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http://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTotal-FHLX201006003.htm
http://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-HKJJ201104014.htm
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http://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-HKJJ201104014.htm
http://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-HKJJ201104014.htm
http://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTotal-FHLX201006003.htm
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某型飞机着舰拦阻动力学仿真与分析
引言
以航空母舰为活动基地的固定翼舰载机，如F －
18、Su － 25、Su － 33 等，均要通过拦阻系统进行着舰。
舰载机的着舰速度为200 ～ 300 km/h，对于只有100 ～
200 m 的甲板长度，整个着舰拦阻过程的危险性极高。
舰载机拦阻过程中的拦阻钩与拦阻索的刚柔碰撞问
题、拦阻索的大变形与颤振问题、起落架的碰撞问题等
等，与着舰安全性息息相关。因此，舰载机着舰拦阻的
动力学特性［1］一直是各国学者研究的重点。
国外研究主要是以实验为主，由于某些原因相关
成果公布极少。美国以实验数据为基础得到拦阻钩载
荷和拦阻系统的安装定位要求，并形成经验公式［2 － 3］。
国内的研究以理论分析为主，在动力学基本理论基础
上构建飞机拦阻的基本分析模型。金长江［4］等从飞行
力学角度来对舰载机的弹射起飞和着舰拦阻进行动力
学分析。高泽迥［5］从振动角度讨论了飞机拦阻钩的振
动及索－ 钩动力学分析。柳刚等［6］基于能量法并建立
了飞机着陆拦阻动力学模型，并考虑了拦阻钩与道面
的碰撞问题。
由于拦阻过程的刚柔碰撞、大变形与颤振问题，动
力学数值仿真难度极大，目前为止，对于舰载机着舰拦
阻过程的仿真没有通用合适的数值方法。本文通过各
种有限元单元组建舰载机全机动力学分析模型，采用
有限元分析软件Pam-Crash 的冲击碰撞求解器对舰载
机着舰拦阻过程进行数值仿真，将关键着舰参数与
ADAMS 仿真结果进行对比分析［7］，重点考察着舰过程
起落架受载，为舰载机起落架设计提供一定参考。
收稿日期: 2011 － 01 － 10 修订日期: 2011 － 07 － 07
作者简介: 刘瑜( 1985 － ) ，男，辽宁东港人，博士研究生，主要研究方向为飞行器气动与结构综合设计。
第41 卷第4 期航空计算技术Vol． 41 No． 4
2011 年7 月Aeronautical Computing Technique Jul． 2011
1 数学模型
飞机的运动方程可以以单元的运动方程为基础进
行组合及叠加而得到:
M¨δS + CδS + KδS = RS
( 1)
式中: δS
为结构整体所有结点位移的列向量; δ S
为δS
对时间一阶导数的列向量;¨δ S
为δS
对时间二阶导数的
列向量; M 为结构整体的质量矩阵; C 为结构整体的阻
尼矩阵; K 为结构整体的刚度矩阵; RS
为所有节点的
瞬变的结点力列向量。
根据有限元理论建立飞机结构质量矩阵M、阻尼
矩阵C 和刚度矩阵K 后即可求解( 1) 式。关于时间域
的离散采用显示积分算法，假设当前时间步为第n 步，
将( 1) 式改写为如下运动方程:
Man + Cvn + Kdn = Fext
n
( 2)
令Fext
n = Cvn + Kdn
，则( 2) 方程改写为
Man = Fext
n － Fint
n
( 3)
式中: an
为时间步n 时的加速度; vn
