轴向冷气弹射系统建模及仿真分析

根据轴向冷发射需求,同时避免发射过程对发射平台内部空间的污染,设计了一种以高压氮气为弹射能源的轴向底推式冷弹发射装置。介绍了轴向冷弹发射系统的结构组成、工作原理以及设计要点,并运用理想气体状态方程、质量和能量守恒定律、气体动力学等设计理论与方法,建立了轴向底推式冷气弹射系统的高压室、低压室、阀口气体流动以及导弹运动的数学模型。为提高导弹发射时的分离速度,同时降低发射过载峰值,以建立的数学模型为基础,基于内弹道结构参数,采用VB语言编程,通过仿真计算和分析,研究了气瓶初始压强、气瓶容积、低压室初始容积、电磁阀通径、无阻尼自然频率、阻尼比及活塞(托盘)直径等弹射系统的主要结构参数对产品的分离速度和发射过载的影响,找出了各个结构参数变化对导弹分离参数的影响规律,并对影响规律的机理进行了分析。该研究为弹射系统结构参数的优化提供了理论依据,为同类型轴向冷弹发射装置内弹道设计提供了理论参考和依据。

质量车蒸汽弹射系统仿真研究

为了研究航母蒸汽弹射系统的动力学和热力过程特性,通过建立蒸汽弹射器热力学模型、牵引释放装置数学模型和质量车蒸汽弹射系统动力学模型,建立了包括施加预紧力阶段、弹射力加载阶段和弹射滑跑阶段的全过程质量车蒸汽弹射仿真模型。针对储汽筒压力、气缸压力和质量车加速度3个蒸汽弹射系统关键参数,进行了理论分析与仿真验证,并与实验数据进行了对比,验证了本文建模方法的正确性。利用所建模型,对蒸汽弹射系统的其他关键参数进行研究。仿真结果表明:在蒸汽弹射系统的3个阻力当中,质量车摩擦力影响最大,空气阻力影响最小;弹射力与冲程的曲线可以看成前一段斜率为正,后一段斜率为负的分段函数;弹射杆轴向力的峰值大于弹射力的峰值。研究结果能够为蒸汽弹射系统的设计和试验提供一定的理论参考。

柔性气囊弹射系统动力学特性研究

为了减轻导弹发射系统的质量和降低导弹发射的成本,研究了一种柔性气囊弹射系统,实现了对导弹做功。通过理论分析,试验验证和数值计算相结合的方法,对柔性气囊弹射系统的工作机理和弹射性能进行了研究。结果表明:通过粒子法计算柔性气囊展开过程的结果与试验测量结果吻合较好,误差不超过1.04%,验证了粒子法计算柔性气囊展开的准确性;柔性气囊弹射系统的弹射性能与弹射工质的种类、温度、柔性气囊的作用距离和作用面积等因素有关。在对弹射工质和柔性气囊结构参数的研究中发现:弹射工质的摩尔质量越小,温度越高,柔性气囊弹射系统的弹射性能就越好;当作用面积相同时,柔性气囊的长径比越大,柔性气囊弹射系统的弹射性能就越好;当作用距离相同时,柔性气囊的长径比越小,柔性气囊弹射系统的弹射性能就越好,导弹获得的动能就越大。

破孔面积对燃气弹射性能影响机理分析

为探究发射筒破损面积对燃气弹射过程的影响,采用RNG k-ε湍流模型、有限速率/涡耗散模型和动态分层网格技术,建立包含筒壁损伤的发射筒三维数值模型,在数值验证的基础上通过改变破孔直径,仿真得到不同破孔面积下发射筒内流场分布与内弹道参数。结果表明:在发射筒内部整体流场形态近似呈对称分布,但由于燃气产生附壁效应和旋转涡的出现,局部流场呈现非对称性;随孔径增大筒内压力减小,孔径为160 mm时,t_(0)时速度相比完整筒壁的速度下降高达13.17%,在设定的出筒条件下当孔径大于140 mm后不能满足出筒要求;进行各参数相关性分析时发现破孔面积与第一次压力峰值及t_(0)时速度之间呈负线性相关。

