牵引救生装置性能仿真研究

为了获得牵引救生装置最佳性能,根据牵引救生装置的工作原理,针对牵引救生过程的不同阶段,建立相应的数学模型,用仿真计算的手段来确定弹射筒和牵引火箭的动力配置以及前后舱乘员程序离机的时间间隔,结果表明该牵引救生装置的设计方案为:弹射筒出口速度13m/s,火箭牵引动力5000N,工作时间0.7s,前后舱飞行员同时弹射。牵引救生装置性能仿真研究为救生装置的总体设计提供初步性能依据和最终技术方案。

弹射座椅动力作用段姿态与轨迹解算

针对试验中现役第三代弹射座椅不能自主获取弹射姿态与轨迹问题,研究基于自封闭惯性导航(以下简称惯导)原理,借助试验采集的过载与角速度数据,通过低通滤波与移动平均处理后,采用四元数法与二子样圆锥误差补偿法,分别进行弹射座椅动力作用段姿态与轨迹解算,获得了2发X1型弹射座椅零速度-零高度试验(简称零-零试验)与2发X2型弹射座椅450 km/h火箭撬滑轨试验的动力作用段姿态与轨迹曲线,并将其与光测结果对比分析。结果表明:二子样法对于四元数法精度修正有限,人椅系统弹射后不必考虑非定轴转动带来的误差影响;2发零-零试验中,影响东向轨迹精度的主要因素是横滚角误差,影响北向轨迹精度的主要因素是偏航角与俯仰角误差,影响天向轨迹精度的主要因素是俯仰角误差;2发450 km/h火箭撬滑轨试验中,影响东向与北向轨迹精度的主要因素是时间累积误差,而累积误差对于天向轨迹精度影响较小;误差主要来源于安装、对准、数据采集和处理过程,后续将开展误差纠正研究。