何敏，朱小龍，劉曉明，劉凡，姚小虎, *

1. 航空工業(yè)成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司，成都 610092 2. 華南理工大學(xué) 土木與交通學(xué)院 工程力學(xué)系，廣州 510640

現(xiàn)今，航空母艦發(fā)展與應(yīng)用備受矚目。航母是海上重要的移動(dòng)作戰(zhàn)平臺(tái)，其發(fā)展至今已是現(xiàn)代海軍不可或缺的攻防利器。艦載機(jī)是航空母艦編隊(duì)武器系統(tǒng)攻防體系的核心，航母要實(shí)現(xiàn)快速投送武器的能力，必須要保證艦載機(jī)高密度、高效率地起飛和降落，依靠艦載機(jī)強(qiáng)大的作戰(zhàn)能力，航空母艦編隊(duì)才能在廣袤的海洋上縱橫馳騁[1-2]。眾所周知，除了垂直起降飛機(jī)，大部分飛機(jī)起飛前都需要通過滑跑來獲得足夠的滑行速度及機(jī)翼升力，然而，由于航空母艦上飛行甲板跑道長度遠(yuǎn)比陸地機(jī)場跑道要短，極大地限制了艦載機(jī)起飛所需的滑跑速度和氣動(dòng)升力。為了保證艦載機(jī)起飛安全，工程師們極盡所能，設(shè)計(jì)了多種起飛方式，艦載機(jī)起飛技術(shù)經(jīng)歷了局部/全通式甲板自主式滑跑起飛、彈射起飛、滑躍起飛等不同的階段[3]，其中彈射起飛方式以其起飛滑跑距離短、飛機(jī)升空頻率高等優(yōu)點(diǎn)而成為短距起飛的最佳選擇，在航空母艦上得以廣泛應(yīng)用[4]。

彈射起飛，即艦載機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)推力及彈射器的外力牽引下加速滑跑，在短距離內(nèi)達(dá)到起飛速度。彈射起飛方式彌補(bǔ)艦載機(jī)自身動(dòng)力不足的缺點(diǎn)，放寬了對起飛重量和推重比等條件的要求，可以在較大的起飛重量下安全起飛；另外，彈射起飛還可以保證多架艦載機(jī)以較短的時(shí)間間隔起飛作戰(zhàn)，極大地提高了航母作戰(zhàn)效能，如某航空母艦上的4臺(tái)C-13彈射器同時(shí)工作時(shí)，艦載機(jī)起飛間隔僅為15 s，很好地滿足了實(shí)戰(zhàn)需求，受到廣泛好評(píng)[5-7]。飛機(jī)在突加彈射力的牽引下，機(jī)身與起落架受力以及工作情況都會(huì)出現(xiàn)復(fù)雜的變化，因此，這就要求對彈射起飛過程中飛機(jī)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)有清晰的理解和準(zhǔn)確的把握，對其性能進(jìn)行準(zhǔn)確預(yù)測和評(píng)估，指導(dǎo)飛機(jī)設(shè)計(jì)，保證飛機(jī)彈射起飛階段的安全[8-12]。

國外有關(guān)彈射起飛和滑躍起飛技術(shù)的相關(guān)文獻(xiàn)較少公開發(fā)表，相關(guān)數(shù)據(jù)資料較難獲取。通過查閱少數(shù)已公開的文獻(xiàn)資料可知，Clarke和Smith[13]在20世紀(jì)70年代給出了確定艦載機(jī)彈射起飛最小離艦速度的方法；Donald[14]介紹了艦載機(jī)拖曳牽引起飛裝置及應(yīng)用；Englebry[15]對滑躍起飛方式進(jìn)行了理論和實(shí)驗(yàn)研究；Shrikant Rao[16]提供了一種用來分析和控制飛機(jī)滑躍起飛姿態(tài)的研究方法；Eppel等[17]研究了前起落架突伸技術(shù)對縮短短距離起降飛機(jī)地面滑跑距離的影響。在滑躍起飛技術(shù)方面，Imhof和Schork[18]研究了可回收分段甲板和光滑曲線甲板對艦載機(jī)落架受力的影響；Fozard[19]和Birckelbaw[20]研究了某型艦載機(jī)滑躍起飛性能。

