(jìn)行研究，圖2所示為機(jī)體所受的載荷，可以得到飛機(jī)質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程。

在機(jī)體坐標(biāo)系下，質(zhì)心運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程的矢量表達(dá)式為

(1)

式中：dvt/dt為飛機(jī)地速矢量在機(jī)體坐標(biāo)系下的導(dǎo)數(shù)，即機(jī)體坐標(biāo)系下的加速度矢量；ω為飛機(jī)的角速度矢量；P為發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量；L為氣動(dòng)升力矢量；G為重力矢量；FG(G=N, L, R)為起落架對(duì)機(jī)體作用力矢量，具體有前起落架(N)、左(L)右(R)主起落架3個(gè)載荷；FH為攔阻力矢量。

在機(jī)體坐標(biāo)系下，根據(jù)動(dòng)量矩定理，繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程為

(2)

式中：H為飛機(jī)對(duì)質(zhì)心的動(dòng)量矩；MP為發(fā)動(dòng)機(jī)推力對(duì)質(zhì)心的力矩；MR為氣動(dòng)力矩；MT為輪胎的艦面作用力對(duì)質(zhì)心的力矩；MH為攔阻力對(duì)質(zhì)心的力矩。

圖2 機(jī)體受力分析示意圖Fig.2 Schematic diagram of airframe structure load

方程迭代求解思路如圖3所示。圖中I為飛機(jī)對(duì)質(zhì)心的慣性力矩。

圖3 方程迭代求解流程圖Fig.3 Flowchart of iterative computation

3 攔阻著艦仿真模型建立

應(yīng)用LMS Virtual.Lab Motion建立飛機(jī)全機(jī)模型以及甲板跑道模型，確定并計(jì)算相關(guān)參數(shù)，完成飛機(jī)攔阻著艦運(yùn)動(dòng)過程分析。

飛機(jī)質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程和緩沖參數(shù)系統(tǒng)簡(jiǎn)化模型的建立及相互耦合作用構(gòu)成了仿真模型。飛機(jī)質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程構(gòu)建了飛機(jī)所受外部載荷下的飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)過程，緩沖系統(tǒng)參數(shù)簡(jiǎn)化模型則集中于飛機(jī)內(nèi)力作用下的垂向運(yùn)動(dòng)過程，2個(gè)過程相互獨(dú)立又相互耦合。

圖4 緩沖系統(tǒng)參數(shù)建模原理圖Fig.4 Schematic diagram of buffer system parameter modeling

全機(jī)攔阻著艦仿真模型由前起落架子系統(tǒng)、主起落架子系統(tǒng)、機(jī)身子系統(tǒng)模型、攔阻鉤子系統(tǒng)模型組成。由于機(jī)體結(jié)構(gòu)復(fù)雜，相互關(guān)聯(lián)、連接的結(jié)構(gòu)很多，在建模過程中無法建立所有的細(xì)節(jié)模型，所以對(duì)整機(jī)模型進(jìn)行簡(jiǎn)化處理，基本原則如下：

1) 保留所有關(guān)鍵的結(jié)構(gòu)部位。

2) 模擬關(guān)鍵結(jié)構(gòu)部位的主要承載路線。

3) 關(guān)鍵結(jié)構(gòu)部位的結(jié)構(gòu)、性能參數(shù)與真實(shí)結(jié)構(gòu)一致。

機(jī)身子系統(tǒng)為剛性體模型，與其他子系統(tǒng)之間總共有6個(gè)安裝點(diǎn)。前起落架與機(jī)體有一個(gè)連接點(diǎn)，通過一個(gè)固定副連接；單個(gè)主起落架與機(jī)體有2個(gè)連接點(diǎn)；主起落架外筒與機(jī)體通過一個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)副連接；前撐桿與機(jī)體通過一個(gè)球鉸副連接；攔阻鉤與機(jī)體有一個(gè)連接點(diǎn)，通過一個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)副連接。

4 攔阻著艦仿真結(jié)果分析

全機(jī)坐標(biāo)系S原點(diǎn)O位于飛機(jī)機(jī)頭前1 m處平面與構(gòu)造水平線的交點(diǎn)，x軸與飛機(jī)構(gòu)造水平線重合，方向與航向相反；y軸垂直于飛機(jī)對(duì)稱面指向右，z軸與x軸、y軸成右手系，垂直O(jiān)xy平面指向上。仿真計(jì)算結(jié)果在全機(jī)坐標(biāo)系下進(jìn)行輸出。

