本发明涉及航空母舰上舰载机起降技术领域，尤其涉及一种用于分析舰载机弹射起飞过程机体结构动响应的刚柔耦合方法。
背景技术：
舰载机是以航空母舰为基地的海上飞机，是航空母舰的主要攻防武器，舰载机起降技术是影响舰载机性能的关键问题，也是影响航空母舰战斗力的重要因素。因此，舰载机能否迅速、可靠、安全的起飞是保证航母战斗力的最主要技术条件之一，就起飞方式而言，舰载机弹射起飞方式以其起飞滑跑距离短、飞机升空频率高等优点，受到军事家的青睐。
舰载机弹射起飞过程载荷大、加速度大、距离短、时间短，且受航母运动、气流扰动等条件影响，存在复杂的强非线性多学科动力学耦合问题。在舰载机的弹射起飞过程中，舰面运动时尤为重要。飞机舰面运动阶段，在突加弹射力的牵引下，飞机机身与起落架受力以及工作情况都会出现复杂的变化。因此，这就要求对飞机弹射起飞过程飞机的动响应有清晰的了解和准确的把握，对其性能进行预测和评估，指导飞机设计，保证飞机弹射起飞阶段的安全性。飞机舰面运动是外部激励和飞机自身运动以及飞机系统共同作用的结果。为考察飞机的舰面运动特性需了解外部因素(如弹射力、气动力、舰面跑道状况)、飞机系统(发动机推力)与飞机本身之间的相互作用，综合考察飞机在弹射起飞时的动态特性。
目前国内研究者主要采用多刚体动力学方法，研究集中在弹射拖曳动力学、弹射突伸动力学、机-舰-气流综合效应以及弹射起飞前起落架振动问题，侧重于飞机的整体姿态(如舰迹)和载荷响应(前起落架航向振动、前起落架和弹射器动响应耦合)，而未考虑机体柔性结构在弹射过程中的动响应。但在弹射过程中，飞机机体结构的动响应载荷(如过载峰值、应力集中部位的应力)是对飞机进行强度分析的关键，也是保证弹射飞机机体结构安全的主要因素。
另有中国专利号为201510633056.5，公开了一种弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法，属于飞机起落架强度设计领域。所述载荷仿真方法主要包括对弹射起飞的飞机进行整机、前起落架以及主起落架的受力分析，并建立相应的力学平衡方程；根据前起落架力学平衡方程构建前起落架仿真分析模型，同理，构建主起落架仿真分析模型，以及构建整机动力学仿真分析模型；最后根据在实际弹射起飞时的飞机试验重心数据以及前主起落架载荷曲线，对所述整机动力学仿真分析模型进行修正。据此修正后的模型即为可用于飞机弹射起飞的载荷仿真的模型，解决了飞机弹射起飞时的起落架载荷设计分析问题，保证了舰载机在航母平台和陆基训练场的试飞验证。上述专利具有局限性，不能有效提取飞机机体结构动响应。
技术实现要素：
本发明的目的是针对上述现有技术问题，提供一种在对舰载机弹射起飞过程进行强度分析时考虑机体柔性结构的动响应分析方法。利用该种方法可以准确计算机体结构在弹射过程中的动响应，用于对结构进行强度分析与校核。
为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：
一种基于刚柔耦合的弹射冲击动响应分析方法，其特征在于，包括如下步骤：
1)创建机身柔性体模型：首先，在patran里对飞机机体结构划分网格、装配并定义自由的边界约束，使机身处于自由状态；其次，定义patran与adams的对接参数，所述对接参数包括单位的转换关系、模态阶数和/或应力应变信息；最后，用nastran提交计算，生成对应的mnf文件，并导入adams里定义机身柔性体的初始参数；
2)创建起落架模型：将起落架简化为刚性体，在catia和hypermesh里作简化，根据起落架实际结构和参数计算起落架缓冲器力学模型，并在各部件的重心处和链接处创建maker点，然后在adams里定义重心位置、相应的滑动运动副和转动运动副；
3)根据飞机起落架与机体结构的实际位置以及连接关系将上述得到的起落架模型和机身柔性体模型采用运动副进行连接，实现刚-柔耦合建模，建立舰载弹射起飞动力学模型。
建立舰载弹射起飞动力学模型，给定弹射起飞速度模拟弹射起飞过程，在弹射起飞过程中设置牵制杆剪断载荷。
所述在patran里对飞机机体结构划分，是对整个飞机机体结构进行有限元划分，保证有限元模型能够真实反应飞机机体结构传力，同时有限元模型与飞机机体真实结构各部件重量中心保持一致。
在patran中定义与adams的对接参数，对飞机机体有限元模型进行模态计算。
将起落架简化为刚性体，建立出起落架力学模型，并在adams中定义计算空气弹簧力、油液阻尼力以及结构限制力的函数。
本发明具有以下优点：
本发明采用的刚柔耦合方法对飞机弹射冲击过程进行动响应分析，充分考虑了机体柔性结构对整个弹射过程的影响，运用多种商业软件进行联合仿真，考虑弹射起飞过程中结构特性以及外载荷的影响，实现舰载机弹射冲击动响应的分析，根据仿真结果可以便捷的提取机体结构在整个弹射起飞过程中的过载以及应力时间历程曲线。经试验对比分析，本发明提供的仿真方法所得结果准确，解决了现有技术的局限性，有效提取飞机机体结构动响应。
