飞机着舰偏心偏航拦阻动力学分析

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飞机对中和偏心拦阻钩索动力学分析

( t +Δt ) 时刻飞机的加速度 , A 1 为 t 时刻飞机的加速
n =
2 - ( 2 R H + ) d ± ( 2 R H + d) + 4 d
( 7)
2d
式 ( 7) 可以用于程序设计中。 2. 3 钩 —索冲击为正确描述拦阻机的性能 ,将钩 —索冲击形成的弯折波引入到数学模型中。在计算模型和程序中 ,考虑弯折波在索中的传播、拦阻过程中弯折波在滑轮与拦阻钩间的传播和反射 ,同时将拦阻索视为弹性。 2. 3. 1 弯折波速度的确定弯折波在索中的传播取决于波速 w , 图 2 给出弯折波在索中传播的示意图。半无界索在 t = 0 时刻处于静止状态。 t ( t > 0) 时刻 ,端点 O 受速度 v0 横向冲击后到 P 点 ,同时索中的质点向着冲击源运动到 Q 点 , t 时刻拉伸应力传到 R 点。此时索中有 4 个速度 , ( 1) 纵波 ( 2) 横波波波速 c ,是拉伸应力 σ在索中的传播速度。 ( 3) 质点速 c ,是索中质点 Q 开始作横向运动的速度。 ( 4) 弯折波速 w , 为弯折点 Q 向冲击源移动的速度 u 。 Q ( 向左右滑轮) 传播的速度。具体表述如下 , ( 1) 纵波波速可以表示为
c =
Δt 为平均时间增量 , 则瞬时速度可用平均速度表度, 示为 Δt ( A1 + A2 ) ( 2) V2 = V1 + 2 式 ( 2) 是时间积分过程 ,在 Δt 内飞机获得的速度增量可表示为 Δ ΔV = t ( A 1 + A 2 ) 2 2. 2 绕带筒的运动尼龙带 —滚筒的角加速度是程序设计的重要参数之一。滚筒角加速度满足牛顿第二定律

舰载飞机的阻拦着舰动力学建模

[1]
收稿日期 : 2017 – 08 – 21 基金项目 : 国家自然科学基金资助项目 (61179051) 作者简介 : 陈裕芹 (1981 – ) ，男，硕士，讲师，主要从事飞机维修工程与工程力学研究。
第 39 卷
陈裕芹 : 等：舰载飞机的阻拦着舰动力学建模
· 187 ·
差，存在各种大气紊流，不利于舰载飞机的安全着舰。本文主要针对舰载飞机着舰过程的减速装置 — 阻拦索，建立阻拦索的运动学模型和受力模型，并进行了阻拦过程的受力仿真。
第 39 卷第 10A 期 2017 年 10 月
舰船科学技术 SHIP SCIENCE AND TECHNOLOGY
Vol. 39, No. 10A Oct. , 2017
舰载飞机的阻拦着舰动力学建模
陈裕芹，程秀全，戴沅均
(广州民航职业技术学院飞机维修工程学院，广东广州 510470)
摘要 : 舰载飞机在海上军事体系中占有至关重要的地位，随着我国大型航空母舰的自行研发成功，舰载飞
机的弹射起飞和阻拦着舰等技术的研究也进一步展开。与地面起飞和降落不同，舰载飞机受到复杂的海上气候环境的影响，同时，航空母舰始终处于运动中，给舰载飞机的起飞和着舰提高了难度。舰载飞机在进行着舰时会产生很大的冲击载荷，为了保证飞机在最短滑行距离内安全着陆，航空母舰配备了阻拦挂索等装置。本研究针对某一型号的舰载飞机，利用仿真软件 Matlab-Simulink 和数值模拟方法，对该型号飞机的阻拦着舰过程进行了力学模型和运动学模型的建立，并在此基础上完成了阻拦着舰系统的力学仿真。
CHEN Yu-qin, CHENG Xiu-quan, DAI Yuan-jun (Department of Aircraft Maintenance Engineering, Guangzhou Civil Aviation College, Guangzhou 510470, China) Abstract: The aircraft occupies an important position in the maritime military system, with large aircraft carrier in China to develop successful research aircraft catapult and stop landing technology but also for further. Unlike ground takeoff and landing, carrier borne aircraft are affected by complex marine climate environment. At the same time, aircraft carriers are always in motion, which makes it difficult for carrier aircraft to take off and ship. Carrier borne aircraft will produce great impact loads when they are carrying out ships. In order to ensure the safe landing of aircraft in the shortest distance, the aircraft carrier is equipped with devices such as blocking and hanging cables. This study aimed at a certain type of aircraft, using the simulation method and numerical simulation software Matlab-Simulink, on the plane stop landing process has been set up mechanics model and kinematics model, and on this basis to complete the mechanical simulation block landing system. Key words: carrier aircraft；landing ship；dynamic modeling；simulation

飞机着舰拦阻动力学分析

ＳＮＸａ —ｕ，ＵｉｙｏＷＡＧＺｅ —ｉｇ（Ｈｎ —ｉｇＮｈｎｑｎ，Ｌ３ｏｇｑｎ，ＷＡＧＹｎ－ｎＮｏｇｊｕ
（ｏｌｅｏｅｏｐｃｎｉｉＥｇｅｒｇＨａｉｎｉｅｉｇＵｉｅｓｙＨｒｉ５０１ＣｉａＣｌｇｆｒｓａｅａｄＣｖｌｎｉｅｉ，ｒｎＥｇｅｒｎｖｒｉ，ａｂ１００，ｈｎ）ｅＡｎｎｂｎｎｔｎ
ｌａｅｉｃａ，ｈａｉｇｓｓｅｎｅｅｅｇｂｏｂｎｑｉｍｅｔｓｐｅｅｔｄｏｄｄａｒｒｆｔｅｄｍｐｎｙｔｍａｄｔｎｒｙａｓｒｉｇｅｕｐｎｒｓｎｅ．Ｃａｇｎｕｅｎａｓｓｔｈｗａｈｎｉｇｒｌｓａｄｃｕｅ
中图分类号：２２１文献标识码：文章编号：０６７４（００叭－６－６Ｖ１．３Ａ１０ —０３２１）０９００
Ｄｙｍｉｎｌｓｓｏａｒｅｉｃａｔｌｎｄｎｎａｃａａｙｉｆｃｒｉｒａｒｒｆａｉｇ
现代喷气式飞机的着舰速度为２０～０ｍｈ飞０３０ｋ／，
型（阻拦装置和飞机）并通过对飞机的载荷、冲系统和能量吸收装置的研究提出了动力学分析的公式．，缓通过３种情况（重量、速度、甲板宽度）的算例分析了飞机和阻拦装置的变化规律和原因，结果表明采用提出的假设和公式来计算飞机着舰的动力分析是可行的．关键词：飞机；着舰；动力学分析；冲系统；缓阻拦装置

