火箭弹射座椅轨迹发散技术研究

通过对火箭弹射座椅轨迹发散技术的类型、原理进行分析,建立轨迹发散性能计算模型。经过理论计算和试验验证,侧向轨迹发散火箭技术满足双座弹射救生的要求,有效地解决了FBC-1飞机双座飞行员弹射救生可能发生干扰的问题。     

浅析航空座椅弹射火箭的发展

当飞机失去控制时,火箭弹射座椅具有重要的意义。为此,首先简要介绍了国内外航空座椅弹射火箭的发展史,然后通过对国内外弹射火箭研究方向和发展思路的详细对比,指出了国内外座椅弹射火箭发展的异同点,明确了我国弹射火箭发展方向的正确性。在肯定了我国各型号座椅弹射火箭的同时,也指出了国内的差距,对我国座椅弹射火箭在今后发展过程中可能面临和需要解决的有关问题进行了详细分析,为新型弹射火箭的设计提供参考。     

某型火箭弹射救生系统空弹性能分析

某型火箭弹射座椅是为某型飞机专门设计的一种新型救生系统，该火箭弹射座椅采用了多项新技术，通过空中弹射试验，验证该救生系统在实际飞行条件下的救生性能。经过6次平飞和机动状态弹射试验，结果表明．该火箭弹射座椅救生性能满足设计指标要求。     

战斗机飞行姿态对最低安全救生高度影响的仿真研究

战斗机飞行员在飞机出现危险情况时采用火箭弹射座椅作为救生装备的主要形式,在低空不利姿态下弹射时,往往需要一定的最低安全高度来保证弹射救生的成功率,在座椅性能确定的情况下,最低安全救生高度取决于弹射时飞机的飞行姿态。为此,根据火箭弹射座椅的工作原理,针对弹射过程的不同阶段,建立相应的数学模型,用仿真计算的手段来研究不同飞行姿态对最低安全救生高度的影响,以期为飞行员如何选择正确的弹射时机提供一定的理论支撑。     

座椅弹射鉴定试飞内部参数测试技术

某新型火箭弹射座椅新增了“达特”稳定系统、程序控制系统和挡臀装置等，为了在机动飞行状态下测试弹射座椅内部参数，针对座椅与飞行试验的特点，设计了一套测试系统，经检验及应用证明：该套测试系统是成功的，工作是可靠的，所测的数据是淮确的。对今后同类产品的试飞测试有一定的指导、借鉴意义。     

基于混合Beta分布的火箭弹射座椅可靠性评估

建立了一种综合利用子系统试验数据和现场整机试验数据的火箭弹射座椅Bayes可靠性评估方法。该方法通过卡方拟合优度检验确定继承因子,建立混合Beta分布后,基于后验分布评估座椅可靠性。采用该方法对某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0.924。结果表明,在相同的现场试验情况下,评估结果比经典统计方法更合理。     

弹射座椅减速性能的数值仿真计算

减速性能是火箭弹射座椅的一个重要性能指标,而且一直不能得到很好的评估预测,只能根据地面弹射试验和经验粗略估计座椅的减速性能。采用数值仿真的方法,在获得弹射座椅的气动参数的基础上求解空间六自由度方程,得到了各气动参数以及座椅的减速性能。方法基于计算流体力学以及matlab的simulink仿真工具箱。最后数值仿真的结果与地面弹射试验的数据进行比较,其平均误差小于5%,说明数值计算的结果是比较准确的。数值仿真的方法在弹射座椅研究中的应用是完全可行的,有广泛的应用前景。     

弹射座椅与飞行员组合重心分布的研究

 为解决火箭弹射座椅在弹射出舱后的稳定性调节问题,对弹射座椅与飞行员系统组合重心的分布规律进行了理论研究,求解出了组合重心的分布方程,建立了组合重心的椭圆分布模型。研究结果已应用于弹射座椅与飞行员组合系统稳定性调节的工程设计中,应用实践表明所建模型准确、有效。     

航空市场

中航技与哈飞签署20架Y-12收购合同11月2日,中国航空技术进出口总公司与哈飞航空工业股份有限公司签订了20架Y-12系列飞机收购合同。根据合同条款,在未来几年内,中航技将从哈飞股份收购20架Y-12系列飞机并向国外出口。第二个100台TY7A型火箭弹射座椅出口11月2日,航宇救生装备有限公司与中国航空技术进出口总公司签署TY7A型火箭弹射座椅第二个100台出口协议。这100台TY7A型弹射座椅用于K-8系列飞机,是航宇公司和中航技双方根据对K-8飞机市场前景的分析和订货情况签订的。除此之外,航宇公司还通过中航技总公司向国外出口TY5系列、TY6…     

我国弹射座椅"三化"研究

说明了我国飞机弹射座椅实现“三化”应从硬件“三化”和软件（管理）“三化”两方面进行;着重介绍了弹射座椅硬件“三化”实施方案的主要内容：弹射座椅系统的设备、部件、随机工具的“三化”,以及基本型、派生型、发展型弹射座椅方案的选取。     