附图说明
图1为本发明的原理框图；
图2是舰载飞机多体动力学示意图；
图3是舰载飞机弹射起飞的四个阶段。
具体实施方式
下面通过具体的实施例并结合附图对本发明作进一步详细的描述。
本发明一种基于刚柔耦合的弹射冲击动响应分析方法，旨在为弹射无人机机体结构提供一种在弹射起飞过程中的动响应分析方法，利用该种方法可以准确计算分析飞机机体结构在弹射过程中的动响应(如关注部位过载-时间历程、应力-时间历程等)，用于对机体结构进行强度分析与校核，以保证弹射过程中飞机机体结构安全。
参阅图2，根据舰载飞机弹射起飞过程的运动规律、运动特点，考虑舰载飞机起落架缓冲系统的柔性，将这整个过程中的飞机系统的多体系统动力学模型分为机身和起落架两个子系统，整个舰载飞机系统的多体系统动力学模型可以被简化成五自由度的数学模型。考虑的自由度分别为机身子系统的俯仰运动、水平运动、垂直运动，前起落架子系统的垂直运动，主起落架子系统的垂直运动这五个自由度。
舰载飞机弹射起飞是一个非常复杂和精密的机械系统运动，弹射起飞的运动环境也相当复杂。在进行多体系统动力学分析和建立模型时，需要适当简化模型，只考虑比较关键的部分对弹射起飞过程的影响。因此对舰载飞机弹射起飞的动力学模型做如下假设：
舰载飞机的载重和荷载情况左右对称，即飞机对称起飞；
不考虑甲板风等大气因素的影响；
不考虑舰面运动对弹射起飞过程的影响；
将起落架系统的内外筒、扭力臂等均视为刚体，忽略这些构件的弹性变形对弹射起飞过程的影响。
参阅图3，舰载飞机弹射起飞的过程按飞机状态的变化可以分成四个阶段：准备阶段、弹射滑跑阶段、自由滑跑阶段和离舰飞行阶段。建立舰载飞机的弹射起飞动力学数学模型，要对全机进行受力分析，并推导各个阶段的动力学方程。
飞机在弹射起飞过程中受到自身重力、弹射牵引力、发动机推力、空气动力、起落架支反力和甲板摩擦力的作用。弹射起飞过程中，弹射器滑块通过牵引杆与前起落架缓冲支柱外筒相连，弹射牵引力作用于牵引杆末端，大小随飞机x方向位移的变化而变化，力的作用方向沿弹射牵引杆。
在加速滑跑段，舰载机除了受到重力g，发动机推力t，还受到：
(1)甲板对轮胎的支持力vn
vn＝vna+vnl+vnr
式中，vna为起落架前轮支持力，vnl和vnr分别为左主轮和右主轮上的支持力。
(2)轮胎受到甲板的摩擦力f
f＝fa+fl+fr
式中，fa,fl,fr分别为起落架前轮，左主轮和右主轮所受的摩擦力。
(3)弹射器对飞机的弹射力tm。
在自由滑跑段，舰载机离开弹射器，弹射力消失，即此时受力分析不需要考虑弹射力tm，此时需要考虑飞机气动升力l和空气阻力d。而在离舰飞行阶段，舰载机离开甲板，轮胎所受的支持力与摩擦力消失，其它力与自由滑跑段一样。
在力矩方面，除了发动力推力和飞机气动力产生的力矩，以下力也会对舰载机产生力矩：
(1)轮胎支持力vn对舰载机产生俯仰力矩和滚转力矩
(2)轮胎摩擦力f对舰载机产生俯仰力矩。由于弹射时间非常短，一般只有几毫秒，而且飞机受弹射器限制，产生的侧向偏移很小，在此不考虑轮胎的侧向摩擦力以及其产生的力矩。
(3)弹射力tm产生俯仰力矩。
通过上述对舰载机弹射起飞动力学模型的基本假设以及受力分析，具体实施方式如下：如图3所示：
1)创建机身柔性体：首先，在patran里对各部件划分网格、装配并定义自由的边界约束，使机身处于一个自由状态；其次，定义patran与adams的对接参数，如单位的转换关系、模态阶数、应力应变信息等；最后，用nastran提交计算，生成对应的mnf文件，并导入adams里定义柔性体的初始参数。所述在patran里对飞机机体结构划分，是对整个飞机机体结构进行有限元划分，保证有限元模型能够真实反应飞机机体结构传力，同时有限元模型与飞机机体真实结构各部件重量中心保持一致。
在patran中定义与adams的对接参数，对飞机机体有限元模型进行模态计算。
2)创建起落架模型：将起落架作为一个刚性体，在catia和hypermesh里作合理的简化，根据起落架实际结构和参数计算起落架缓冲器力学模型，并在各部件的重心处和链接处创建maker点，以便在adams里定义重心位置和相应的滑动运动副和转动运动副。将起落架简化为刚性体，建立出起落架力学模型，并在adams中定义计算空气弹簧力、油液阻尼力以及结构限制力的函数。
3)根据飞机起落架与机体结构的实际位置以及连接关系将上述得到的起落架模型和机体模型进行连接，并设置合力的连接运动副。建立舰载弹射起飞动力学模型，给定弹射起飞速度模拟弹射起飞过程，在弹射起飞过程中考虑起落架与甲板摩擦力、发动机推力、弹射力，并设置牵制杆剪断载荷。
4)根据需要读取计算结果中弹射飞机主要部位的载荷以及加速度时间历程曲线，并对结果进行分析。