國內(nèi)對艦載機(jī)起飛的研究始于20世紀(jì)90年代初，且主要集中于彈射起飛技術(shù)，采用的研究方法主要是理論分析和模擬仿真，缺乏試驗(yàn)數(shù)據(jù)。金長江等[12,21]對艦載機(jī)彈射起飛過程中的動(dòng)力學(xué)問題進(jìn)行分析，討論了飛機(jī)起飛瞬間的離艦姿態(tài)，安全離艦速度及離艦上升航跡等問題，其團(tuán)隊(duì)還利用已知的甲板形狀曲線，建立了考慮甲板運(yùn)動(dòng)、起落架變形運(yùn)動(dòng)在內(nèi)的完整的飛機(jī)動(dòng)力學(xué)方程，并討論了航母縱搖和垂蕩對起飛特性的影響；鄭本武[22]研究了艦載機(jī)彈射起飛的動(dòng)力學(xué)特性，確定彈射起飛參數(shù)的計(jì)算方法，并對飛機(jī)起飛參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化；王維軍和郭林亮[23]建立了彈射起飛過程的全量多體動(dòng)力學(xué)仿真模型；徐燕[24]使用 MATLAB/Simulink 軟件對艦載機(jī)滑躍起飛的過程進(jìn)行了仿真分析，并將分析結(jié)果與基于MSC.ADAMS 建立的全機(jī)滑躍起飛虛擬樣機(jī)的虛擬試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比，兩種結(jié)果基本吻合。孫師友和屈香菊[25]首先提出了將彈射起飛和滑躍甲板結(jié)合起來的斜板/彈射綜合起飛方式，針對這種起飛方式的特點(diǎn)進(jìn)行了分析，并通過數(shù)值仿真，說明了這種起飛方式預(yù)期的性能收益以及存在的關(guān)鍵問題。國內(nèi)還有很多學(xué)者對艦載機(jī)起飛進(jìn)行了研究。

綜上所述，現(xiàn)有研究主要考慮艦載機(jī)彈射過程中飛機(jī)離艦姿態(tài)、起落架力學(xué)狀態(tài)、以及艦面搖晃的影響，對艦載機(jī)彈射過程中的機(jī)身過載研究和相關(guān)試驗(yàn)幾乎是空白。本文以艦載機(jī)的前機(jī)身結(jié)構(gòu)及前起落架為研究對象，分析其在地面彈射沖擊加載下，前機(jī)身結(jié)構(gòu)及其連接部位承受沖擊載荷的能力，研究其在傳力路徑上的沖擊響應(yīng)特性。通過彈射沖擊試驗(yàn)和采用剛?cè)狁詈夏Ｐ偷姆抡婺M方法，分析該試件結(jié)構(gòu)在彈射沖擊過程中的動(dòng)態(tài)響應(yīng)，將仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比分析，為艦載機(jī)地面沖擊試驗(yàn)方法提供參考，為彈射起飛過程中飛機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)響應(yīng)預(yù)測、計(jì)算分析提供依據(jù)，并為飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及動(dòng)強(qiáng)度校核提供數(shù)據(jù)支撐。

1 試 驗(yàn)

艦載機(jī)彈射起飛是一個(gè)短時(shí)強(qiáng)動(dòng)載的過程，因而需要對飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行動(dòng)態(tài)響應(yīng)分析，保證飛機(jī)彈射安全。開展整機(jī)彈射起飛費(fèi)時(shí)費(fèi)力，若沒有對飛機(jī)彈射過程有一個(gè)清晰的了解和準(zhǔn)確的把控，稍有不慎，就有可能造成很大的經(jīng)濟(jì)損失，甚至人員傷亡。因此，為了充分掌握飛機(jī)在彈射過程中的動(dòng)態(tài)響應(yīng)，如過載的分布、關(guān)鍵受力部位的應(yīng)力應(yīng)變等信息，首次自主設(shè)計(jì)了艦載機(jī)地面彈射試驗(yàn)裝置，如圖1所示。對前機(jī)身和前起落架艙布局進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)，多次重復(fù)開展彈射試驗(yàn)，從而對飛機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)以及彈射方案起到指導(dǎo)作用。