一种双级弹射作动筒对抛分离输出特性研究

为满足武器系统低过载对抛分离功能要求,设计了一种对抛式双级弹射作动筒,基于零维内弹道理论建立了对抛式双级弹射作动筒内弹道模型,对其分离输出特性进行了仿真,并对内弹道模型的准确性进行了试验验证。结果表明,对抛式双级弹射作动筒内弹道模型准确可靠,压强仿真曲线与实测曲线基本吻合,分离输出参数仿真值与实测值基本一致,误差不超过5%。本研究能够为同类型对抛式双级弹射作动筒的设计提供理论指导。

一种高速低过载导弹弹射分离燃气做功装置设计研究

为满足某型号导弹弹射分离燃气做功系统低过载及高出筒速度的要求,基于两级燃气发生器分时序点火方式,设计了一种新型两级组合式弹射分离燃气做功装置,建立了弹射内弹道仿真模型,对其作用过程中高、低压室内部压强、负载速度及冲击过载进行仿真和试验研究,并与基于单燃气发生器的导弹弹射分离过程进行了对比。结果表明:所设计的两级组合式弹射分离燃气做功装置的负载出筒速度为19.4 m·s^(-1),最大过载为31.4 g,能够满足高出筒速度和低过载的指标要求;低压室最大压强、负载最大出筒速度和最大过载的仿真和试验误差分别为4.4%、-3.1%和2.5%,表明所建立的两级组合式燃气做功装置内弹道模型具有较高可靠性,能够有效指导同类型弹射内弹道设计和性能预测。

燃气发生器弹射特性数值仿真与试验研究

为了研究燃气发生器弹射特性,基于改性双基固体推进剂装药结构和燃气发生器参数,建立了燃气底推弹射形式的数学模型,利用四阶龙格库塔法对数学模型进行求解,获得了燃气发生器弹射参数变化特性,结果表明:在常温条件下,载荷出简时的行程为7.7m,需要时间为0.53s,载荷出筒速度为31.1m/s,最大加速为81.7m/s^(2),满足弹射要求;同时,发现环境温度对燃气发生器弹射参数较大影响,随着环境温度增加,低压室压力峰值增加,载荷出筒时间缩短,出筒速度和最大过载增加;与常温弹射试验结果对比,低压力的压力峰值最大误差为5.2%,导弹载荷出筒速度最大误差为5.4%,表明所建立的燃气发生器弹射模型能够准确描述导弹载荷弹射参数特性。

弹射过程人椅系统动态质量特性的建模与分析

人椅系统的质量特性是弹射座椅轨迹和姿态控制精度的重要影响因素。由于缺乏动态质量特性仿真模型,现阶段采用静态参数设计的弹射座椅控制规律可能在实际应用中出现偏差。本文在弹射座椅六自由度运动模型的基础上,考虑火箭包工作质量变化、人体脊柱压缩、座椅座垫压缩和人体头颈部转动等影响因素,建立了弹射过程人椅系统动态质量特性的计算模型。通过对三个典型工况计算结果的分析,说明了计算模型的合理性;最后分别采用动态、静态质量特性模型对弹射过程轨迹姿态进行仿真,并分析了两模型在救生效果上的差异性。本文建立的模型可以为后续弹射座椅控制规律的精细化设计提供借鉴。

赋能文化科技融合:战略愿景驱动的公共服务平台建设--英国数字弹射器的运营启示

如何进一步推动文化与科技的深度融合,关系到我国文化产业的高质量发展与文化产业国际竞争力的持续提升。近年来,在税收减免等常规措施之外,公共服务平台作为文化科技深度融合的新型促进手段日益受到各级政府的关注。然而,现有国内相关平台还存在服务体系不完善、创新成果不显著等缺失,以致未能充分发挥出公共服务平台的赋能作用。通过深入考察英国数字弹射器的运营体系,细致阐述其战略愿景、服务体系、运营队伍之“效能三角结构”的内在契合关系,从而为推进国内同类平台的发展提出了针对性的完善建议,丰富了学界对文化科技融合公共服务平台的运营机制探讨。

