流场分析在弹射座椅研制中的应用

本文利用Fluent软件对弹射座椅火箭发动机内流场和喷管羽流rocket efflux,以及座椅弹射二维空间流场进行了数值模拟,并对在座椅研制过程中开展整个座椅弹射空间流场分析的重要性进行了论述。对于座椅弹射火箭内弹道和结构设计,以及双座弹射过程中喷管羽流的危害评估都具有一定的指导作用,对加强弹射座椅的安全防护和结构改进也有一定的借鉴作用。     

流场分析在弹射座椅研制中的应用

本文利用Fluent软件对弹射座椅火箭发动机内流场、喷管羽流以及座椅弹射二维空间流场进行了数值模拟,并对研制过程中开展座椅弹射空间流场分析的重要性进行了论述。对于座椅弹射火箭内弹道和结构设计,以及双座弹射过程中喷管羽流的危害评估都具有一定的指导作用,对加强弹射座椅的安全防护和结构改进也有一定的借鉴作用。     

火箭弹射座椅运动稳定性能数值仿真研究

稳定性是火箭弹射座椅的一项重要性能指标,对座椅进行稳定性分析是座椅研制过程中的重要工作。该文以火箭弹射座椅为研究对象,采用六自由度性能仿真方法对火箭弹射座椅的运动性能进行研究,以三向角速度为指标对座椅稳定性进行评估分析,客观分析了弹射座椅的稳定性能。     

火箭弹射座椅Bayes可靠性评估方法

建立了一种综合利用分系统历史信息以及少量座椅试验数据的火箭弹射座椅Bayes可靠性评估方法.利用最大熵方法融合分系统可靠性信息,推导了从分系统可靠性矩到系统可靠性矩的计算公式,最后利用Bayes定理评估系统可靠性.采用该方法对某型火箭弹射座椅可靠性进行了评估,在置信水平0.90情况下其可靠度达到了0.951.结果表明,这种方法是有效的,能在少量的整机试验下,获得对火箭弹射座椅可靠性较为准确的评估.     

弹射座椅性能分析软件研制

针对目前弹射救生研究领域存在的研究周期长、费用高等问题，利用Java 2技术及最新VC 编程环境，开发了一个弹射座椅性能分析的软件系统，提高了弹射座椅性能分析的精度和速度。该软件主要包括面向对象的界面设计，数据库建立，性能分析和图形显示4部分内容。最后以HTY4型座椅为例，模拟了其在某型飞机上的弹射情况，与试验结果吻合较好，说明该软件系统具有很好的应用前景，能为弹射座椅的设计、制造厂家及应用单位提供服务。     

舰载机弹射起飞过程弹射杆受力与安全性分析

针对舰载机的实际弹射作业情况,建立了蒸汽弹射器数学模型、牵引释放装置数学模型及分阶段的舰载机弹射起飞数学模型.在此基础上分析了航母航速、发动机推力、弹射能量、升降舵预置偏角和舰载机质量等不同参数对考虑弹射杆的舰载机弹射起飞安全性的影响.仿真结果表明:增加航母航速、减小弹射能量、下偏升降舵预置偏角和减小舰载机质量都可以降低弹射杆与航母甲板发生碰撞的风险;在发动机推力为200 kN工况下,增加或减小发动机推力都会增加弹射杆撞击甲板的风险;当弹射能量较低时,弹射杆末端距离甲板的高度会出现震荡现象.     

弹射座椅气动参数的数值计算

为了解决弹射座椅研究中风洞试验不足和气动参数缺乏的问题,尝试了采用计算流体力学（CFD） 方法,利用CFD计算软件Fluent求解N－S方程,对弹射座椅的外流场进行数值计算,求得了弹射座椅不同姿态 下的气动参数值,并将部分气动参数与风洞试验的测量值进行了对比,结果发现,计算结果与试验值的变化趋 势完全相同,大多数计算值与试验值的误差都在１０％以内,能够满足工程计算的需要,可以作为试验值的补充 和替代。通过CFD方法在弹射座椅气动参数计算中的应用,可以看到CFD方法在弹射座椅的研究中有着广阔的 应用前景。     