圖1 地面彈射試驗(yàn)裝置示意圖Fig.1 Sketch of ground ejection test set-up

1.1 試驗(yàn)方法

飛機(jī)彈射起飛過程是一個(gè)典型的動(dòng)態(tài)沖擊過程。本試驗(yàn)研究張力銷斷裂瞬間前機(jī)身主結(jié)構(gòu)以及部分起落架結(jié)構(gòu)的沖擊響應(yīng)，從而代替地面彈射過程中牽制桿斷裂瞬間對機(jī)身結(jié)構(gòu)及起落架產(chǎn)生的過載。試驗(yàn)將前起落架和前機(jī)身主要傳力部件通過軟連接固定在承力墻上，如圖1所示。試件在4090框處通過角板螺栓與轉(zhuǎn)接盒段連接，轉(zhuǎn)接盒段通過承力主螺栓固定在承力墻上。選用MTS -復(fù)雜加載系統(tǒng)進(jìn)行試驗(yàn)，選取2個(gè)不同規(guī)格的作動(dòng)筒，利用油缸在前起落架與彈射桿連接處施加水平方向的彈射載荷。在真實(shí)彈射起飛情況下，機(jī)體結(jié)構(gòu)水平方向處于自由狀態(tài)，彈射載荷直接傳遞到牽制桿裝置上，致使張力銷剪斷。試驗(yàn)時(shí)由于試件固定約束在承力墻上，為避免彈射載荷傳遞到試件約束端，采用加載油缸主動(dòng)施加牽制載荷致使張力銷剪斷的方式代替實(shí)際彈射起飛過程中張力銷被動(dòng)剪斷。與此同時(shí)，在起落架主柱處設(shè)置一塊橡膠墊以模擬起落架主柱對機(jī)身法向向下的約束。作用在起落架上的有彈射桿載荷和牽制桿約束，由于生產(chǎn)制造等問題，張力銷剪斷載荷有6%的容差。本文對4種試驗(yàn)載荷工況下張力銷100%限制載荷沖擊進(jìn)行了研究，4次試驗(yàn)載荷如表1所示。

圖2(a)和圖2 (b)分別給出了彈射力與牽制力的時(shí)間歷程曲線；張力銷連接如圖3(a)所示,試驗(yàn)連接及加載方式如圖3(b)所示。

表1 試驗(yàn)載荷工況Table 1 Cases of testing load

圖2 試驗(yàn)加載曲線Fig.2 Loading curves of test

圖3 現(xiàn)場試驗(yàn)Fig.3 Field test

1.2 試驗(yàn)結(jié)果

為監(jiān)測試驗(yàn)過程中前機(jī)身及前起落架的動(dòng)態(tài)響應(yīng)，采用LMS SCADAS MOBILE動(dòng)力學(xué)測試儀進(jìn)行試驗(yàn)過程加速度數(shù)據(jù)的采集，在起落架立柱及起落架壁板的上傳力路徑和下傳力路徑上粘貼了采樣頻率分別為10 210和20 480 Hz的三軸向智能加速度傳感器和單軸向智能加速度傳感器，共11個(gè)，其分布位置如圖4所示。

本文中對所有過載數(shù)據(jù)都進(jìn)行了無量綱化處理。為消除試驗(yàn)獲得的過載-時(shí)間歷程曲線中高頻噪聲的影響，對原始測量數(shù)據(jù)進(jìn)行高頻濾波處理，圖5給出了工況2中1號(hào)測點(diǎn)的原始測量數(shù)據(jù)及濾波后航向過載-時(shí)間歷程曲線。本文的研究重點(diǎn)為機(jī)身結(jié)構(gòu)的航向過載，故后文提到的過載均指航向過載。

圖4 加速度傳感器位置示意圖Fig.4 Sketch of acceleration sensor position

圖5 航向過載-時(shí)間歷程曲線(1號(hào)測點(diǎn))Fig.5 Heading overload-time history curves (Point 1)

對所有測點(diǎn)的過載-時(shí)間歷程曲線采用同樣的濾波處理方式。7號(hào)測點(diǎn)位于起落架外筒上，是彈射載荷直接作用點(diǎn)，試驗(yàn)過程中其加速度值均高于其他測量點(diǎn)值，如圖6所示，造成該特點(diǎn)的原因有：① 起落架的剛度大于機(jī)身的剛度；② 過載是通過起落架傳遞到機(jī)身上的，傳遞過程中過載有衰減，因而起落架上的過載比其他部位的過載要大。