为时间步n 时的
速度; dn
为时间步n 的位移; Fext
n
为时间步n 时外载荷
矢量; Fint
n
为时间步n 时内力矢量。
如果将单元质量分布在节点上，则M 为对角阵，
线性方程组将成为一系列关于各个自由度的独立一元
一次方程，从而求出节点加速度。
假定加速度在整个时间步内恒定，然后在时域内
时间推进上应用中心差分法:
vn + 12
= vn － 12
+ an
( Δtn + 12
+ Δtn － 12
) /2 ( 4)
dn + 1 = dn + vn + 12
Δtn + 12
( 5)
在整个时域范围内，可由式( 4) 、式( 5) 积分递推
公式求得各个离散时间点出各离散节点的位移、速度
和加速度。
2 计算模型
坐标系采用地面坐标系，X 轴为飞机在甲板上的
运动方向，Z 轴在飞机对称面内向上，Y 轴由右手法则
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
础上，由某型飞机设计要求给出。机体模型与拦阻钩
模型属性为刚体，之间通过转动运动副进行约束。主
起与前起落架分析模型考虑了摇臂以及轮胎压缩问
题。摇臂属性为梁单元，轮胎压缩通过弹簧单元模
拟［8］。起落架缓冲器是为了考虑空气弹簧和油液阻尼
而采用弹簧阻尼单元模拟，其中油液阻尼力采用了变
油液阻尼孔考虑。缓冲器、摇臂和轮胎各单元之间通
过平动副和转动副进行连接。全机模型如图2 所示。
图1 舰体甲板模型
图2 舰载机模型
3 仿真计算
飞机着舰基本参数: 着舰速度240 km/h; 下滑角
4°; 姿态角为0°、2°、4°、6°、8°、10°、12°、14° 共8 种工
况。飞机着舰过程中载荷: 重力载荷7 110 kg; 发动机
推力5 000 kg( 双发) ，作用在对称面内; 气动升力、阻
力以及俯仰力矩按曲线由某型飞机设计要求给出。主
要数据的仿真结果如下表所示。
总体上，各仿真方法中起落架行程峰值的变化与
起落架轴向载荷峰值的变化趋势一致。随着着舰姿态
角的变大，飞机Y 向过载峰值呈现了先变小后变大的
趋势，飞机俯仰角的变化范围则越来越大。
参考现有各种资料认为，美国舰载机着舰姿态角
为8°左右。同时，姿态角为8°时，起落架受载反映了
各种工况下起落架载荷的平均水平，具有代表性。其
他工况仿真结果略。
两种仿真方法得到的前起落架轴向载荷峰值分别
为8． 7 t 与7． 7 t。Pam-Crash 结果显示前起落架对过
载吸收较快，ADAMS 仿真中前起落架载荷振荡时间较
长。如图3 所示。
·50· 航空计算技术第41 卷第4 期
主要计算结果列表
姿态
角/°
Pam-Crash 结果ADAMS 结果前起轴向峰值载荷
前起轴向峰
值载荷/t
主起轴向峰
值载荷/t
前起行程
峰值/mm
主起行程
峰值/mm
Y 向峰值
过载/g
前起轴向峰
值载荷/t
主起轴向峰
值载荷/t
前起行程
峰值/mm
主起行程
峰值/mm
飞机俯仰
角峰值/°
0 6． 5 10． 7 85 161 4． 2 8． 5 10． 8 127 144 － 4． 8
2 5． 7 11． 7 89 161 4． 3 7． 1 11． 2 126 142 － 5． 00
4 3． 9 12． 4 91 159 3． 9 5． 4 11． 1 125 140 － 5． 4
6 5． 8 13． 1 105 150 4． 4 5． 9 10． 8 126 142 － 6． 1
8 8． 7 13． 1 116 141 4． 5 7． 7 10． 6 127 142 － 6． 2
10 14． 4 13． 2 121 148 4． 7 9． 2 10． 6 135 136 － 6． 6
12 19． 4 12． 7 122 150 6． 0 10． 0 10． 6 136 132 － 7． 1
14 23． 8 11． 8 124 162 7． 1 12． 1 10． 6 137 126 － 7． 6
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。
图4 主起落架轴向载荷Pam-Crash 仿真结果
起落架的轴向地面载荷是关系到着舰安全性的关
键因素，是起落架设计的重要参数，因此，将前起落架