飞机偏心拦阻过程动力学分析与仿真

第27卷第8期计算机仿真2010年8月文章编号:1006-9348(2010)08-0028-05飞机偏心拦阻过程动力学分析与仿真于立明1,韩庆1,李启明2(1.西北工业大学航空学院,陕西西安710072;2.上海飞机设计研究所,上海200232)摘要:针对飞机拦阻时,由于拦阻钩两侧拦阻索的非对称性及甲板两端滑轮的限制,常规波动力学方法求解的结果与实测值不符合。

为解决上述问题,以更准确描述拦阻时的拦阻索的应力应变状态,在拦阻边界条件下,对横波传播路径进行了合理假设,确定了横波的传播路径及弯折角求解模型,并考虑了其它工程研究中未涉及的纵波反射问题,进而建立了基于应力波的偏心拦阻动力学精确模型,并在M ATLAB平台进行了计算机仿真。

仿真结果表明与实测符合,为飞机拦阻以及拦阻钩、航母设计提供有益的参考。

关键词:拦阻;飞机;应力波;钩载;拦阻机中图分类号:V215 2 文献标识码:AD yna m i cs Anal ysis and Simulationof A ircraft O ff-Center Arrested Landi ngYU L i-m ing1,H an Q ing1,LI Q i-m i n g2(1.Schoo l of A eronauti cs,N orth w estern P olytechn i ca lU n i versity,X i an Shanx i710072,Ch i na;2.Shangha iA ircraft D esign and R esearch Institute,Shangha i200232,Ch i na)AB STRACT:Dur i ng ca rr i e r a ircraft arrested-lands on the runway,o ff-center a rrested l and i ng m ay occurs,whichres u lts from S-w ave path wh ich nor m a lw ave dyna m i cs descr i psi on can notm atch act ua l test result very w e ll becauseo f arresting cable s non-symm etry and restr i ction o f pull eys on bo t h si des of the runway.i n order to descr i be stress-strain sta te o f t he arrested cable m ore accura tely,t h i s paper m akes reasonab l e hypothes i s based on arrested runw ay-l and i ng boundary conditions,t hen establis hes S-w ave path and ki nk ang l e so l v i ng modes and cons i ders P-w avepath that other eng i nee ri ng research has not cons i de red,and then a off-center arrested land i ng dyna m ic ana l ysism ode l based on stress wave is bu ilt.S i m u lati on i s m ade w it h M ATLA B at last,and its resu lts can supply beneficia lreferences for desi gns o f carr i er a irc ra ft,arresti ng hook and a ircra ft carr i er.K EYWORDS:A rrested landi ng;A ircraft;Stress w ave;H ook l oad;A rresting gear1 引言根据规定[1],飞机拦阻偏心距离不超过拦阻钢索长度的20%,否则将对飞机和飞行员的安全构成极大威胁,而横波的传播路径与纵波的反射直接影响动力学求解结果,因此有必要对拦阻索中纵波和横波的传播进行准确建模,以评估飞机和拦阻机之间的相容性。

阻拦索动力学分析及仿真_孙晓羽

Figure 2. The force analysis of carrier aircraft 图 2. 飞机着舰受力分析
本假设航母是匀速运动，不考虑航母运动引起的牵连惯性力的影响，将飞机及其附属设备视为理想刚体，不考虑弹性变形，机体简化为集中质量，忽略地球曲率，把地面看成平面，由于飞机起飞、降落时距离地面高度有限，假设重力加速度和大气密度恒定，在着陆滑行阶段,飞机受到的力主要包括：飞机气动载荷、飞机及
的阻拦方法进行了改进，建立了舰载机阻拦索与阻拦钩垂直啮合的情况下的阻拦着舰数学模型，他们考虑了滑轮阻尼以及阻拦索和挂钩之间的相对滑动等因素对阻拦历程的影响，同时，进一步注意到冲击载荷和接触力的作用。在国内，高泽迥[3]从振动出发进行讨论了飞机阻拦钩的振动及索-钩动力学分析，张鑫,李玉龙[4]对弯折波在阻拦索中的传播情况下应用波动理论建立模型并进行了动力响应分析，本文试图在考虑阻拦设备的基础上，通过编程和 ANSYS 的二次开发，对阻拦索在冲击荷载下的阻拦过程进行较为真实的模拟，通过对中和偏心挂索后得出的数据曲线和图形为阻拦索强度设计和验证提
Figure 3. The displacement change of S3 图 3. 阻拦索任意点 S3 的位移变化
2.2 阻拦索的运动
319
在图 1 惯性坐标系中研究置于甲板上 OA 段的阻拦
索，由于滑轮组的作用点 O 和点 A 位为动态边界，假设
阻拦索是理想弹性材料，其变形本构关系服从虎克定律
2010 International Conference on Remote Sensing (ICRS)
Dynamic Analysis And Simulation Of
Arresting Wires