4次沖擊試驗(yàn)沿上傳力路徑(測點(diǎn)1～6)及下傳力路徑(測點(diǎn)8～11)的過載峰值變化如圖7所示。從圖中可以看出，彈射試驗(yàn)過程中過載峰值沿飛機(jī)逆航向呈現(xiàn)出明顯的衰減趨勢，其中，上傳力路徑的過載峰值從1號(hào)測點(diǎn)至6號(hào)測點(diǎn)衰減了56%，下傳力路徑的過載峰值從8號(hào)測點(diǎn)至11號(hào)測點(diǎn)衰減了62%。

采用DH5929動(dòng)態(tài)應(yīng)變測試系統(tǒng)進(jìn)行沖擊試驗(yàn)過程應(yīng)變數(shù)據(jù)的采集，在試件起落架壁板及蒙皮上粘貼了22個(gè)動(dòng)態(tài)應(yīng)變測量儀，采樣頻率為20 480 Hz。前機(jī)身構(gòu)件中加強(qiáng)框編號(hào)如圖8(a)所示，動(dòng)態(tài)應(yīng)變測量點(diǎn)主要對稱分布于前機(jī)身結(jié)構(gòu)的壁板梁和下大梁上，部分測點(diǎn)如圖8(b)。

圖6 關(guān)鍵位置航向過載-時(shí)間歷程曲線(7號(hào)測點(diǎn))Fig.6 Heading overload-time history curves of critical position (Point 7)

圖7 前機(jī)身結(jié)構(gòu)航向過載峰值Fig.7 Peaks of heading overload of front fuselage structure

沖擊試驗(yàn)測量得到的最大應(yīng)變出現(xiàn)在中間壁板2號(hào)框與3號(hào)框之間，該處也是距離彈射力加載位置較近的地方，該處應(yīng)變-時(shí)間歷程曲線如圖9所示，4次試驗(yàn)測量得到的應(yīng)變-時(shí)間歷程曲線變化基本一致，試驗(yàn)重復(fù)性較好。4次沖擊試驗(yàn)測量最大應(yīng)變?yōu)? 800 με，小于材料的許用值4 000 με。

選用型號(hào)為IL-050激光位移傳感器對試驗(yàn)過程中沿彈射力加載方向位移數(shù)據(jù)進(jìn)行采集。該傳感器采樣頻率為51 200 Hz。動(dòng)態(tài)位移測量點(diǎn)位于1號(hào)框左側(cè)腹板上，位置如圖8(b)所示。4次沖擊試驗(yàn)測量的位移峰值如圖10所示，可知，4次試驗(yàn)測得的位移峰值相差不超過0.1 mm，最大位移均在0.5 mm左右，結(jié)果重復(fù)性較好。另外，試驗(yàn)過程中試件位移很小，張力銷斷裂瞬間試件位移為0.1 mm左右。

圖8 中間壁板編號(hào)及應(yīng)變片和位移傳感器分布Fig.8 Serial number of intermediate panel and distribution of strain gauges and displacement sensor

圖9 應(yīng)變-時(shí)間歷程曲線Fig.9 Strain-time history curves

圖10 航向位移峰值Fig.10 Peak values of heading displacement

2 剛?cè)狁詈蠑?shù)值模擬

2.1 模型創(chuàng)建

近年來多體動(dòng)力學(xué)的研究熱點(diǎn)集中于大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)的剛?cè)狁詈隙囿w動(dòng)力學(xué)，核心問題是模型的搭建和求解。多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)分析中的建模包括從幾何模型構(gòu)建成物理模型，由物理模型形成數(shù)學(xué)模型兩個(gè)過程，求解階段需要根據(jù)分析類型如：動(dòng)力分析、靜力分析、特征值分析等來選擇求解方法[26]。此次模擬仿真采用以機(jī)械系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)軟件ADAMS為主，其他多種建模軟件為輔的動(dòng)力學(xué)方法，構(gòu)建了艦載機(jī)前機(jī)身及前起落架的剛?cè)狁詈夏Ｐ?，模型的材料屬性如?所示。