与主起落架轴向地面载荷在不同姿态角下的两种仿真
结果进行对比分析。
两种仿真方法对于不同的姿态角着舰，前起落架
的地面载荷都呈现了先变小后变大的趋势，并且在4°
时为最小。如图5 所示。
飞机的着舰姿态角主要通过气动力和惯性力两个
因素影响前起落架着舰载荷。气动力随着姿态角的增
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5 前起落架轴向峰值载荷
图6 主起落架轴向峰值载荷
姿态角小于8°时两种计算数据差距相对较小，当
姿态角大于8°时，Pam- Crash 计算结果明显大于ADAMS
计算数据。主要原因为Pam- Crash 计算考虑了
挂索与着舰的先后顺序。经过某研究所研究与实验发
现，在飞机实际着舰过程中，当姿态角较大时，会出现
( 下转第55 页)
2011 年7 月刘瑜等: 某型飞机着舰拦阻动力学仿真与分析·51·
性研究，对这种特殊的流动情况的计算应注意的细节
有了初步认识，得出了矩形埋入式进气口的基本流量
规律如下:
1) 角度越小，越利于流量的获取;
2) 导流板的长度与矩形开口的长度应大致相当。
考虑到飞机结构的承受能力和引气量的大小等问
题，推荐用于发动机舱通风冷却系统比较合适的矩形
埋入式进气口导流板角度为15°左右。
引言
以航空母舰为活动基地的固定翼舰载机，如F －
18、Su － 25、Su － 33 等，均要通过拦阻系统进行着舰。
舰载机的着舰速度为200 ～ 300 km/h，对于只有100 ～
200 m 的甲板长度，整个着舰拦阻过程的危险性极高。
舰载机拦阻过程中的拦阻钩与拦阻索的刚柔碰撞问
题、拦阻索的大变形与颤振问题、起落架的碰撞问题等
等，与着舰安全性息息相关。因此，舰载机着舰拦阻的
动力学特性［1］一直是各国学者研究的重点。
国外研究主要是以实验为主，由于某些原因相关
成果公布极少。美国以实验数据为基础得到拦阻钩载
荷和拦阻系统的安装定位要求，并形成经验公式［2 － 3］。
国内的研究以理论分析为主，在动力学基本理论基础
上构建飞机拦阻的基本分析模型。金长江［4］等从飞行
力学角度来对舰载机的弹射起飞和着舰拦阻进行动力
学分析。高泽迥［5］从振动角度讨论了飞机拦阻钩的振
动及索－ 钩动力学分析。柳刚等［6］基于能量法并建立
了飞机着陆拦阻动力学模型，并考虑了拦阻钩与道面
的碰撞问题。
由于拦阻过程的刚柔碰撞、大变形与颤振问题，动
力学数值仿真难度极大，目前为止，对于舰载机着舰拦
阻过程的仿真没有通用合适的数值方法。本文通过各
种有限元单元组建舰载机全机动力学分析模型，采用
有限元分析软件Pam-Crash 的冲击碰撞求解器对舰载
机着舰拦阻过程进行数值仿真，将关键着舰参数与
ADAMS 仿真结果进行对比分析［7］，重点考察着舰过程
起落架受载，为舰载机起落架设计提供一定参考。
收稿日期: 2011 － 01 － 10 修订日期: 2011 － 07 － 07
作者简介: 刘瑜( 1985 － ) ，男，辽宁东港人，博士研究生，主要研究方向为飞行器气动与结构综合设计。
第41 卷第4 期航空计算技术Vol． 41 No． 4
2011 年7 月Aeronautical Computing Technique Jul． 2011
1 数学模型
飞机的运动方程可以以单元的运动方程为基础进
行组合及叠加而得到:
M¨δS + CδS + KδS = RS
( 1)
式中: δS
为结构整体所有结点位移的列向量; δ S
为δS
对时间一阶导数的列向量;¨δ S
为δS
对时间二阶导数的
列向量; M 为结构整体的质量矩阵; C 为结构整体的阻
尼矩阵; K 为结构整体的刚度矩阵; RS
为所有节点的
瞬变的结点力列向量。
根据有限元理论建立飞机结构质量矩阵M、阻尼
矩阵C 和刚度矩阵K 后即可求解( 1) 式。关于时间域
的离散采用显示积分算法，假设当前时间步为第n 步，
将( 1) 式改写为如下运动方程:
Man + Cvn + Kdn = Fext
n
( 2)
令Fext
n = Cvn + Kdn
，则( 2) 方程改写为
Man = Fext
n － Fint
n
( 3)
式中: an
为时间步n 时的加速度; vn
为时间步n 时的
速度; dn
为时间步n 的位移; Fext