舰载机拦阻系统纠偏能力的仿真研究

Ａ
舰载机在着舰过程中，由于受到侧风、舰船运动
以及驾驶员的操纵失误等因素的影响，舰载机可能
１舰载机的受力分析
舰载机在航母的回收甲板上被拦阻系统实施拦停的过程中，主要受到重力（Ｇ）、甲板对机轮的支持力（ Ⅳ）和摩擦力（和）、发动机的推力（Ｐ）、空
的工作原理，设计了一种冗余的节流阀闭环控制系统，该系统可根据偏心偏航的状态，以及舰载机的着舰重量和速度，调整节流阀的开口大小，避免人为的操纵失误造成节流阀初始开口的设置不当，消除拦阻事故的隐患。我国学者如王岩提出拦阻系统中的钢索末端缓冲装置具有纠偏作用；于立明等忽略了拦阻索横波的反射，建立了舰载机偏心拦阻的动力学模型；张卓坤等通过建立拦阻索从甲板导向轮的释放量与拦阻索拉力的函数关系，分析了舰载机偏心偏航着舰过程的动力学特性。本文在已经开发出来的具有碰撞功能的拦阻索单元的基础上，建立了舰载机拦阻系统的多体动力学模型，仿真分析了舰载机偏心偏航着舰过程中航母甲板的材料属性对其动力学特性的影响；研究了拦阻系统中的缓冲装置在整个拦停过程中的作用，揭示了舰载机拦阻系统自主纠偏能力产生的机理。

复杂环境下运输类飞机拦阻着舰建模与动力学特性分析

的成果 ¨ ．２Ｊ。但由于在研究过程中所建立的模型大
多是使用线性化后的形式，难以考虑到各种因素对
运输类飞机在着舰过程中的影响。尤其是针对运输
类飞机体积相对庞大、推重比相对较低的特点，国内
还没有进行相关的研究。因此，建立一个完整并且
置和油门杆位置进行原始配平计算。模型是以纵向三自由度的线加速度和角加速度的平方和的开方值为收敛指标，其表达式见（１）式
收稿日期：２０１２ — １２ — １２
取了修正型ｐｏｗｅｌｌ算法进行相关计算。
文献标识码：Ａ文章编号：１０００－２７５８（２０１３）０５－０８１６－０８
中图分类号：Ｖ２１２
目前，针对载机着舰系统中控制方法的研究，国内的研究工作已经开展得比较深入，并取得了一定
１．２多体动力学模型
由于载机、起落架、甲板和拦阻器之间的耦合关
作者简介：柳子栋（１９８４一），西北工业大学博士研究生，主要从事飞行力学与控制的研究。
第５期
柳子栋等：复杂环境下运输类飞机拦阻着舰建模与动力学特性分析
・８１７・
合理的、能够考虑各种重要因素的、非线性全量的运输类飞机着舰数学模型对于舰载型运输机的设计十
分必要。

偏心拦阻过程最优拦阻索运动速度的设计

ｖｒｂｅａｄｔｋｎｈｒｓｎａｌｍａｓｉｏｃｎｉｅａｏ．Ｉｅｌｏｔａｔｊｃｒｏｔｅｔｊｃｏｐｉｉｔｎａｉｌｎａｉｇｔｅａｅｔｇｃｂｅｓｎｏｓｒｔｎｄａｐｉｌｒｅｔｙｔｈｒｅｔｙｏｔｚｉａｉｔｄｉｍａｏａｒｍａｏ
２０１２成都飞机设计研究所，１０６；．成都
摘要：综合考虑空气动力、发动机推力以及摩擦力等因素对舰载机拦阻过程的影响，以拦阻索释放速度作为拦阻
过程的控制输入，建立计及拦阻索质量的舰载机偏心拦阻过程的系统状态方程。针对存在边值及过载约束的轨迹优化问题，采用高斯伪谱方法求解理想轨迹，基于ＧＯＳ飞机存在着舰质量、ＰＰ对着舰速度偏差进行算例仿真。仿真结果表明：及计
振第３１卷第１９期
动
与
冲
击
ＪＯＵＲＮＡＬＯＦＶＩＢＲＡＴＯＮＩＡＮＤＨＯＣＫＳ
偏心拦阻过程最优拦阻索运动速度的设计
马善智，陈国平，何
（．１南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室，京南
欢
Байду номын сангаас６０４）１０１
ａｅｔｇｃｂｅｏｔｕ— ａ；ｎｉｅｌｐｉａｔｊｃｒｃｎｂｂａｅｉａｓａｓｕｏｐｃａｍｔｏ．ｒｓｎａｌｕｐｔｏｄａａｏｔｌｒｅｔｙａｅｏｔｎｄｗｔＧｕｓｎｐｅｄｓｅｔｌｅｄｉｌｄｍａｏｉｈｉｒｈＫｅｒｓｃｒｅ—ａｅａｒａ；ｏ－ｅｔａｅｔｇａｅｔｇａｌ；ｔｊｃｒｐｉｚｔｎＧｕｓｎｙｗｏｄ：ａｉｂｓｄｉｒｆｒｒｃｔｆｃｎｅｒｓｎ；ｒｓｎｃｂｅｒｅｔｏｔａｏ；ａｓａｒｉｉａｏｙｍｉｉｉ

