航母弹射器建模与分析.doc

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
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。
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
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。
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如下:
式中:为发动机推力;为飞机机轮摩擦力;为弹射器牵引力; 为弹射角;为前起落架支反力;为主起落架支反力; 为弹射力对飞机质心的力矩;为发动机推力对飞机质心的力矩;为摩擦力对飞机质心的力矩;为前起落架支反力对飞机质心的力矩;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。
图三舰载机自由滑跑阶段受力分析
此阶段的运动方程为:
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:
弹射器数学模型
由于整个弹射过程很短,可视为绝热过程,根据工程热力学理论有:
所以:
其中:为汽缸初始压强;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
式中:为舰载机对活塞的反作用力;为蒸汽推力且( 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:
图四弹射器气缸活塞受力分析
航空母舰运动的数学模型
由风浪引起的舰面纵摇运动的确定性数学模型可由以下正弦级数描述:
式中: 为纵摇角;为纵摇频率; 为纵摇初相位。

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4 s,这样,舰面纵摇的运动方程可以表述为:

起落架数学模型
起落架对机体的作用力通过起落架部分的动力学模型得到。起落架所受力由空气弹力( ) 、液压阻尼力( ) 和摩擦力( ) 三部分所组成:
其中,空气弹力的大小与