Page 336 - 《振动工程学报》2025年第11期

2794 振 动 工 程 学 报 第 38 卷

CONM2 单元进行模拟。整个载机有限元模型包含 ×10 4
162605 个节点、97312 个梁单元和 172254 个壳单元。 15

y
z x 缓冲器轴向力 / N 10

图 2 挂弹-载机-起落架刚柔耦合模型 5
Fig. 2 Missile-aircraft-landing gears rigid-flexible coupling model

挂弹结构有限元模型如图 3 所示。其蒙皮采用 0
0 0.1 0.2 0.3 0.4
CTRIA3 和 CQUAD4 单 元 构 建 ， 同 时 使 用 CBAR 和 缓冲器行程 / m
CBEAM 单元在各舱段蒙皮上建立环框与桁条，发动 (a) 前起落架功量图
(a) Load-stroke diagram of nose landing gear
机和弹药等简化为质量单元，均匀分布到邻近的板 6 ×10 5
壳结构上，舱段连接部位采用加厚壳单元共节点的
处理方式进行等效。该有限元模型共包含 36472 个 4
节点，11861 个梁单元和 28232 个壳单元。在本文的 缓冲器轴向力 / N 5 3
有限元模型中，采用图 4 所示的多点约束（multi-point 2
constraint，MPC）模拟挂弹和载机的连接，使作用在
1
机体上的冲击力能够有效地传递至挂弹结构。
0
0 0.05 0.10 0.15 0.20 0.25

缓冲器行程 / m
(b) 主起落架功量图
(b) Load-stroke diagram of main landing gears

图 6 起落架功量图
图 3 挂弹结构有限元模型
Fig. 6 Load-stroke diagrams of landing gears
Fig. 3 Finite element model of the missile
可以得到更为丰富和全面的结构响应结果，但对于

挂弹设计来说更为关注的是挂载弹体结构上少量测
点的动力学响应。因此，为了提高计算效率，采用本

文所提方法对机-弹耦合动力学系统进行模型缩聚。
图 4 挂弹结构与载机的连接方式
模型缩聚涉及两个方面，分别为载机模型缩聚和挂
Fig. 4 Connection mode between missile and aircraft

弹结构的缩聚。
本文通过多刚体动力学方法建立起落架模型，
4.2.1 载机模型缩聚
主要包括缓冲器、运动机构及轮胎 3 个部分，如图 5
针对载机这类模态密集结构，使用脉冲子结构
所示。通过落震仿真分析，验证了起落架模型的正
对其进行描述。机-弹耦合系统着陆过程中，地面对
确性，前起落架与主起落架的功量图如图 6 所示。
着陆系统的作用力会通过起落架传递到机体上。因
此，载机模型共涉及 3 个载荷输入节点，即 18 个外
激励自由度（每个节点保留 3 个平动自由度和 3 个转
动自由度）。而载机与挂弹结构之间在前、后 2 个挂
点附近通过多点约束实现连接，所以，载机模型共涉
及 2 个界面节点，即 12 个连接自由度。为了验证本
文所提方法的精度，选取载机武器舱壁上一个典型
位置的 Y 方向自由度作为观察对象，如图 7 所示，即
1 个关注自由度。由此得到降阶后的脉冲子结构共
(a) 前起落架力学模型 (b) 主起落架力学模型
(a) Kinetic model of the (b) Kinetic model of the main 包含 30 个输入自由度以及 13 个输出自由度。
nose landing gear landing gears

图 5 起落架结构动力学模型
Fig. 5 Structural dynamic model of landing gears

武器舱壁待测点
4.2 模型缩聚
图 7 载机模型待测点
对完整的机-弹耦合动力学系统进行分析，固然 Fig. 7 Test point of the aircraft model