飞机拦阻着陆动力学分析与仿真

第２卷第１７期
文章编号：０６— ３８２１）１— ０７— ５１０９４（００００２０
计
算
机
仿
真
２１年１００月
飞机拦阻着陆动力学分析与仿真
李启明，冯蕴雯，于立明
（北工业大学航空学院，西西安７０７）西陕１０２摘要：拦阻着陆挂索后的受力状态是属飞机最复杂的受力状态形式，研究着陆安全性，须建立相应的动力学模型以飞机为必
评估飞机和拦阻机之间的相容性，从而确保飞机短距离拦阻制动的安全性，通过对拦阻钩冲击拦阻索形成的应力波进行了针对性研究，提出了飞机对中正撞击的拦阻着陆动力学分析方法，以ＭＡＬ并ＴＡＢ为平台进行了计算机仿真，ＡＡ１５１与Ｄ１９５
的实验数据相比较具有良好的精度，为飞机拦阻着陆和舰载机着舰以及拦阻钩、可航母设计提供有益的参考。关键词：阻着陆；拦飞机；力波；载；阻机应钩拦中图分类号：２５２Ｖ１．文献标识码：Ａ
ｓｏｄｎｉｅｉｄｌｍｕｔｅｃｅｔｄｉｒｅｏｅａｕｔｈｏａｉｉｔｅｗｅｎａｒｒｆａｄａｒｓｉｇｇａｐｎｉｇｋｎｔｍｏｅｓｃｓｒａｅｎｏｄｒｔｖｌａｅｔｅｃｍｐｔｌｙｂｔｅｉｃａｔｎｒｅｔｅｒ，ｂｂｉｎｃｎｅｕｎｌｎｕｅｔｅａｒｒｔｓｃｒｙｏｈｒｄｓａｃｒｅｔｄｂａｉｇｈｓｔｅｉｐｏｏｅｔｏｓｆｒｂｉｉｇｏｓｑｅｔｅｓｒｈｉｃａｅｕｉｆｏｉｎｅａｓｅｒｋｎ．Ｔｉｈｓｓｒｐｓｓｍｅｈｄｏｕｌｎｙｆｔｓｔｔｄａｒｒｔａｒｓｅｈｒｉａｒｅｔｄｓｏｅ—ｌｎｉｇｋｎｔｄｌｂｔｄｉｇｔｅｓｅｓｗａｅｃｕｅｙｔｉｈｏｍｐｃｉｇｔｅａｒｓｉｇｃｆａｄｎｉｅｉｍｏｅｓｙｓｙｎｔｓｖａｓｄｂａｌｏｋｉａｔｒｅｔｃｕｈｒｎｈｎｃｂｅＴｒｕｈｍａｉｇｓｍｕａｉｎｂａｌ．ｈｏｇｋｎｉｌｔｙＭＡＴＡＢ，ｔｅｒｓｈｆｈｙｔｍｄｌｉｑｉｘｃｏａｅｉｓａａｏＬｈｅｕｓｏｅｓｓｔｅｍｏｅｓｕｔｅａｔｍｐｒｄｗｔｔｔｔｅｃｈｅｄｏｆＡＤＡ１９５，Ｓｈｄｌｃｕｄｓｐｌｅｅｉｉｌｅｅｅｃｓｆｒｔｅｄｓｇｆｃｒｉｒａｒｒｔｒｓｉｇｈｏｎ５Ｏｔｅｍｏｅｏｌｕｐｙｂｎｆａｆｒｎｅｈｅｉｎｏａｒｅｉａ，ａｅｔｏｋａｄ１１ｃｒｏｃｆｎ

【网易】163文》——航母飞机拦阻系统分析

【网易】163文》——航母飞机拦阻系统分析近日，有媒体指俄罗斯拒绝向中国出售航母飞机拦阻系统。

也有专家指出，乌克兰即使将其拥有的老式的着舰拦阻装置出售给中国，中国要想独立研制出拦阻装置，可能还需相当长的时间。

近期瓦良格号航母再次出海，有消息称是要试验舰载机，也许中国已经在拦阻索方面取得了突破。

拦阻索将一架在美军航母上降落的战机停稳。

舰载机降落远比在航母起飞难度大航母舰载机回收是包括美国在内的各国海军一直是研究的问题，因为降落的事故率是最高的。

我们知道，现代喷气式飞机的速度非常快，这样其降落的速度也很快，一般在数百公里/小时左右。

一般军用机场的跑道的长度都在千米以上，但是航空母舰受到造价、体积和排水量等因素的制约，其飞行甲板长度很难超过300米，也就是说只相当于陆地机场的1/3不到。

这样如何让舰载作战飞机在这么短的时间内停下就成为一个问题。

拦阻索因航母跑道过短而诞生航母甲板飞机拦阻系统就是解决这个问题的关键设备，航母对于阻拦装置的基本要求包括：保证飞机能够在预定的距离内被强制制动和停机。

即使飞机偏离跑道中心线一定范围内也可以保证工作，从而避免使用飞机本身的刹车系统。

并且在此过程中保证最大过载和过载变化率的平稳，不超过飞机结构的最大规定范围。

另外考虑到飞机的起降速度，因此拦阻系统还要求能够在短时间内回复到初始状态。

现代航母拦阻索的结构和用途目前现代航母普遍使用的是液压式阻拦系统，它由以下部分构成：包括制动机械，包括带有滑轮系统的阻拦机构。

如油缸和活塞，用于产生制动力；带有质量选择器的控制阀，可以根据飞机的质量要求来保持飞机制动缸中的压力；带有复位系统的蓄压器，以保证拦阻一架飞机后能够迅速的回位。

液压缓冲系统：用于降低制动初始瞬间的过载，以延长系统的寿命。

阻拦索组件、动力传递装置、控制系统等，由于在制动过程中会产生巨大的动能，根据能量守恒原理，这些动能大部分会被转换为热能，所以还需要强大的冷却系统。

美军华盛顿号航母在加设拦阻网。

舰载机拦阻着舰动力学研究

θL
βn
fn
Fn
an
βml
βmr am
Fml
f ml
bw
Fmr fmr
图 3 机轮受力示意图
对于主轮，由于机轮在机体坐标系中的转角始
终为零，因此左主轮侧偏角 βml 和右主轮的侧偏角
βmr 可分别由速度分量计算：
βml
=
arctan
⎛ ⎜ ⎜ ⎝
vz vx
− ωy1am
+
ωy1
bw 2
⎞ ⎟
，
⎟
⎠
(3)
εH F
εC εC
F2
F1
φ1
SL
图4
φ2
SR
任意时刻拦阻平面示意图
对 vx 积分，可以得到拦阻冲程在舰面上的投影，即
·136·
海军航空工程学院学报
第 25 卷
∫ L投 (t) = vx (t)dt ，
(11)
则拦阻冲程为
L = L投。
(12)
sin δ
代入式(1)可得出无因次拦阻冲程 Lnon ，根据无
因次拦阻冲程与无因次拦阻力的关系，以及第 3 节
求解出的舰载机滑跑速度，可由无因次拦阻冲程计
算出无因次拦阻力 Fnon ，代入式(2)得出拦阻力 F 。左右拦阻索夹角的一半
εC
=
π − φ1 − φ2 2
。

(13)
由于在任何条件下根据受力平衡，有
F sin εH = F1 sin εC − F2 sin εC ，
4 安全撞索位置判定
图 4 所示为实际情况下的拦阻平面内拦阻钩与拦阻索的位置， P 点为拦阻钩与拦阻索的啮合点， SL 、 SR 分别为拦阻索的左、右起点。