圖5 工況1和工況17的航向和垂向加速度Fig.5 Heading and vertical accelerations of Cases 1 and 17

5 攔阻著艦任務(wù)段載荷譜編制

通過攔阻著艦載荷時(shí)間歷程的仿真計(jì)算，得到了飛機(jī)典型工況下主要飛行參數(shù)的時(shí)間歷程，本文重點(diǎn)研究著艦攔阻任務(wù)段飛機(jī)重心垂向過載譜的編制。

載荷譜編制步驟如下：① 數(shù)據(jù)預(yù)處理；② 數(shù)據(jù)峰谷值采集；③ 數(shù)據(jù)濾波壓縮處理；④ 循環(huán)計(jì)數(shù)處理；⑤ 各工況載荷譜的生成；⑥ 任務(wù)段載荷譜的生成。

把通過仿真得到的重心加速度a換算成過載nz，依次進(jìn)行濾雜波、去除中間點(diǎn)、峰谷值采集、雙參數(shù)循環(huán)計(jì)數(shù)，得到過載歷程。在對(duì)原始重心過載時(shí)域曲線進(jìn)行濾波壓縮處理的原則是保證處理后的載荷歷程對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)造成的損傷與原始?xì)v程基本一致，也就是等損傷原則。以工況1和工況17為例，處理流程如圖6所示，去除對(duì)損傷影響較小的載荷循環(huán)，得到最終損傷計(jì)算所需的載荷歷程，采用Oding公式進(jìn)行損傷值計(jì)算。

圖6 載荷處理流程示意圖Fig.6 Schematic diagram for load processing

由于每個(gè)工況中低載低幅的循環(huán)對(duì)相對(duì)較多，在工程設(shè)計(jì)計(jì)算及疲勞試驗(yàn)中一般都需要對(duì)載荷譜進(jìn)行簡(jiǎn)化處理，本文采用Oding損傷當(dāng)量公式，基于損傷相等原則對(duì)各工況載荷譜進(jìn)行了簡(jiǎn)化，后續(xù)在編制1 000次攔阻著艦任務(wù)譜塊時(shí)，運(yùn)用乘同余法對(duì)載荷譜進(jìn)行隨機(jī)，圖7為局部載荷譜和局部放大示意圖，編制出了著艦攔阻任務(wù)段載荷譜的歷程。

圖7 載荷譜示意圖及其局部放大圖Fig.7 Schematic diagram of load spectrum and its partial enlarged detail

6 超越曲線繪制

編制中值隨機(jī)載荷譜本身并不用繪制超越曲線，繪制超越曲線主要為后續(xù)載荷譜的進(jìn)一步離散和研究奠定基礎(chǔ)。本文分別采用峰谷值計(jì)數(shù)法、等谷值計(jì)數(shù)法對(duì)重心過載數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)數(shù)處理。

1) 峰谷值計(jì)數(shù)法統(tǒng)計(jì)

峰谷值計(jì)數(shù)法是對(duì)雨流前、濾波壓縮后的過載數(shù)據(jù)進(jìn)行峰、谷值單獨(dú)統(tǒng)計(jì)，并進(jìn)行曲線繪制，超越曲線如圖8(a)所示。

2) 等谷值計(jì)數(shù)

該方法按如下步驟實(shí)施計(jì)數(shù)處理：① 以一次起落(攔阻著艦)作為計(jì)數(shù)單位；② 找出該起落(攔阻著艦)中主參數(shù)歷程中的最大峰值，并從該最大峰值斷開，重新組成一個(gè)從最大峰值開始到最大峰值結(jié)束的新的主峰值歷程；③ 對(duì)新的主參數(shù)歷程用雙參數(shù)循環(huán)計(jì)數(shù)法進(jìn)行統(tǒng)計(jì)，每計(jì)數(shù)一個(gè)全循環(huán)就給出其峰值和谷值；④ 按上述方法直到給出該起落(攔阻著艦)所有全循環(huán)的峰值和谷值為止。

對(duì)采用雙參數(shù)峰值計(jì)數(shù)法得到的峰值和谷值統(tǒng)計(jì)結(jié)果進(jìn)行分析處理，當(dāng)判斷所計(jì)數(shù)的谷值不為1時(shí)，則令其谷值等于1，并使相應(yīng)的正峰值按等損傷公式進(jìn)行當(dāng)量折算，再按折算后的正峰值計(jì)數(shù)，最終對(duì)所有的峰值和谷值進(jìn)行統(tǒng)計(jì)，該種方法在傳統(tǒng)研究方法上作了一定的修正，主要是方便后續(xù)任務(wù)段載荷譜嚴(yán)重程度的比較分析。超越曲線如圖8(b)所示，形成了艦載機(jī)的超越曲線，可對(duì)曲線進(jìn)一步離散分級(jí)形成離散載荷譜。