在ADAMS里創(chuàng)建試件柔性體需要輸入試件的模態(tài)中性文件，利用有限元軟件Nastran計(jì)算試件模型的固有頻率和對應(yīng)的模態(tài)，將模型變形視為由模態(tài)線性疊加得到，模型模態(tài)如表3所示。在構(gòu)件離散成有限元模型時(shí)，要對每個(gè)單元和節(jié)點(diǎn)編號(hào)，以便節(jié)點(diǎn)位移按照編號(hào)組成一個(gè)矢量，這一矢量由多個(gè)最基本而相互垂直的同維矢量通過線性組合構(gòu)成，這里最基本的矢量是模型的模態(tài)，模態(tài)對應(yīng)的頻率是共振頻率，模態(tài)實(shí)際上是各個(gè)節(jié)點(diǎn)位移的一種比例關(guān)系。單元內(nèi)部各節(jié)點(diǎn)的位移，利用單元的材料屬性，可以在模態(tài)空間中通過模態(tài)線性疊加得到，進(jìn)而可以計(jì)算出構(gòu)件的應(yīng)力和應(yīng)變[27-28]。

表2 模型的材料屬性Table 2 Material properties of model

表3 模型部分模態(tài)Table 3 Selected modes of model

2.2 剛?cè)狁詈夏Ｐ?/h3>

將起落架的三維數(shù)學(xué)模型在CATIA和Hypermesh里作合理的簡化，簡化的內(nèi)容主要有：刪除起落架上油管及電線等構(gòu)件，以增加計(jì)算效率，并在各部件的重心處和連接處創(chuàng)建ADAMS能識(shí)別的Point，以便在模型導(dǎo)入ADAMS后在相應(yīng)位置處創(chuàng)建必要的MARKER，以此來定義重心位置和相應(yīng)的滑移運(yùn)動(dòng)副和轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)副[27-28]。根據(jù)靜平衡計(jì)算出的起落架活塞行程確定起落架活塞桿的精確位置。前起落架模型如圖11所示。起落架作為剛性體處理，機(jī)身試件為柔性體，兩者之間的連接采用固定約束。起落架的安裝位置決定了起落架的受力，同時(shí)也直接影響著彈射試驗(yàn)過程中試件的姿態(tài)，裝配完整的剛?cè)狁詈嫌?jì)算模型如圖12所示。

模擬彈射力及牽制力-時(shí)間歷程曲線如圖13所示。彈射力的最大值為60.01 kN，加載速率為6.001 kN/s，張力銷剪斷載荷設(shè)定為固定值56.309 kN。

圖11 前起落架構(gòu)件Fig.11 Components of nose landing gear

圖12 剛?cè)狁詈夏Ｐ虵ig.12 Rigid and flexible coupling model

圖13 模擬加載曲線Fig.13 Loading curves of simulation

3 對比分析

將試驗(yàn)測量位置上的加速度、應(yīng)變進(jìn)行分析，并將仿真結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比。

3.1 過載

圖14為測點(diǎn)7位置(起落架外筒)試驗(yàn)測量與仿真計(jì)算得到的航向過載-時(shí)間歷程曲線。由圖14可知，該處由仿真計(jì)算得到的過載值與試驗(yàn)測量值趨勢基本一致，模擬計(jì)算得到的最大過載比試驗(yàn)測量結(jié)果小6%。

測點(diǎn)1～6和8～11的過載曲線與測點(diǎn)7的過載曲線類似，但過載的峰值大小不同。對4次相同試驗(yàn)得到各點(diǎn)的過載取平均值，再與模擬數(shù)據(jù)對比，如圖15所示，圖15(a)為沿上傳力路徑(測點(diǎn)1～6)的過載峰值，圖15(b)為沿下傳力路徑(測點(diǎn)8～11)的過載峰值。從圖中可以看出，過載的峰值會(huì)沿著試件逐漸向后衰減，試驗(yàn)結(jié)果顯示，試件上的過載峰值沿航向衰減了72%；模擬結(jié)果顯示，試件上的過載峰值沿航向衰減了76%。由圖15可以看出，試驗(yàn)測量得到的各測點(diǎn)過載峰值與仿真結(jié)果吻合得較好，這進(jìn)一步驗(yàn)證了采用剛?cè)狁詈蠑?shù)值模擬方法是可行的。

圖14 典型位置航向過載-時(shí)間歷程曲線(測點(diǎn)7)Fig.14 Heading overload-time history curves of typical position (Point 7)