n
为时间步n 时外载荷
矢量; Fint
n
为时间步n 时内力矢量。
如果将单元质量分布在节点上，则M 为对角阵，
线性方程组将成为一系列关于各个自由度的独立一元
一次方程，从而求出节点加速度。
假定加速度在整个时间步内恒定，然后在时域内
时间推进上应用中心差分法:
vn + 12
= vn － 12
+ an
( Δtn + 12
+ Δtn － 12
) /2 ( 4)
dn + 1 = dn + vn + 12
Δtn + 12
( 5)
在整个时域范围内，可由式( 4) 、式( 5) 积分递推
公式求得各个离散时间点出各离散节点的位移、速度
和加速度。
2 计算模型
坐标系采用地面坐标系，X 轴为飞机在甲板上的
运动方向，Z 轴在飞机对称面内向上，Y 轴由右手法则
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
础上，由某型飞机设计要求给出。机体模型与拦阻钩
模型属性为刚体，之间通过转动运动副进行约束。主
起与前起落架分析模型考虑了摇臂以及轮胎压缩问
题。摇臂属性为梁单元，轮胎压缩通过弹簧单元模
拟［8］。起落架缓冲器是为了考虑空气弹簧和油液阻尼
而采用弹簧阻尼单元模拟，其中油液阻尼力采用了变
油液阻尼孔考虑。缓冲器、摇臂和轮胎各单元之间通
过平动副和转动副进行连接。全机模型如图2 所示。
图1 舰体甲板模型
图2 舰载机模型
3 仿真计算
飞机着舰基本参数: 着舰速度240 km/h; 下滑角
4°; 姿态角为0°、2°、4°、6°、8°、10°、12°、14° 共8 种工
况。飞机着舰过程中载荷: 重力载荷7 110 kg; 发动机
推力5 000 kg( 双发) ，作用在对称面内; 气动升力、阻
力以及俯仰力矩按曲线由某型飞机设计要求给出。主
要数据的仿真结果如下表所示。
总体上，各仿真方法中起落架行程峰值的变化与
起落架轴向载荷峰值的变化趋势一致。随着着舰姿态
角的变大，飞机Y 向过载峰值呈现了先变小后变大的
趋势，飞机俯仰角的变化范围则越来越大。
参考现有各种资料认为，美国舰载机着舰姿态角
为8°左右。同时，姿态角为8°时，起落架受载反映了
各种工况下起落架载荷的平均水平，具有代表性。其
他工况仿真结果略。
两种仿真方法得到的前起落架轴向载荷峰值分别
为8． 7 t 与7． 7 t。Pam-Crash 结果显示前起落架对过
载吸收较快，ADAMS 仿真中前起落架载荷振荡时间较
长。如图3 所示。
·50· 航空计算技术第41 卷第4 期
主要计算结果列表
姿态
角/°
Pam-Crash 结果ADAMS 结果前起轴向峰值载荷
前起轴向峰
值载荷/t
主起轴向峰
值载荷/t
前起行程
峰值/mm
主起行程
峰值/mm
Y 向峰值
过载/g
前起轴向峰
值载荷/t
主起轴向峰
值载荷/t
前起行程
峰值/mm
主起行程
峰值/mm
飞机俯仰
角峰值/°
0 6． 5 10． 7 85 161 4． 2 8． 5 10． 8 127 144 － 4． 8
2 5． 7 11． 7 89 161 4． 3 7． 1 11． 2 126 142 － 5． 00
4 3． 9 12． 4 91 159 3． 9 5． 4 11． 1 125 140 － 5． 4
6 5． 8 13． 1 105 150 4． 4 5． 9 10． 8 126 142 － 6． 1
8 8． 7 13． 1 116 141 4． 5 7． 7 10． 6 127 142 － 6． 2
10 14． 4 13． 2 121 148 4． 7 9． 2 10． 6 135 136 － 6． 6
12 19． 4 12． 7 122 150 6． 0 10． 0 10． 6 136 132 － 7． 1
14 23． 8 11． 8 124 162 7． 1 12． 1 10． 6 137 126 － 7． 6
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。
图4 主起落架轴向载荷Pam-Crash 仿真结果
起落架的轴向地面载荷是关系到着舰安全性的关
键因素，是起落架设计的重要参数，因此，将前起落架
与主起落架轴向地面载荷在不同姿态角下的两种仿真
结果进行对比分析。
