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航母弹射器建模与分析.doc

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航母弹射器建模与分析.doc

上传人:3346389411 2016/11/6 文件大小:457 KB

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文档介绍

文档介绍:☆系统建模作业☆20151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☆系统建模作业☆(Aircraftcatapult)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。,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☆系统建模作业☆20153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☆系统建模作业☆,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。、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☆系统建模作业☆20155在速度坐标系和机体坐标系中建立其纵向运动方程如下:式中:TF为发动机推力;fF为飞机机轮摩擦力;CF为弹射器牵引力;T?为弹射角;1NF为前起落架支反力;2NF为主起落架支反力;TZM为弹射力对飞机质心的力矩;ZPM为发动机推力对飞机质心的力矩;ZfM为摩擦力对飞机质心的力矩;1NZF为前起落架支反力对飞机质心的力矩;2NZF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。☆系统建模作业☆20156图三舰载机自由滑跑阶段受力分析此阶段的运动方程为:☆系统建模作业☆,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:☆系统建模作业☆,可视为绝热过程,根据工程热力学理论有:所以:其中:0p为汽缸初始压强;0V为汽缸初始容积;p为汽缸末状态压强;v为汽缸末状态容积;γ为等熵指数。其中:r为汽缸半径;s为活塞位移(即舰载机位移),联立(5)~(7)式有:弹射器汽缸活塞的受力分析如图3所示(忽略活塞摩擦力),可得到如下方程☆系统建模作业☆20159式中:CF为舰载机对活塞的反作用力;'CF为蒸汽推力且' 22CF r??(设弹射器有2个汽缸)。将式(7)代入式(8)得到弹射器汽缸活塞的运动方程为::式中:s?为纵摇角;s?为纵摇频率;s?为纵摇初相位。☆系统建模作业☆201510对于一艘中型航母,纵摇幅值一般不超过4°,纵摇周期最小值约为4s,这样,舰面纵摇的运动方程可以表述为:2