圖15 試驗(yàn)與模擬結(jié)果對比Fig.15 Comparison of test and simulation results

3.2 應(yīng)變

選取試件上的前起落架艙壁板、4號(hào)中間壁板、6號(hào)中間壁板和前機(jī)身大梁下側(cè)這4個(gè)位置處的應(yīng)變進(jìn)行對比分析，具體位置如圖8所示。圖16給出了試驗(yàn)和模擬中應(yīng)變-時(shí)間歷程曲線的比較，可以看出應(yīng)變沿逆航向呈遞減的趨勢，試驗(yàn)與模擬結(jié)果基本吻合。試驗(yàn)得到的應(yīng)變曲線很多點(diǎn)的初始應(yīng)變不為0，這是由于試件自重和邊界條件導(dǎo)致的。

圖16 機(jī)身關(guān)鍵點(diǎn)應(yīng)變-時(shí)間歷程曲線Fig.16 Strain-time history curves of typical points of fuselage

3.3 強(qiáng)度校核

由地面彈射試驗(yàn)和模擬數(shù)據(jù)對比可知，過載和應(yīng)變的大小和分布都吻合得較好，因而能為飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參考依據(jù)，而飛機(jī)彈射過程中另一個(gè)需關(guān)注的信息就是機(jī)身的應(yīng)力分布，因?yàn)樗苯雨P(guān)系到機(jī)身各部分的強(qiáng)度。根據(jù)地面彈射模擬的結(jié)果，對前機(jī)身結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度校核。

從前機(jī)身結(jié)構(gòu)上應(yīng)變的分布情況可以看到，越靠近彈射桿施力點(diǎn)，應(yīng)變越大，離施力點(diǎn)越遠(yuǎn)，應(yīng)變越小，可以推測得到，其應(yīng)力的分布也應(yīng)該是這個(gè)趨勢。對應(yīng)3.2節(jié)中前起落架艙壁板、4號(hào)中間壁板、6號(hào)中間壁板和前機(jī)身大梁下側(cè)這4個(gè)位置處的應(yīng)力-時(shí)間歷程曲線如圖17(a)所示。可以看到，這些部位的應(yīng)力滿足這樣的規(guī)律：離彈射力施力點(diǎn)越近，應(yīng)力越大，離施力點(diǎn)越遠(yuǎn)，應(yīng)力越小。機(jī)身各中間壁板應(yīng)力峰值的分布趨勢如圖17(b)所示。

圖17 應(yīng)力模擬結(jié)果Fig.17 Simulation results of stress

可以看到，前機(jī)身應(yīng)力最大值達(dá)到182 MPa，低于復(fù)合材料的許用應(yīng)力510 MPa，彈射過程中機(jī)身結(jié)構(gòu)是安全的。

4 結(jié) 論

通過前機(jī)身段地面沖擊試驗(yàn)研究，可以得出以下結(jié)論：

1) 此次地面沖擊試驗(yàn)一方面有效地說明了采用剛?cè)狁詈夏M方法來研究動(dòng)力學(xué)問題是可行的；另一方面，此次試驗(yàn)為艦載機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供了參考依據(jù)，也為整機(jī)彈射起飛的實(shí)現(xiàn)提供了有效的數(shù)據(jù)支撐。

2) 通過對艦載機(jī)前機(jī)身及前起落架連接部件的4次張力銷剪斷瞬間試驗(yàn)結(jié)果分析可知，在張力銷剪斷瞬間，采集到的機(jī)身及起落架連接部件沖擊動(dòng)態(tài)響應(yīng)數(shù)據(jù)有效，充分反映了結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)沖擊下的真實(shí)響應(yīng)。

3) 沖擊試驗(yàn)過程中，從時(shí)間歷程上看，機(jī)身過載峰值出現(xiàn)在張力銷剪斷后的2 ms內(nèi)，并在20 ms內(nèi)迅速衰減；從傳力路徑上看，過載峰值沿壁板梁逆航向遞減，呈現(xiàn)出明顯的衰減趨勢。從試驗(yàn)應(yīng)變測量的結(jié)果可知，雖然彈射沖擊載荷造成的瞬時(shí)過載大，但由于沖擊時(shí)間極短，應(yīng)變及應(yīng)力小，不會(huì)對機(jī)體結(jié)構(gòu)造成損傷和破壞。