舰载机着舰阻拦系统动力学研究

分类号：密级：U D C ：编号：工学硕士学位论文舰载机着舰阻拦系统动力学研究硕士研究生：胡先林指导教师：盖京波副教授学科、专业：飞行器设计论文主审人：于佳副教授哈尔滨工程大学2014年3月分类号：密级：U D C ：编号：工学硕士学位论文舰载机着舰阻拦系统动力学研究硕士研究生：胡先林指导教师：盖京波副教授学位级别：工学硕士学科、专业：飞行器设计所在单位：航天与建筑工程学院论文提交日期：2014年1月论文答辩日期：2014年3月学位授予单位：哈尔滨工程大学Classified Index:U.D.C:A Dissertation for the Degree of M.EngKinetic Study on Carrier-based AircraftArresting SystemCandidate: Hu XianlinSupervisor: Associate Professor Gai Jingbo Academic Degree Applied for: Master of EngineeringSpecialty: Aircraft DesignDate of Submission: January，2014Date of Oral Examination: March，2014University: Harbin Engineering University哈尔滨工程大学学位论文原创性声明本人郑重声明：本论文的所有工作，是在导师的指导下，由作者本人独立完成的。

有关观点、方法、数据和文献的引用已在文中指出，并与参考文献相对应。

除文中已注明引用的内容外，本论文不包含任何其他个人或集体已经公开发表的作品成果。

对本文的研究做出重要贡献的个人和集体，均已在文中以明确方式标明。

本人完全意识到本声明的法律结果由本人承担。

作者（签字）：日期：年月日哈尔滨工程大学学位论文授权使用声明本人完全了解学校保护知识产权的有关规定，即研究生在校攻读学位期间论文工作的知识产权属于哈尔滨工程大学。

舰载飞机着舰拦阻动力学分析

舰载飞机着舰拦阻动力学分析
胡孟权;林国华
【期刊名称】《空军工程大学学报（自然科学版）》
【年(卷),期】2000(001)005
【摘要】提出了舰载飞机非对称、偏心着舰时拦阻力的计算方法,考虑了拦阻挂钩可在拦阻索上滑动的情况,建立了舰载飞机着舰动力学模型.进行了舰载飞机着舰拦阻仿真和分析研究,分析了着舰偏心距、非对称性对飞机着舰的影响.
【总页数】4页(P8-11)
【作者】胡孟权;林国华
【作者单位】空军工程大学,工程学院,陕西,西安,710038;空军工程大学,工程学院,陕西,西安,710038
【正文语种】中文
【中图分类】V212.13
【相关文献】
1.飞机着舰拦阻动力学分析 [J], 孙晓羽;王振清;吕红庆;王永军
2.拦阻着舰过程中的飞机起落架动力学分析 [J], 贾忠湖;裴扬
3.舰载飞机拦阻着舰建模与仿真研究 [J], 姚海林;耿建中;赵一飞
4.舰载飞机拦阻网着舰冲击特性仿真研究 [J], 金鑫;刘宇;刘成玉;张建刚
5.基于能量法的舰载机拦阻着舰动力学分析及建模仿真 [J], 史红伟;徐元铭;刘博因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

某型飞机着舰拦阻动力学仿真与分析

第 41 卷第 4 期 2011 年 7 月
航空计算技术 Aeronautical Computing Technique
Vol． 41 No． 4 Jul． 2011
某型飞机着舰拦阻动力学仿真与分析
刘瑜，童明波
（南京航空航天大学，飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，江苏南京 210016 ）
2
ห้องสมุดไป่ตู้计算模型
X 轴为飞机在甲板上的坐标系采用地面坐标系， Z 轴在飞机对称面内向上， Y 轴由右手法则运动方向，确定。舰体部分包括了甲板以及拦阻装置，拦阻装置简化由拦阻索，变向滑轮以及根部 2 个缓冲器组成。甲板属性为刚体，拦阻索属性为 2 节点的非线性拉伸梁。舰体模型如图 1 所示。非线性拉伸梁的应变张力曲线影响了飞机的拦阻距离，并决定了拦阻钩与拦阻索碰撞的时候是否会发生脱钩。应变张力曲线由拦阻力与拦阻距离两个条件确定。拦阻力与拦阻距离曲线在拦阻装置性能要求基由某型飞机设计要求给出。机体模型与拦阻钩础上，
大对前起落架的着舰过载起到减弱的作用。前起落架随机身绕主起落架旋转产生的加速度引起的惯性力越大，它对前起落架的着舰载荷产生增强作用。两种影响因素的综合作用造成了前起落架轴向载荷随姿态角先变小后变大的趋势。
图3
前起落架轴向载荷仿真结果
由于 Pam- Crash 仿真初始时刻在起落架碰撞甲板之前，因此主起落架轴向载荷峰值略有延迟。两种仿真方法的主起落架轴向载荷峰值分别为 13． 1 t 与 10． 6 t，载荷变化吻合，结果一致性好。主起落架轴向载荷稳态值均稳定在 3 t 左右。如图 4 所示。
Dynamic Analysis and Numerical Simulation of Carrier Aircraft Arrested Deck- landing

舰载飞机拦阻着舰过程起落架载荷研究1

II
承诺书
本人声明所呈交的硕士学位论文是本人在导师指导下进行的研究工作及取得的研究成果。除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含其他人已经发表或撰写过的研究成果，也不包含为获得南京航空航天大学或其他教育机构的学位或证书而使用过的材料。本人授权南京航空航天大学可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文。（保密的学位论文在解密后适用本承诺书）
南京航空航天大学硕士学位论文舰载飞机拦阻着舰过程起落架载荷研究姓名：朱琳申请学位级别：硕士专业：飞行器设计指导教师：聂宏 20081201
南京航空航装置的作用，同时作为着舰平台的航空母舰在海面上并不是相对静止的，这就决定了舰载飞机着舰和陆基飞机着陆有显著的差异。研究舰载飞机拦阻着舰的动力学是舰载飞机设计和使用中的重要课题，对舰载飞机的深入研究具有重要的意义。本文在研究了飞机着陆 6 自由度模型的基础上，建立了舰载飞机拦阻着舰的一般模型。模型考虑了航空母舰的运动状态和拦阻状态对着舰的影响，同时也计入了起落架支柱的法向力、轮胎的侧向力等因素。应用 MATLAB-Simulink 建立了舰载飞机拦阻着舰数学模型的系统仿真模型，建模时将模型按照功能划分成子系统，使模型具有良好的通用性。在 ADAMS/Aircraft 中建立了舰载飞机拦阻着舰的虚拟样机模型，提出了以路面的起伏波动来模拟航空母舰的纵摇和横摇运动的方法，推导了相应的计算公式，并据此编写了生成对应路面属性文件的 C 语言程序。以某飞机为算例，首先对比了拦阻着舰的 MATLAB-Simulink 模型和 ADAMS/Aircraft 模型的分析结果，比较发现两种模型的仿真结果基本一致，从而确证了所建数学模型的合理性。其次给出了舰载飞机拦阻着舰的多种工况，全面分析了影响起落架载荷的各种因素。最后综合某些工况，分析舰载飞机拦阻着舰一般过程起落架上的载荷情况。分析结果表明，航空母舰的运动状态对着舰载荷的影响，可以由舰载飞机的着舰状态而得到抵消或者加剧。拦阻力和拦阻状态也会影响起落架上的载荷，同时还会产生较大的力矩，对飞机的姿态产生一些不利的影响。

