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文档介绍:航母弹射器建模与分析.docxNortheastern 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
1.1舰载机弹射器的构造

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。
1.2舰载机弹射器的控制
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
2.1舰载机动力学模型
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。
2.1.1舰面滑跑阶段
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
2.1.2舰载机离舰上升阶段
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

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