4) 通過分析模擬及彈射試驗(yàn)得到的應(yīng)力應(yīng)變數(shù)據(jù)可知，模擬得到的應(yīng)力最大值可達(dá)到180 MPa，低于材料設(shè)計(jì)許用值，試驗(yàn)及模擬得到的應(yīng)變也是遠(yuǎn)低于航空材料的許用值，前機(jī)身結(jié)構(gòu)上應(yīng)力應(yīng)變分布趨勢基本相同，即越靠近彈射桿施力點(diǎn)，應(yīng)力應(yīng)變越大，離施力點(diǎn)越遠(yuǎn)，應(yīng)力應(yīng)變越小。

參 考 文 獻(xiàn)

[1] 曲東才, 周勝明. 艦載機(jī)起飛技術(shù)研究[J]. 航空科學(xué)技術(shù), 2004(4): 25-29.

QU D C, ZHOU S M. Study of technologies of shipboard plane taking off[J]. Aeronautical Science & Technology, 2004(4): 25-29 (in Chinese).

[2] 海軍裝備部飛機(jī)辦公室. 國外艦載機(jī)技術(shù)發(fā)展[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2008: 21-25.

Aircraft Office, Naval Equipment Department. Technology development of foreign carrier aircraft[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 2008: 21-25 (in Chinese).

[3] 曲東才. 航母艦載機(jī)是如何起飛的?[J]. 現(xiàn)代兵器, 1998(11): 30-32.

QU D C. How is the carrier aircraft taking off?[J]. Modern Weaponry, 1998(11): 30-32 (in Chinese).

[4] 喬鴿. 飛機(jī)彈射起飛前起落架載荷分析[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2013: 1-9.

QIAO G. The nose landing gear load analysis of carrier-based aircraft take-off[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2013: 1-9 (in Chinese).

[5] 林國鋒, 何植岱. 艦載飛機(jī)彈射起飛過程中的幾個(gè)問題[J]. 飛行力學(xué), 1991(3): 31-39.

LIN G F, HE Z D. Several problems during the ejection take-off process of sea-based aircraft[J]. Flight Dynamics, 1991(3): 31-39 (in Chinese).

[6] 聶宏, 房興波. 艦載飛機(jī)彈射起飛動(dòng)力學(xué)研究進(jìn)展[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2013, 45(6): 727-738.

NIE H, FANG X B. Overview of carrier-based aircraft catapult launch dynamics[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2013, 45(6): 727-738 (in Chinese).

[7] 王俊彥. 艦載機(jī)彈射起飛技術(shù)的應(yīng)用與發(fā)展[J]. 科技信息, 2009(23): 440-576.

WANG J Y. Application and development of shipborne aircraft ejection-takeoff technology[J]. Science & Technology Information, 2009(23): 440-576 (in Chinese).

[8] 王萌輝, 趙波. 艦載飛機(jī)起降動(dòng)力學(xué)研究[J]. 飛機(jī)設(shè)計(jì),1997(1): 21-33.

WANG M H, ZHAO B. Study on the dynamics of take-off and landing of shipborne aircraft[J]. Aircraft Design, 1997(1): 21-33 (in Chinese).

[9] 孫志宏. 無人機(jī)彈射起飛技術(shù)分析[J]. 測繪與空間地理信息, 2014(8): 174-175.

SUN Z H. The technical analysis of unmanned aircraft catapult launch[J]. Geomatics & Spatial Information Technology, 2014(8): 174-175 (in Chinese).

[10] 于浩, 聶宏. 艦載機(jī)偏中心定位彈射起飛動(dòng)力學(xué)分析[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2010, 42(5): 537-542.

YU H, NIE H. Dynamics analysis of carrier-based aircraft with off-center catapult launch[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2010, 42(5): 537-542 (in Chinese).

[11] 趙波. 艦載飛機(jī)起降過程的幾個(gè)飛行動(dòng)力學(xué)問題[J]. 飛行力學(xué), 1991(4): 83-89.

ZHAO B. Flight dynamic problems of carrier aircraft during takeoff and landing[J]. Flight Dynamics, 1991(4): 83-89 (in Chinese).

[12] 金長江, 洪冠新. 艦載機(jī)彈射起飛及攔阻著艦動(dòng)力學(xué)問題[J]. 航空學(xué)報(bào), 1990, 11(12): 534-542.

JIN C J, HONG G X. Dynamic problems of carrier aircraft catapult launching and arrest landing[J]. Journal of Aeronautics, 1990, 11(12): 534-542 (in Chinese).