直升机与弹射救生

自本世纪30年代末实用直升机诞生以来,特别是60年代中期出现战斗直升机以后,直升机飞行员救生问题一直困扰着各国设计师。歼击机飞行员救生问题早就解决了,弹射救生技术已发展得相当成熟,使用已比较普遍。那么,歼击机的弹射救生技术能不能用于直升机飞行员的救生呢?不少设计师经过多年探索,最后都知难而退了。他们认为,直升机飞行员的救生很难采用歼击机的弹射救生技术,看来,得选行一条不同的解决途径。我们知道,弹射救生技术是以弹射椅为基础的,弹射座椅总是从座舱里向上弹射的。从飞机结构上来看,歼击机飞行员座舱上方没有任何结构部件,没有任何妨碍弹射救生的障碍物。而直升机则完全不同。直升机飞行员座舱上方有一副或几副飞快旋转着的巨大旋翼,弹射座椅连同飞行员     

舰载机弹射起飞六自由度静平衡分析

静平衡状态是弹射起飞动力学分析的初始条件,也是进行弹射起飞动力学建模的基础。将舰船、飞机、起落架等视作具有独立质量的多运动实体,并分析描述它们之间的运动耦合关系,建立了舰载机静平衡状态下的六自由度数学模型,考虑了航母运动和甲板风以及海面气流扰动对飞机的影响。利用这一模型仿真计算了在不同情况下舰载机的静平衡状态,并分析了不同情况下舰载机的运动规律。计算结果与实际情况吻合,为舰载机弹射起飞六自由度动力学分析奠定了基础。     

负过载下某型弹射手柄材料偏硬对飞行安全的影响分析

某型引俄弹射手柄国产化后材料偏硬,在负过载飞行过程中,由于飞行员双腿与手柄之间的干涉,存在座椅意外弹射的可能。本文通过建模计算结果与现场实测数据的分析对比,理论上否定了此可能性的存在,克服了采用试验验证的困难。     

有浪条件下舰载机弹射起飞建模研究

有浪条件下,航空母舰的摇摆会影响舰载机的安全起飞.对有浪条件下舰载机弹射起飞过程受力、运动情况进行了分析.采用柔性起落架来实现航空母舰与舰载机之间的干涉,建立了模块化的仿真系统并研究了中等海况下航空母舰的摇摆对舰载机弹射起飞的影响.仿真结果表明,中等海况下纵摇是导致下沉的主要因素,最大下沉量可达15 m;横摇导致最大下沉约0.2m;垂荡导致最大下沉约1m;横摇会导致明显的横侧向运动;纵摇、横摇、垂荡均会导致起落架最大载荷显著增大.     

弹射发射装置刚柔耦合动力学分析

弹射装置在弹射过程中的弹性变形对导弹的分离参数等有着重要的影响,刚体模型分析不能准确模拟出导弹的分离参数,必须对弹射装置建立刚柔耦合仿真模型进行分析.通过仿真分析弹射装置分离参数、导弹质心对分离参数和关键件受力的影响、弹射装置对飞机接口的冲击、导弹的横向变形等,为产品的研制提供技术支撑.     

基于车载电磁无人机弹射系统的研究

车载电磁弹射系统是一种新兴的发射优化系统,是对传统弹射技术的重大突破,改变了常规的发射方式。电磁弹射应用电磁能驱动物体,就是采用电磁的能量来推动被弹射的物体向外运动,理论分析证明,其可以对大型物体进行高速弹射。电磁轨道炮的理论研究加速了电磁弹射理论的发展,而车载无人机的发展也有较大的利用价值,车载电磁无人机弹射技术就是在此背景下结合两者长处开始发展应用的,具有隐蔽性好、通用性强、维护方便、战场适应性好、机动灵活、可靠性高等优点。本文以单极感应线圈炮为驱动装置组成的车载电磁无人机弹射系统方案进行模拟分析、计算,并通过原理试验理论验证了该方案的可行性,具有一定的理论价值,确定车载电磁无人机弹射技术是可行的且优点明显的。     

垂直弹射系统弹射初始阶段内流场数值分析

针对燃气活塞弹射装置在垂直发射系统中的应用,采用计算流体软件Fluent的源项法,用UDF(用户自定义函数)编译来实现火药燃气的质量、动量、能量向高压室的注入,对弹射初始阶段高压室和低压室内燃气流场进行了数值分析,得出以下结论:高压室压力在破膜前快速上升,破膜后缓慢上升的趋势,在高压上下两端压力应力集中,低压室呈中间和两端压力应力集中现象,同时高压室形成的低速燃气经导管产生激波形成超声速燃气流撞击低压室,并分析了压力和速度对弹射装置的影响。计算结果表明,该方法能够较好地仿真弹射装置燃气流场的特性,为弹射装置优化设计和装药设计提供理论依据。     