圖9是根據(jù)對(duì)運(yùn)輸類飛機(jī)在地面滑跑和空中機(jī)動(dòng)過程中重心垂直過載系數(shù)增量的統(tǒng)計(jì)結(jié)果所繪制的超越曲線[20]，其中橫坐標(biāo)為正負(fù)過載增量±Δnz，縱坐標(biāo)為為飛機(jī)1次飛行過載增量的超越次數(shù)N，超越曲線數(shù)據(jù)常用于運(yùn)輸機(jī)地面滑行和空中機(jī)動(dòng)載荷譜編制，為將圖9中曲線與圖8曲線進(jìn)行對(duì)比，需按Oding公式進(jìn)行等損傷折算，具體計(jì)算如下所述。

圖8 超越曲線示意圖Fig.8 Schematic diagram of transcendental curves

圖9 運(yùn)輸類飛機(jī)地面滑跑和空中機(jī)動(dòng)的超越曲線 示意圖[20]Fig.9 Schematic diagram of transport aircrafts’ ground taxiing and air maneuvering transcendental curves[20]

在圖9中著陸滑跑情況的超越曲線上取一數(shù)據(jù)點(diǎn)(±Δnz0,N0),將其等損傷折算為峰值增量為Δnz、谷值增量為0的循環(huán)，2個(gè)循環(huán)次數(shù)均取為1，則有

(3)

(4)

對(duì)著陸滑跑曲線上的5個(gè)點(diǎn)(±0.165g, 8)、(±0.2g, 5)、(±0.4g, 0.1)、(±0.5g, 0.02)、(±0.678g, 0.001)進(jìn)行折算處理，再進(jìn)行最小二乘擬合，最終繪制出攔阻著艦超越曲線與著陸滑跑超越曲線，如圖10所示。

從圖10可知，對(duì)于相同超越次數(shù)，攔阻著艦過載大于著陸滑跑過載，通過損傷計(jì)算，攔阻著艦過載對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)造成的損傷大于著陸滑跑過載造成的損傷，因此艦載機(jī)艦面載荷譜要比常規(guī)運(yùn)輸類飛機(jī)地面滑跑載荷譜嚴(yán)重。

對(duì)圖9中空中機(jī)動(dòng)過載超越曲線進(jìn)行類似換算，機(jī)動(dòng)過載超越曲線在對(duì)數(shù)坐標(biāo)系下為直線段，進(jìn)行線性擬合得到式(5)，曲線繪制如圖11所示。

lgN=-7.038 27Δnz+1.618 05

(5)

圖10 攔阻著艦與著陸滑跑超越曲線對(duì)比Fig.10 Comparison of transcendental curves during arrested landing and taxiing

圖11 攔阻著艦和空中機(jī)動(dòng)超越曲線對(duì)比Fig.11 Comparison diagram of transcendental curves during arrested landing and air maneuvering

從圖11可知，對(duì)于相同超越次數(shù)，攔阻著艦過載大于空中機(jī)動(dòng)過載，通過損傷計(jì)算，攔阻著艦過載對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)造成的損傷大于空中機(jī)動(dòng)過載造成的損傷，因此艦載機(jī)艦面載荷譜要比常規(guī)運(yùn)輸類飛機(jī)空中機(jī)動(dòng)載荷譜嚴(yán)重。但對(duì)于陣風(fēng)載荷占主導(dǎo)地位的運(yùn)輸類飛機(jī)，暫不能定量比較攔阻著艦任務(wù)段與空中飛行段損傷大小，這與飛機(jī)飛行高度、距離和重量等因素有關(guān)，后續(xù)將進(jìn)一步對(duì)該部分內(nèi)容進(jìn)行研究。

7 結(jié) 論

1) 在對(duì)國(guó)軍標(biāo)以及國(guó)外艦載機(jī)規(guī)范有關(guān)內(nèi)容理解分析的基礎(chǔ)上，建立攔阻著艦多體動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)方程，進(jìn)行仿真計(jì)算，獲得載荷譜編制所需參數(shù)的時(shí)間歷程，編制出著艦任務(wù)段的設(shè)計(jì)載荷譜。

2) 提出了一種艦載機(jī)艦面載荷譜的編制思路，運(yùn)用峰谷值計(jì)數(shù)法和等谷值計(jì)數(shù)法分別對(duì)重心過載進(jìn)行統(tǒng)計(jì)計(jì)數(shù)，最終繪制重心過載峰、谷值超越曲線，與已有的超越曲線進(jìn)行了對(duì)比分析，具有較高的研究?jī)r(jià)值。

3) 本方法定性比較了艦載機(jī)艦面載荷譜與陸基飛機(jī)載荷譜的嚴(yán)重程度，在定量計(jì)算起落架載荷方面存在一定的局限性，后續(xù)將結(jié)合試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)一步驗(yàn)證。