[13] CLARKE G E, SMITH A A. Determination of minimum catapult launch speeds[C]∥Proceedings of the Sixth Annual Symposium. Wichita: Cessna, 1975: 172.

[14] DONALD B. Full scale tests of nose tow catapulting: AIAA-1964-327[R]. Reston, VA: AIAA, 1964: 1-10.

[15] ENGLEBRY C R. Impact of ramp launch technology on a navy support aircraft: AIAA-1980-1878[R]. Reston, VA: AIAA, 1980.

[16] SHRIKANT RAO P. Performance analysis and control design for ski-jump take off: AIAA-2003-5412[R]. Reston, VA: AIAA , 2003.

[17] EPPEL J C, HARDY G, MARTIN J L. Flight investigation of the use of a nose gear jump strut to reduce takeoff ground roll distance of STOL aircraft: 94035-1000[R]. Moffett Field, CA: Ames Research Center, 1994: 1-38.

[18] IMHOF G, SCHORK W. Using simulation to optimize ski jump ramp profiles for STOVL aircraft: AIAA-2000-4285[R]. Reston, VA: AIAA, 2000.

[19] FOZARD J. Ski-jump—A great leap for tactical airpower V/STOL jet launching from upward-inclined ramp[C]∥Atlantic Aeronautical Conference. Williamsburg, VA: Atlantic Airways, 2013: 88-104.

[20] BIRCKELBAW L G. Ski jump takeoff performance predictions for a mixed-flow, remote-lift STOVL aircraft: NASA-TM-103866[R]. Washington, D.C.: NASA, 1992.

[21] 金長江, 車軍. 斜板滑跳起飛動(dòng)力學(xué)特性研究[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 1997, 23(3): 356-361.

JIN C J, CHE J. Study of ramp ski-jump take-off dynamic characteristics[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 1997, 23(3): 356-361 (in Chinese).

[22] 鄭本武. 艦載飛機(jī)彈射起飛性能和影響因素分析[J]. 飛行力學(xué), 1992, 10(3): 27-33.

ZHENG B W. The catapulting performance of the carrier based airplane and the parameter study[J]. Flight Dynamics, 1992, 10(3): 27-33 (in Chinese).

[23] 王維軍, 郭林亮. 滑橇甲板助飛的力學(xué)機(jī)理分析[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2008, 34(8): 887-890.

WANG W J, GUO L L. Analysis of the mechanics for ski-jump takeoff[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2008, 34(8): 887-890 (in Chinese).

[24] 徐燕. 艦載飛機(jī)滑躍起飛動(dòng)力學(xué)研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2008: 23-54.

XU Y. Dynamic study of ski-jump takeoff of carrier-based aircraft[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2008: 23-54 (in Chinese).

[25] 孫友師, 屈香菊. 艦載機(jī)斜板/彈射綜合起飛的性能收益與關(guān)鍵問題[J]. 飛機(jī)設(shè)計(jì), 2008, 28(5): 15-18.

SUN S Y, QU X J. Performance increase and key problems of the carrier-based aircraft ramp/catapult synthesized take-off[J]. Aircraft Design, 2008, 28(5): 15-18 (in Chinese).

[26] 洪嘉振. 計(jì)算多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)[M]. 北京: 高等教育出版社, 1999(4): 469-478.

HONG J Z. Computational dynamics of multibody systems[M]. Beijing: Higher Education Press, 1999(4): 469-478 (in Chinese).

[27] 曠剛. 飛機(jī)適墜性與滑跑響應(yīng)研究[D]. 廣州: 華南理工大學(xué), 2014: 8-19.

KUANG G. The research on crashworthiness simulation and taxiing-induced dynamic response of the aircraft[D]. Guangzhou: South China University of Technology, 2014: 8-19 (in Chinese).

[28] 黎偉明, 馬曉利. 艦載機(jī)多體動(dòng)力學(xué)建模與彈射起飛模擬[J]. 機(jī)械科學(xué)與技術(shù), 2016, 35(11): 1797-1804.

LI W M, MA X L. Multi-body dynamics modeling and catapult-launching simulation for carrier-based aircraft[J] Mechanical Science and Technology for Aerospace Engineering, 2016, 35(11): 1797-1804 (in Chinese).