舰载飞机着舰拦阻动力学研究综述_聂宏

１拦阻钩动力学
１．１拦阻钩弹跳动力学分析飞机拦阻钩是连接飞机与舰面拦阻索的桥飞机拦阻过程中的拦阻力通过拦阻钩传递到梁，机身上，并强制飞机减速。飞机能否被拦阻的关键是拦阻钩能否钩住拦阻索，舰载机着舰时拦阻但不能保证成功地进行拦阻。钩已经放得比较低，虽然拦阻钩比较重，但是飞机着舰时以极快的速度撞击甲板产生的反转可能导致拦阻钩跳离甲板
航空学报ＡｃｔａＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｅｔＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａＳｉｎｉｃａ：ｈｔｔ／／ｈｋｘｂ．ｂｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎｋｘｂｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎｈ＠ｂｐ：／ｄｏｉ１０．７５２７Ｓ１０００６８９３．２０１３．０４２４－
摘要：拦阻着舰过程通常被认为是舰载飞机事故率最高的阶段，因此，自从有了航空母舰和舰载飞机，拦阻着舰动力拦阻装置和起落架３个关键部件着手，比较详细地论述了学就一直是国内外相关研究人员的研究热点。本文从拦阻钩、舰载飞机着舰拦阻涉及到的关键动力学问题及其研究现状，重点对拦阻钩弹跳动力学及其载荷分析、拦阻索动力学及其载荷分析、下沉速度、非对称拦阻对起落架载荷的影响、拦阻系统动力学等方面进行了综述。最后，对着舰拦阻动力学研究的发展趋势进行了展望。关键词：舰载飞机；拦阻钩；拦阻装置；起落架；动力学；载荷；系统分析（）中图分类号：Ｖ２２６；Ｏ３１３文献标识码：Ａ文章编号：１０００６８９３２０１４０１０００１１２－－－

飞机着舰偏心偏航拦阻动力学分析

第1卷第4期2010年11月航空工程进展ADVANCES IN AERONAU TICAL SCIENCE AND ENGINEERING Vol 1No 4Nov 2010收稿日期:2010 10 26; 修回日期:2010 11 08基金项目:国家自然科学基金(51075203)通信作者:张卓坤,zzk.lbx@文章编号:1674 8190(2010)04 327 06飞机着舰偏心偏航拦阻动力学分析张卓坤,聂宏,于浩,万峻麟(南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室,南京 210016)摘要:以某型航母液压拦阻系统为基础,阐述舰载机着舰拦阻过程。

通过在拦阻索平面内对拦阻索受力状况的分析,得出舰载机着舰拦阻位移与拦阻索伸长量之间的关系,进而分别得到左右拦阻索的拉力,推导出偏心偏航拦阻力模型。

根据得到的拦阻力,建立舰载机偏心偏航着舰拦阻动力学模型,并进行算例分析。

研究结果表明:与对中拦阻相比,偏心偏航拦阻增大了舰载机拦阻距离和拦停时间,减小了拦阻力的峰值,同时由于航母甲板宽度的限制,偏航应尤为注意。

关键词:舰载飞机;拦阻索;偏心;偏航;液压系统;拦阻力中图分类号:V 226 文献标识码:ADynamics Analysis for Aircraft Arresting with Yawing and Off centerZhang Zhuokun,Nie Ho ng ,Y u Hao ,Wan Junlin(Key Laboratory of Fun damental S cien ce for National Defens e advanced Des ign Technology of Flight Veh icles,Nan jing University of Aeronautics and As tron autics,Nanjin g,210016,China)Abstract :Based on a cer tain car rier hy dr aulic pr essure arr esting sy st em,t he arr est ing pr ocess was described.Bythe investig atio n o f the lo ading conditio n in cable plane,the function relation betw een aircraft s displacement and cable s displacement was established,then the left cable tension w as fo und,and also the rig ht one.Nex t,the ar resting fo rce mo del w ith yaw ing and off center was built.Accor ding to the ar resting fo rce,a dynamics mo del of ar resting sy stem was built,and analyzed on some ex amples.T he r esults indicate that arr est ing with y awing and off center can incr ease t he distance and t ime of arr est ing ,and it can reduce the max imum ar resting fo rce.It sho uld be paid mo re attent ion to the ar resting w ith y awing because of the limit of w idt h of carr ier deck.Key words:car rier based a ircr aft;ar resting cable;off cent er;y aw;hydraulic pr essure system;arr esting for ce0 引言舰载飞机着舰后,为了使高速飞行的飞机在限定的甲板长度内顺利着舰,各国均采用了飞机拦阻装置,而拦阻过程飞机的受力状态以及飞机的姿态变化比较复杂。