考虑航母纵摇的舰载机弹射起飞安全性分析

在弹射起飞的过程中,舰载机的起飞的安全性与多种因素有直接的关系,如剩余甲板长度,前起落架的突伸能力,弹射的冲程等。为了研究多种因素对舰载机弹射起飞的影响,建立了考虑航母纵摇的舰载机弹射起飞动力学模型,分析计算了不同因素对舰载机离舰下沉量的影响,并论述了其运动学成因。研究结果表明:①弹射冲程增大,离舰末速度增大,下沉量减小,反之亦然;②在弹射滑跑转自由滑跑时,前起落架的突伸能力越好,迎角的增量越大,离舰后的下沉量越小,反之亦然;③剩余甲板的长度越长,舰载机离舰的速度和离舰迎角越大,下沉量越小,反之亦然。

火箭橇弹射救生试验测试技术现状及发展趋势

通过查阅大量国内外飞机弹射救生文献资料和实施多次火箭橇弹射救生通道清理试验,对火箭橇弹射救生试验测试技术进行了系统梳理,从光学图像测试和力学测试这2个方面对通道清理、座椅弹射、氧气供给、人-椅分离、乘伞下降和安全着陆这6个试验分系统凝练试验测试内容,并按测试对象进行相应测试方法介绍,提出未来火箭橇弹射救生试验测试将朝着火箭橇平台高超声速试验能力、飞机变姿态试验和测试系统智能安全小型化的方向发展。

弹射救生模拟训练研究进展

弹射救生模拟训练目前已成为飞行员航空生理训练的重要组成部分,对此,我军建立了规范的训练流程。弹射救生模拟训练对飞行员熟练掌握弹射动作、体验冲击过载、把握弹射时机和增强自信心等方面有重要作用,有助于提高飞行员身心健康水平和军事作业能力。随着弹射救生装备的发展和训练需求的不断增加,训练应与实际任务相结合,探索差异化训练模式,完善训练保障体系,为飞行安全提供有效保障。

并列双座弹射火箭包尾焰冲击效应研究

对并列双座战机后弹射乘员受到先弹射座椅火箭包尾流场的冲击效应进行分析,可为后弹射乘员安全防护研究提供重要参考。本文以并列双座战机弹射座椅火箭包尾焰流场为研究对象,针对尾流场与飞机机舱在非稳态分离过程中复杂的多场交互问题进行研究,涉及火箭包尾焰射流在机舱受限空间内发展过程中的冲击、燃烧问题。基于计算流体力学(CFD)方法,建立了弹射过程中包含人-椅系统、机舱等运动边界的火箭包燃气流场数学物理模型,采用有限体积法进行数值离散,建立火箭包尾流场三维数值计算模型。分析先弹射乘员座椅火箭包尾流与机舱、座椅的相互作用,探究高温燃气流场速度、温度和压力等参数分布特性,并研究弹射过程中尾流对后弹射乘员的冲击效应,得到乘员身体表面压力、温度变化规律,研究结果在并列双座弹射系统中后弹射乘员防护设计中具有重要意义。

基于弹射救生安全影响因素的弹射过程视景仿真分析

弹射救生技术是在飞机不可挽回状态下拯救飞行员生命的重要技术。通过分析装备方面、人为方面、环境和状态方面的弹射救生安全影响因素,梳理弹射救生的整个过程,提出了视景仿真系统的总体设计,并构建了弹射救生系统发射过程中的弹射出舱阶段、人-椅系统自由飞阶段和救生伞工作阶段的数学模型,对数值仿真得出的数据结果进行了分析,得到了影响仿真中弹射救生关键点的几个因素,运用3DMAX软件和Unity3D软件实现弹射过程的模拟仿真,以便直观形象地展示弹射救生过程。

二次燃烧对自力弹射内弹道影响分析

目前弹射所用低温药柱的燃烧平衡产物中含有可燃气体成分,遇初容室内氧气后发生二次燃烧,影响初容室内流场与弹射内弹道特性。为了分析二次燃烧对自力弹射方案内弹道的影响,建立了自力弹射可压缩流动仿真模型,结合有限速率化学反应模型与动网格技术,利用PISO(压力隐式算子分裂法)算法对控制方程进行数值求解。计算结果表明,二次燃烧使得初容室初始压力峰值时刻提前,并影响初始压力峰值大小。仿真分析结果为自力弹射内弹道设计提供了理论参考。

