文档介绍：Northeastern University
航母弹射器建模与分析
专业：导航制导与控制
学号：1
姓名：
2015年11月22日
1舰载机弹射器的应用及控制

弹射器（Aircraft catapult）是航空母舰上推动舰载机增大起飞速度、缩短滑跑距离的装置，全称舰载机起飞弹射器。结构上有落重式，飞轮式，火箭助推式，液压式和气压式多种。弹射器一般由动力系统、往复车、导向滑轨等构成。弹射起飞时，驾驶员操纵飞机松开刹车，加大功率，并在弹射器动力系统的强力作用下，使往复车拉着挂在飞机上的拖索，沿导向滑轨做加速运动，经过50-95米的滑跑距离，达到升空速度起飞。当飞机升离甲板时，拖索与往复车和飞机脱钩，落在飞行甲板前端的回收角网兜内。然后由复位系统将往复车拖归原位，准备再次弹射。现代弹射器中已经取消拖索，往复车通过牵引杆，与舰载机前起落架直接相连。
主要构件包括三部分：（1 ）弹射器做动系统：开口活塞筒体、活塞环、引出牵引部分、U型密封条、导气管、模度气动阀门、排气阀、安全阀、测距仪、压力传感器。（2 ）弹射器附属系统：海水淡化设备、贮水池、高压水泵、锅炉、加热装置。（3 ）弹射器控制系统和导流板。

弹射起飞是目前航母舰载机广泛采用的一种起飞方式，也是舰载机飞行过程的重要阶段。弹射起飞过程分为舰面滑跑和离舰上升两个阶段（如图一所示）。在舰面滑跑阶段，舰载机不仅受到弹射器弹射能力约束而且受地面效应、飞机构型（如起落架）、舰面运动等带来的影响。由于航母的飞行甲板长度较陆基飞机的机场跑道短得多，即使借助弹射器牵引力作用，其离舰速度仍比同一量级的陆基飞机离地速度要小。由于离舰速度和离舰迎角较小，以及离舰瞬间地效突然消失，舰载机离舰上升的过舰首航迹会经历一段下沉过程。为避免离舰上升时机体的过度抖动，以及纵、横向稳定性或操纵性的丧失，应限制迎角超过最大容许迎角。舰载机离舰后的航迹下沉量不应超过容许的最大下沉量，下沉之后的爬升率应达到一定的量值。为实现舰载机弹射起飞离舰上升阶段的自动控制飞行，首先应建立足够精确的动力学模型，通过计算得到舰载机的离舰速度、离舰迎角和预置舵偏角；在此基础上设计上升阶段的飞行控制律；最后通过非线性仿真来验证其控制律，实现舰载机离舰上升阶段的自动控制飞行。
图一航母弹射及起飞过程
2舰载机弹射器的模型建立

根据舰载机在弹射起飞过程中的不同受力以及运动状态，将舰载机弹射过程分为两个阶段：舰面滑跑阶段和离舰后的上升阶段。

舰面滑跑阶段由弹射器拖拽滑跑阶段、自由滑跑阶段组成。弹射器拖拽滑跑阶段，舰载机在发动机推力和弹射器牵引力的共同作用下向前加速滑跑，此阶段受力分析如图二所示（以我国歼-15为例）。
图二舰载机拖拽滑跑阶段受力分析
在速度坐标系和机体坐标系中建立其纵向运动方程"：
m =F7cos (%+cd +Fccos0f D- mgsiny- Ff
mV学=-F^in (%+c0 +f^sin0T- L+mgcosy-珞-Fm
(D
2
L 善= W&「Mz『Mzf dt
=Vsiny
dT *叫
y=0- a
式中：耳为发动机推力；当为飞机机轮摩擦力；已为弹射器牵引力；佐为弹射角 4为前起落架支反力 g为主起落架支反力；Mz,为弹射力对飞机质心的力矩；Mzp为发动机推力对飞机质心的力矩-，Mzf 为摩擦力对飞机质心的力矩；Fz为前起落架支反力对飞机质心的力
乙N1
矩；Fz为后起落架支反力对飞机质心的力矩。弹射器到达弹射冲程 Z7V2
末端后，拖拽组件分离，舰载机在发动机推力作用下进入自由滑跑。
此阶段受力分析如图三所示。
图三舰载机自由滑跑阶段受力分析
此阶段的运动方程为：
m =F1cos (%+& - D- /ngsiny- Ff
m V 辛=・ F^in (crp+o)- L+mgcosy- FnC Fm
2
ly =K+Mv M” Mzp- Mzf
dt
dH .
= V^iny
学=Vcosy
y=6- a

舰载机离舰后，起落架支反力消失，舰面摩擦力消失，弹射器牵引力
消失，离舰上升阶段的纵向动力学方程为：
m =F1cos - D- mgcosy
mV=- F^in (a+a? - L+mgsiny
2
4 * =Mip
dt
(3)
D =*pV?SCd
L =-j-PV2SCL
=Vcosy
=Vsiny
a =0- y