舰载飞机着舰拦阻动力学分析

1 着舰拦阻力的确定
1. 1 拦阻几何构形
假设 t= t0 时刻, 飞机拦阻挂钩与拦阻索啮合, 如图 1 所示。图中 N , A , H 点分别为飞机重心, 拦阻挂钩与机身的连接点以及拦阻挂钩与拦阻索的啮合点。飞机拦阻挂钩 A H 可绕 A 点在飞机对称面内转动, 拦阻挂钩的 P H 段在 tΕ t0 时刻后由于拦阻力的作用可绕 P 点作横向转动。由图示的几何关系可得 _ _ _ x H ( t0 ) = x N ( t0 ) + [ l A ( t0 ) + l H ( t0 ) ] i
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Ν( t) ]
_
_
k = _
_
rA ( t )
_
_
k _
Z S ( t) x H ( t0 )
( 2)
Ν( t) ]
i = -
r A ( t)
i -
因拦阻挂钩 P H 段绕 P 点只能作横向转动, 则
Ξ
收稿日期: 2000204229 作者简介: 胡孟权 ( 19632) , 男, 浙江嵊州人, 讲师, 博士生, 主要从事飞行力学研究.
[7 ]
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F H ( t) co s[ Ε H ( t ) ] = T R ( t) co s[ Ε C ( t ) ] + T L ( t ) sin [ Ε C ( t) ]
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T R ( t) = T L ( t) exp Λ[ Α L ( t) + Α R ( t ) ] Ε H ( t) < 0
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( 4) ( 5) ( 6) ( 7) ( 8)
Ε H ( t ) ] + lL ( t ) co s[ Α L ( t) ] =

机场跑道航空器拦阻系统动力学分析

机场跑道航空器拦阻系统动力学分析尹涛;冉振华;王有杰【摘要】建立了机场跑道拦阻系统(EMAS)的动力学模型.其中,阻滞材料对飞机的作用被处理为作用在起落架上的集中力,与阻滞系数和阻滞面积相关.推导了力学模型的数学描述,给出阻滞系数的实验拟合方法,基于实验数据分析某泡沫阻滞材料的阻滞系数,并与经验公式所得结果进行比较.使用该材料的相关参数,利用数值方法计算了B737-700飞机在指定参数和铺设条件下的阻滞过程,算例验证了该方法的合理性,进一步分析了跑道铺设、飞机初始速度等参数对阻滞效果的影响.为机场跑道拦阻系统的动力学建模与分析提供了一种新的思路和方法.【期刊名称】《中国民航大学学报》【年(卷),期】2019(037)004【总页数】5页(P15-19)【关键词】机场跑道拦阻系统;动力学分析;阻滞力模型【作者】尹涛;冉振华;王有杰【作者单位】天津航天瑞莱科技有限公司北京分公司,北京100076;天津航天瑞莱科技有限公司北京分公司,北京100076;天津航天瑞莱科技有限公司北京分公司,北京100076【正文语种】中文【中图分类】V212由机械事故、恶劣天气、跑道异常、驾驶员失误等导致飞机冲出跑道是最典型的航空飞行事故形式之一。

跑道拦阻系统（EMAS, engineered materials arresting system）可在飞机冲出跑道的情况下有效地阻滞飞机，对确保飞机关键构件和机上乘客的安全有重要作用[1]，近年来对其动力学行为[2-4]及阻滞材料特性[5-6]的研究成为航空地面设备领域的热点。

王维等[2]关注阻滞距离、阻滞历程加速度的变化情况，以考察EMAS 对整机的作用是否达到预期目的。

朱剑毅等[3]、李波等[4]研究了阻滞过程中的载荷是否足以破坏飞机机体结构。

然而，无论是关注宏观阻滞过程抑或飞机局部构造的强度，都需要对EMAS 系统进行准确建模，其关键在于处理阻滞材料对飞机的作用力。

为此，文献[3-4]对阻滞材料的特性进行了研究，并建立阻滞力模型及其数学表达式，文献[2]应用伯努利方程的经验公式来计算阻滞系数。

阻拦索动力学分析

图图1111表明以相同重量着舰时着舰速度较大的飞机阻尼力最先达到最表明以相同重量着舰时着舰速度较大的飞机阻尼力最先达到最大值反之则相反
航空母舰

航母形成战斗力需要什么？
舰载机
舰载机的成功降落需要什么？
阻拦索因此我开始对舰载机着舰阻拦系统进行学习。
飞机着舰动力学分析
美国F18伸出尾部的挂钩准备降落
航空母舰的光学助降装置
作用应力主要在“钩 ”的位置，因此设计成可更换的。
飞机着舰着舰模型
当冲跑距离s小于40 m时，拦阻力F基本相同，这是因为刚开始拦索是弹性体，拦阻力载荷的波动源于在索中的传播，并且重量大的飞机在拦阻过程中所产生的最大拦阻力也在增大，其拦停距离也随之增加。
随着飞机重量的增加，相应的拦阻时间也增加，拦阻力先增大后减小，10 S左右可以使飞机拦停。在飞机重量较小时(SA，LA)，最大的拦阻力出现在拦停距离的前端，而当飞机重量较大时(MA，HA)，最大的拦阻力出现在拦停距离的后端。
图11表明以相同重量着舰时，着舰速度较大的飞机，阻尼力最先达到最大值，反之则相反。

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根据得到的拦阻力,建立舰载机偏心偏航着舰拦阻动力学模型,并进行算例分析。

研究结果表明:与对中拦阻相比,偏心偏航拦阻增大了舰载机拦阻距离和拦停时间,减小了拦阻力的峰值,同时由于航母甲板宽度的限制,偏航应尤为注意。

除了飞机本身受到的气动力、发动机推力以及舰面的作用力,还有拦阻索对飞机的拦阻力,因此舰载飞机着舰的关键在于拦阻力。

对中拦阻时,根据M IL STD 2066得到无因次拦阻力与无因次拦阻冲程之间的关系,从而得到拦阻力。

该拦阻力位于拦阻索的平面内,并且通过跑道中心线与甲板面垂直的平面平行。

实际上飞机着舰的时候,还存在一定的偏心、滚转和偏航,此时飞机受的拦阻力就是不对称的,同时拦阻钩和索之间存在摩擦,两者还有可能会产生相对滑动,这个时候拦阻力的确定就比较复杂[1]。