RBCC飞行器爬升段轨迹设计方法

 火箭基组合循环（RBCC）的发动机推力与飞行轨迹相互影响,导致飞行器轨迹设计与发动机性能分析存在耦合作用。对RBCC飞行器爬升段的轨迹设计方法进行研究,提出了基于马赫数-动压参考曲线的轨迹设计方法。对非均匀有理B样条(NURBS)曲线进行了定义补充,以用于描述具有任意形状的马赫数-动压参考曲线,并对参考曲线的各控制参数选取方法进行了研究;建立了基于二分法求解迎角并实现轨迹方程求解的算法流程。利用提出的轨迹设计方法对空中载机发射的RBCC飞行器进行了爬升段轨迹设计与分析,计算结果表明：(1)马赫数-动压参考曲线法考虑了发动机性能与飞行轨迹的耦合作用,能够适用于RBCC飞行器爬升段的轨迹设计;(2)引射模态低速段（Ma<2.0）消耗的推进剂质量超过爬升段的50%以上,是发动机性能优化的关键;(3)引射模态推进剂流量最大值与最小值之比达到了6.3;(4)当飞行马赫数达到1.7后引射模态下的来流空气冲压作用超过了一次火箭的引射作用,在保证空气捕获方面占主导地位。     

影响液体火箭发动机涡轮效率的某些因素分析

分析了液体火箭发动机中所用涡轮的各种损失因素,并建立了相应的数学模型,给出了计算方法。对于喷嘴中的二相流损失,采用龙格-库塔法求解一维定常全耦合的二相流控制方程。用迭代的方法进行冲击式涡轮及有小反力度的涡轮的设计计算,以使设计出的涡轮参数与效率相统一。通过对计算路径的控制,使得本方法和程序能同时用于冲击式涡轮及有小反力度的涡轮的设计计算;在计算结果中,还着重对二相流损失对涡轮效率的影响进行了分析。     

低速空降风洞试验的关键技术

低速空降风洞试验的一个重要目的是研究伞降人员在离机初期的运动姿态和空间轨迹，考察伞降人员的离机安全性。从不带伞空降风洞试验出发，分析归纳单次出舱和连续出舱空降风洞试验中的一些关键技术，包括试验方法的选取、相似参数的确定、空降模型的设计加工和调整技术、载机支撑方式和支撑干扰的影响、空降模型出舱姿态的控制、空降轨迹捕获和分析技术等。进而初步探讨带伞空降风洞试验的一些特有问题，旨在为进一步发展低速空降风洞模拟试验技术提供支持。     

带有可调喷注器与文氏管的变推力液体火箭发动机响应特性分析

本文利用数值方法和解析方法对带有可调喷注器和可调文氏管的变推力液体火箭发动机的响应特性进行了分析,讨论了影响此类发动机动态性能的主要因素.最后给出发动机参数的优化结果,并进行了实验验证.     

抗1000km／h高速气流吹袭的保护头盔及氧气面罩的研制

全面地论述了为实现1000km/h高速弹射时对头脸部的防护,采用国产现役保护头盔和氧气面罩经过结构改进、水下强度试验以及火箭滑车考核试验获得成功的研制过程。着重论述了结构改进要点;水下试剑地,拖车速度的计算方法和试验结果讨论,以及1000km/h火箭滑车试验中出现的现象分析等。     

固体火箭发动机缩比技术的应用与研究

应用相似理论和固体火箭发动机缩比技术对多根装药固体火箭发动机的缩比设计进行了研究,并结合某导弹的弹射动力装置燃气发生器的缩比设计与研究,提出了一种新颖的缩比方法,即采用按装药根数缩比来代替常用的按药拄几何尺寸进行几何相似缩比,其缩比效果更具有特色。文中简要介绍燃气发生器的设计,较详细地叙述燃气发生器缩比设计方法,试验结果表明,文中介绍的缩比方法是正确的,准确预示了全尺寸燃气发生器的性能指标。     

机载多目标跟踪系统模型和运动补偿

研究多目标跟踪技术在机载雷达应用中的特殊问题——坐标系的选择、载机运动的稳定与补偿。建立了数学模型 ,进行了仿真研究。研究结果表明 :载机运动的稳定与补偿是机载多目标跟踪中必须重视的问题 ,并得出基于 NED和 RHV的组合坐标系下的模型 ,在机载应用中有很好的性能。优点是易于解耦、避免了非线性、降低了计算量、且有较高的精度     

单兵火箭弹简易制导控制方法研究

为降低单兵制导火箭弹的成本,同时确保其具有较远的作用距离和较高的命中精度,针对静止目标,设计了单兵火箭弹简易制导控制律.首先,将飞行弹道进行分段设计,以瞄准线作为基准弹道,采用虚拟目标导引法实现对基准弹道的跟踪;然后,进行STr控制器的设计,基于典型设计点处控制器的参数插值,得到实时飞行过程中的控制器参数,确保火箭弹在整个飞行过程中具有较高的控制精度;最后,进行了仿真计算,通过仿真结果分析可知,所设计的制导控制系统具有较高的鲁棒性.