两种仿真方法对于不同的姿态角着舰，前起落架
的地面载荷都呈现了先变小后变大的趋势，并且在4°
时为最小。如图5 所示。
飞机的着舰姿态角主要通过气动力和惯性力两个
因素影响前起落架着舰载荷。气动力随着姿态角的增
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5 前起落架轴向峰值载荷
图6 主起落架轴向峰值载荷
姿态角小于8°时两种计算数据差距相对较小，当
姿态角大于8°时，Pam- Crash 计算结果明显大于ADAMS
计算数据。主要原因为Pam- Crash 计算考虑了
挂索与着舰的先后顺序。经过某研究所研究与实验发
现，在飞机实际着舰过程中，当姿态角较大时，会出现
( 下转第55 页)
2011 年7 月刘瑜等: 某型飞机着舰拦阻动力学仿真与分析·51·
性研究，对这种特殊的流动情况的计算应注意的细节
有了初步认识，得出了矩形埋入式进气口的基本流量
规律如下:
1) 角度越小，越利于流量的获取;
2) 导流板的长度与矩形开口的长度应大致相当。
考虑到飞机结构的承受能力和引气量的大小等问
题，推荐用于发动机舱通风冷却系统比较合适的矩形
埋入式进气口导流板角度为15°左右。
直接粘过来的，其他不会啊，图贴不出来！
某型飞机着舰拦阻动力学仿真与分析.rar(164.67 KB, 下载次数: 13)另外一个文件大了 权限不够
某型飞机着舰拦阻动力学仿真与分析.rar(164.67 KB, 下载次数: 13)2011-11-27 15:02 上传点击文件名下载附件阅读权限: 10
下载积分: 金钱 -2 元
另外一个文件大了 权限不够
我也下不了。求高人办理。
dhai 发表于 2011-11-27 15:04 ![]()
另外一个文件大了 权限不够
去ishare.iask.sina.com.cn开个帐户吧，哪里可以上大的
另外一个文件大了 权限不够
去ishare.iask.sina.com.cn开个帐户吧，哪里可以上大的
http://115.com/file/dnel8pnh#
某型飞机着舰拦阻动力学仿真与分析.rar
http://115.com/file/aq19xq8o#
近舰区风场建模与着舰仿真分析.rar
http://115.com/file/dnel8pnh#
某型飞机着舰拦阻动力学仿真与分析.rar
http://115.com/file/aq19xq8o#
近舰区风场建模与着舰仿真分析.rar
没有新鲜的东西、、、
还要钱啊？dhai 发表于 2011-11-27 15:42 ![]()
近舰区风场建模与着舰仿真分析 http://115.com/file/aq19xq8o
大哥，你上载115的文件，还没有开放共享。
近舰区风场建模与着舰仿真分析 http://115.com/file/aq19xq8o
大哥，你上载115的文件，还没有开放共享。
没有新鲜的东西
maico 发表于 2011-11-27 18:44 ![]()
大哥，你上载115的文件，还没有开放共享。
http://115.com/file/dnel8pnh#
某型飞机着舰拦阻动力学仿真与分析.rar
http://115.com/file/aq19xq8o#
近舰区风场建模与着舰仿真分析.rar
不好意思 第一次用
大哥，你上载115的文件，还没有开放共享。
http://115.com/file/dnel8pnh#
某型飞机着舰拦阻动力学仿真与分析.rar
http://115.com/file/aq19xq8o#
近舰区风场建模与着舰仿真分析.rar
不好意思 第一次用
看不懂啊。。。以后得多学习。。。
dhai 发表于 2011-11-27 19:13 ![]()
http://115.com/file/dnel8pnh#
某型飞机着舰拦阻动力学仿真与分析.rar
http://115.com/file/aq19xq8o# ...
十分感谢
http://115.com/file/dnel8pnh#
某型飞机着舰拦阻动力学仿真与分析.rar
http://115.com/file/aq19xq8o# ...
十分感谢
难道有大料
神马东东呢？
完全看不懂，不过好像很厉害的样子。
这信息透露出，好像我们着舰拦阻模拟已搞定。