某型座椅人-椅系统重心及分布研究

该文针对某型火箭弹射座椅,采用试验与理论分析相结合的方法,对人-椅系统重心及分布进行研究,最终通过二元回归分析得出该座椅人-椅系统重心关于人体特定生理特征的方程,从而可以方便获取该座椅任意百分位人-椅系统重心。     

攻角效应对降落伞拉直过程影响的仿真模拟

降落伞的弹射拉直过程是降落伞工作的第一个关键动作，能为后续降落伞顺利充气创造条件。降落伞的弹射拉直过程一般处于飞行器尾流区域，尾流特性对该过程具有重要影响。开伞时飞行器的高度、 Mach数、攻角等均会对飞行器尾流造成影响，其中开伞时飞行器攻角是降落伞设计中的一个重要考虑因素。该文采用三维非定常Reynolds平均N-S(unsteady Reynolds averaged Navier-Stokes,URANS)方程耦合六自由度(six degrees of freedom,6DoF)运动方程的方法，针对攻角效应对降落伞弹射拉直过程影响进行了研究。结果表明：攻角效应会显著改变飞行器尾流特性，与0°攻角相比，非0°攻角返回舱尾流呈现非对称流动特征，进而导致尾流方向与弹射初始速度方向不一致；非对称尾流会对分离体轨迹和姿态产生较大影响；攻角效应会导致分离体与尾流相对位置改变，从而影响拉直过程时间，即随着开伞攻角增加，弹射拉直时间减少。该方法和结论对于降落伞系统设计具有重要的参考价值。     

无杆式高压气动弹射器弹射性能参数灵敏度分析

通过对参数进行影响规律及灵敏度分析,得到某无杆式高压气动弹射器弹射性能关键参数的优化计算参考。基于真实气体的热力学参数和动力学理论,建立了精确内弹道模型;并与弹射试验数据、流体仿真曲线进行比较分析,得到相对正确的理论计算模型;利用全局灵敏度法进行分析,得到了内弹道稳定性及离轨速度的7个主要参数影响规律及参数的线性主效应、二阶效应结果。影响内弹道稳定性的最灵敏参数为高压室容积,影响离轨速度的最灵敏参数为环境温度;泄漏率倍数及开阀时间自身的二阶主效应及与其余5个影响因素的二阶交互效应敏感度比较低,可以在设计中提前决定这2项因素的取值,实现设计变量的缩减。该文的研究结果可为内弹道及弹射装置优化提供理论参考。     

挂弹钩非对称弹射过程调控方法研究

建立采用抛放弹火药燃气作为工作能源的挂弹钩弹射机构的数值计算模型，对抛放弹燃烧，弹射活塞非对称工作，直至推离悬挂物(导弹或炸弹)的整个动态过程进行了模拟计算。分析左右两侧导气孔直径的调整对非对称弹射效果的影响。结果表明，通过调整两侧导气孔直径，可以改变悬挂物弹射离机时的飞行姿态，消除由于不同弹种的质心偏移量所造成的角速度与角位移偏大的弊端。该文所建立的模型为该种弹射装置的自适应控制和优化设计奠定基础。     

船用捷联式惯性导航仿真系统设计及研究

针对船用捷联式惯性导航系统长时间工作后,精度明显下降,不能满足导航需求的问题,设计了一种模块化的船用捷联式惯性导航仿真系统,并进行了仿真研究。将船用捷联惯导设计为四个模块,分别为轨迹仿真模块、惯性器件仿真模块、导航解算模块和误差分析模块。利用建立的模型,仿真分析捷联式惯性导航系统姿态角、速度和位置误差的主要特性,研究天向速度的发散对东向和北向速度误差的影响,探究初始对准误差对导航精度的影响。结果表明,仿真系统可以很好的模拟舰船捷联式惯性导航系统的初始对准和导航过程;天向速度的发散和初始对准的精度都会直接影响导航精度。因此,在舰船长时间航行时,必须提高初始对准精度且引入阻尼系统,以减小船用捷联式惯性导航系统的导航误差。     

三座飞机指令弹射系统方案研究

指令弹射系统的功能主要是用来控制多座飞机的乘员应急弹射离机的先后顺序和时间间隔.针对国内多座飞机指令弹射系统发展的需要,对三座飞机指令弹射系统方案进行研究,提出合理的可行方案,并对方案进行理论分析、仿真计算,证明只要考虑周全、方案合理,可以对三座飞机指令弹射系统开展后面的实质工程研究工作.