舰载机不同弹射系统的弹射过程

针对目前世界上最典型的两种舰载机弹射系统:蒸汽弹射系统和电磁弹射系统,对比研究了不同弹射系统的结构原理、数学模型、弹射性能等问题。分析了常用的蒸汽弹射装置和电磁装置的组成部件及其功用,给出对比分析结果;根据蒸汽弹射装置和电磁弹射装置的运动学特性,获得两种弹射装置的数学模型,推导出它们的非线性运动学方程,并给出对比分析结果;针对两种不同的弹射系统,构建了舰载机在舰面加速段的弹射过程的Matlab数值仿真模型,通过仿真研究,分析了不同弹射系统中对弹射性能起主要影响作用的关键因素,并根据仿真结果进行了对比分析。

电磁飞机弹射系统

电磁飞机弹射系统 (EMALS)将代替目前在航空母舰上用来弹射飞机的蒸汽弹射系统。利用新的电力电子装置技术 ,能够实现EMALS要求的高可控性、高效率、高性能。电磁飞机弹射系统是一个全集成的系统 ,由储能系统、电力电子系统、直线弹射电动机和控制系统组成。这些分系统组合在一起形成一个高性能的弹射系统 ,大大扩展未来航母的作业能力 ,不但能使航母搭载更重和航速更快的飞机 ,而且允许弹射与现有的蒸汽弹射器不匹配的小而轻的飞行器。这种弹射系统可以充分利用现成民用技术 。

新型组合式氮气弹射系统动态仿真及性能分析

针对现有某服役机型进行新型弹射系统改造的可行性理论分析,建立了以氮气作为驱动能源的组合式氮气弹射系统的数学物理模型。运用气体动力学理论,仿真分析了高压氮气推动活塞来推动悬挂物直至其完全脱离载机的运动过程。对该弹射系统中的4个结构参数对弹射性能的影响规律进行了仿真计算与分析。仿真计算表明:该装置能够达到项目设计指标要求,并能合理设定弹射系统各结构参数和物理参数值,从而使悬挂物弹射离机时的最大加速度和最大速度达到项目设计指标要求。

弹射与阻拦一体式电磁弹射装置的电磁特性分析

针对线性弹射装置占地面积大、结构复杂和质量大的固有缺点,提出一种单轴一体式钢索拖动新型电磁弹射和阻拦装置。装置由永磁储能电机、电涡流离合器、电涡流制动器和绕线轮等组成。介绍了装置的结构和工作原理。基于安培环路定理建立电涡流离合器和电涡流制动器的电磁理论模型。通过与三维有限元计算结果对比,分析电涡流离合器和电涡流制动器的电磁特性。通过制作的电涡流制动器的小型试验样机验证电磁理论模型的正确性和有效性,最终进行动力学分析。研究结果表明,该装置可以使30000 kg的飞机在2.1 s内从0 m/s加速到70 m/s,并能够使72 m/s的飞机在2.6 s停下,满足设计指标的要求。

双轨道弹射式水稻精量直播排种器设计与试验

针对现有排种器存在投种不顺及大播量成穴性较差等问题,本文设计了一种双轨道弹射式水稻精量直播排种器。基于理论分析设计了关键部件,利用DEM-MBD耦合仿真技术得到了弹簧力参数及因素取值范围,明确了转速超过35 r/min后排种器的性能显著下降。以合格率、漏播率及重播率为性能评价指标开展台架正交试验,研究转速、调节深度及稻种球度对排种器工作性能的影响,建立排种性能评价指标的回归预测模型。试验结果表明:排种轮转速为23.06 r/min、型孔深度为8.99 mm、稻种球度为52.7%时,排种器合格率为88.58%、漏播率为4.43%、重播率为6.99%,排种器工作性能最佳。为验证排种器工作性能及优化后参数的准确性,开展了田间试验,试验结果与优化后结果保持一致,回归方程预测结果误差小于2%,验证了试验可行性及参数准确性,在最优参数下排种器穴径合格率为100%、平均穴径为3.62 cm、穴径变异系数为18.45%、平均穴距为22.98 cm、穴距变异系数为8.43%、平均穴粒数为11.08、穴粒数变异系数为17.56%。所设计的排种器具有较好的播种性能、较高的穴径合格率及较低的变异系数,表明该排种器具有良好的成穴性能。