针对拦阻过程的这一难题,国内尚处于初始的研究阶段,而国外已经有几十年的理论、试验研究历史[2 4]。

本文以国内外普遍采用的液压拦阻系统为依据[5],建立飞机位移和拦阻索长度的变化量之间的函数关系,从而确定拦阻时飞机所受的拦阻力。

1 舰载飞机拦阻过程飞机拦阻的过程如图1所示。

当飞机的尾钩勾住了用绳索支撑的拦阻索时,飞机的前冲力被传递到滑轮绳索系统。

飞机着舰时,随着绳索被飞机尾0019钩不断拉出,绳索经过滑轮缓冲系统带动拦阻器系统液压缸的柱塞运动,这时液压缸的流体在液压缸柱塞的压力作用下流向蓄液筒。

通过蓄液筒的定长冲跑控制阀来计量并按规定的量控制运动流体的流动。

根据所拦阻飞机的重量,在拦阻前确定好流量程度,从而可改变液压缸中压力变化,由此将飞机动能转化成液压能,生成使飞机制动的拦阻力[6]。

图1 飞机拦阻过程简图Fig.1 Sketch map of arresting2 拦阻动力学分析根据飞机重量通过重量选择器调节控制阀开口面积[7],由此,可认为相同重量的飞机拦阻的时候,无论对中还是偏心偏航,控制阀开口面积均一致。

2.1 模型假设假设飞机为一理想刚体,保持三点着舰,飞机航向与道面平行,采用地面固定坐标系,如图2所示,忽略应力波在拦阻索系统中传播造成的影响,即认为拦阻索的拉力在其中任意一边处处都是相等的,以及忽略拦阻系统内部的摩擦。

图2 拦阻索位移与飞机位移关系图Fig.2 Sketch map of dis placement of aircraft and cable上图中,点O 为拦阻钩初始撞索位置;直线MB 为飞机速度方向的基准线;M 为任一时刻钩索的作用点;h 为飞机初始撞索时拦阻钩离飞机基准线的距离,是一个定值。

由于拦阻钩以及h 的存在,则有cos =(x +a 2-h 2)/(x 0+a),其中x 为飞机位移量,x 0为拦阻钩的位移量,且x 0+a =(x +a 2-h 2)2+h 2,a 为拦阻钩长度,为了方便下面分析的需要,令x 0+a =x i (i =1,2)。

2.2 对中拦阻受力分析图3 对中拦阻受力图Fig.3 Forcing map of arresting on center由图3可以得出T L cos +T R cos =F H(1)cos =x 1x 12+l 02=x 1l 0+ S L =x 1l 0+ S R(2)式中:T i (i =L,R )为拦阻索拉力;且有T L =T R ;F H 为飞机拦阻力; 为拦阻钩所在轴线与拦阻索的夹角;l 0为半道面宽; S L 和 S R 为左半段拦阻索的伸长量,有 S L = S R 。

由式(1)和式(2)得T L =F H (x )l 02+x 122x 1(3)由式(2)得S L 2+2 S L l 0=x 21(4)将式(4)代入式(3),得出拦阻索拉力与索伸长量之间的函数关系T L =F H ( S L )( S L +l0)2 S L 2+2 S L l 0(5)2.3 偏心偏航拦阻力确定某时刻拦阻索受力状况如图4所示。

图4 某时刻拦阻索受力简图Fig.4 Forcing map of arr esting in a certain time328航空工程进展第1卷上图中,!为偏航角(考虑偏航不引起飞机位移方向改变),顺时针为正;点C和点E为拦阻索所在直线的道面两端点;线段CO为初始偏心距离;M为任一时刻钩索作用点;∀L和∀R如上图所示;T L和T R分别为左右半段索拉力;n为初始撞索偏心率(-0.8n0.8),向左为正,向右为负,即假设飞机左偏心80%,则n=0.8。

根据几何关系OA=x2sin!,得出cos∀L=(1-n)l0+x2sin!(1-n)l0+S L(6)cos∀L=(1-n)2l02+[(1-n)l0+S L]2-x22 2(1-n)l0[(1-n)l0+S L](7)由式(6)和式(7)联立可得S L=-(1-n)l0+(1-n)2l20+x22+2x2(1-n)l0sin!(8)同理可得S R=-(1+n)l0+(1+n)2l20+x22-2x2(1+n)l0sin!(9)对于液压拦阻系统,其输出的拦阻力与阻尼器行程有关,即认为飞机重量不变,相同的索伸长量对应着相同的拦阻索拉力[8],那么偏心状态的拦阻索拉力T i=F H(S i)(S i+l0)2S i2+2S i l0(10)将式(8)和式(9)代入式(10),可得T L=F H(x2)((1-n)2l20+x22+2x2(1-n)l0sin!+nl0)22l02(n2-n)+x22+2x2(1-n)l0sin!+2nl0(1-n)2l20+x22+2x2(1-n)l0sin!(11)T R=F H(x2)((1+n)2l20+x22-2x2(1+n)l0sin!-nl0)22l02(n2+n)+x22-2x2(1+n)l0sin!-2nl0(1+n)2l20+x22-2x2(1+n)l0sin!(12)由式(6)和式(8)联立可得∀L=a cos(1-n)l0+x2sin!(1-n)2l20+x22+2x2(1-n)l0sin!(13)∀R=a cos(1-n)l0+x2sin!(1-n)2l20+x22+2x2(1-n)l0sin!(14)那么拦阻力F H=T L cos(#2-∀L-!)+T R cos(#2-∀R+!)(15)2.4 飞机拦阻动力学方程飞机拦阻受力状况如图5所示。

图5 飞机拦阻受力图Fig.5 Force configu ration of arresting根据牛顿第二定律,x向和z向的运动方程分别为ma x=T-F H cos -D-F f(16) ma z=L+(N n+N ml+N mr)-F H sin -m g(17)其中:D=SC D∃v x2/2(18)C D=C D0+AC y2(19)329第4期张卓坤等:飞机着舰偏心偏航拦阻动力学分析F f=f n+f ml+f mr=%N n+%N ml+%N mr(20)L=SC y∃v x2/2(21)式中:a x为舰载机x向加速度,即航向加速度;a z 为舰载机z向加速度;T为发动机推力;F H为拦阻力;D为气动阻力;L为气动升力;F f为舰载机在舰面滑跑所受的摩擦力;L为气动升力;N i(i= n,ml,mr)为舰面对起落架的支反力;mg为重力; v x为飞机航向速度;S为飞机机翼参考面积;C D为阻力系数;∃为来流的空气密度;C D0为零升阻力系数;C y为升力系数(考虑地效作用,地效附加升力系数取C y=0.136[9]);A为诱导因子。