研究穿盖弹射的有效途径

通过对国内外有关资料进行分析整理，阐述了飞机的清除弹射通道系统，重点介绍了在非穿盖弹射飞机上进行了穿盖弹射改装时遇到的问题和建立了预测弹射座椅破碎座舱盖玻璃能力的分析工具。     

预测弹射座椅成功穿盖的方法

应急救生时成功地廓清弹射通道非常重要。它是导致成功弹射和回收乘员的第一步。现有三种方法廓清弹射通道,即弹盖、破盖和穿盖。其中以对穿盖过程了解得最少。而穿盖却在提高救生性能和降低飞机复杂性方面最起作用。很多装备有弹射座椅的美国海军的飞机,不是以穿盖弹射作为基本救生模式,就是作为以弹盖或破盖为救生基本模式的备份装备。穿盖方式的研制通常是采用“试行错误”试验的结果,进行这种试验须试验不同的椅装穿盖器和不同的椅—盖行程,直到得到可接受的结果为止。显然这样的试验既费钱又费时。穿盖问题之所以复杂是由于其涉及的因素较多,诸如穿盖器的材料、形状、安装位置;舱盖几何形状、材料、厚度;舱盖温度以及座椅速度都必须考虑。现行海军救生系统试验计划(海军航空兵通用弹射座椅NACES的换代)非常重视开发能较好地预测优化弹射座椅穿盖能力的方法,通过努力,确定了预测不同弹射座椅成功穿盖能力的试验工具和方法。     

穿／破盖弹射救生技术研究

介绍了穿/破盖弹射救生方法在国内外的使用情况，论述了采用该项技术要满足的救生标准，透明件的选择方法，影响弹射过载的因素，试验项目以及系统仿真情况等，并对先进飞机的弹射救生方式进行了探讨。     

基于ADAMS的弹射座椅弹射出舱姿态研究

座椅弹射出舱阶段作为整个弹射救生过程的初始阶段,其出舱姿态参数的准确获得对弹射座椅研制非常重要,是座椅进行姿态控制、提高救生性能的关键和前提条件.本文以某型弹射座椅为研究对象,计算了弹射座椅在高速弹射时出舱过程的气动载荷,并针对高速状态弹射建立了考虑弹射筒变形和气动载荷的弹射座椅出舱过程刚柔耦合仿真模型.通过动力学仿真...     

新型弹射装置弹射动力源虚拟仿真计算

通过对某新型弹射装置的工作原理分析,建立其物理模型并进行简化;以空气动力学、工程流体力学和动力学系统建模为理论基础,建立弹射机构的物理和数学仿真模型,并利用计算分析软件求得弹射机构的动态参数的变化规律,对弹射过程的动态参数进行研究,为设计新的弹射机构提供理论依据。     

舰载飞机弹射起飞性能和影响因素分析

本文通过舰载飞机弹射起飞动力学的研究,并根据弹射起飞的过程和要求,提出了确定弹射起飞参数(弹射力、发动机推力和平尾偏角)的计算方法。文中对舰载机的弹射起飞进行了仿真计算。最后讨论了飞机的起飞质量,发动机推力、起飞迎角、襟翼偏角和甲板风航迹等对弹射起飞性能的影响.     

舰载机蒸汽弹射动力学仿真分析

阐明了蒸汽弹射装置应用的必要性。在综合考虑热力学模型、牵引释放装置数学模型、舰载机动力学模型以及起落架突伸等因素的基础上,提出了舰载机蒸汽弹射动力学仿真分析模型。以C-13型弹射器和某型飞机为例进行了仿真分析,并与相关实验数据进行对比分析,其分析结果可为舰载机蒸汽弹射系统设计以及试验验证提供有益参考。     

舰载机弹射起飞六自由度动力学建模与仿真

根据舰载机弹射起飞的特点,考虑了舰船、舰载机及起落架之间的相互作用和甲板运动、海面大气扰流以及舰艏气流扰动对舰载机的影响;基于多体动力学理论,描述了舰船-飞机-起落架多体系统的耦联关系,建立了舰载机弹射起飞六自由度动力学模型。利用此模型,仿真了舰载机的弹射起飞过程。仿真结果表明,此模型能较完整地反映航母、舰载机和起落架之间的相互耦联关系,正确地描述了舰载机弹射起飞的动力学过程。     

基于Simulink的小型无人机弹射架性能仿真

建立弹射系统的动态模型,为弹射起飞提供可信度高的分析设计、仿真验证平台。文章以弹力弹射系统为研究对象,建立无人机弹射起飞过程动力学、运动学模型,基于Matlab/Simulink模块,对弹性元件弹力系数、导轨长度、离架速度等参数进行了系统分析。在仿真过程中,通过改变系统的不同参数,得到了这些参数对系统弹射性能的影响规律。合理的匹配这些参数,可使用此系统弹射多种型号的无人机,提高了效率,节省了试验资源和经费。同时为无人机弹射系统优化和设计研发提供了理论依据。     

舰载机弹射起飞动力学仿真与安全边界评估

为了研究影响舰载机弹射起飞安全性的因素,在舰载机弹射起飞动力学模型的基础上,设计了标准起飞航迹并进行了数值仿真。分别对航母、飞机、环境等参数对安全起飞的影响规律进行了仿真研究,然后对多种参数的组合影响进行了仿真分析,最终获得了安全起飞的边界参数。     

微爆索线型切割某战斗机舱盖的研究

 为了缩短弹射座椅穿盖时间,确保飞行员安全逃生, 提出了微爆索（MDC）爆炸切割技术在航空弹射救生系统中应用。首先对由黑索今(RDX)、奥克托金(HMX)、六硝基芪(HNSII)3种不同类型炸药,铅、铝两种包覆材料制作的半圆形微爆索线型切割平板航空有机玻璃（PMMA）元件进行了实验研究,观察了有机玻璃的层裂现象,确定了最佳的微爆索炸药类型、包覆材料和装药量。然后利用实验确定的微爆索方案,采用三维动态非线性显式有限元程序LS DYNA3D,对沿舱盖中央铺设的微爆索切割真实全尺寸飞机舱盖透明件进行了计算机模拟。在有限元分析中,选择ALE 算法模拟高能炸药起爆后表现出来的流体特性,定义自动面对面接触类型实现炸药与PMMA流固耦合作用,使用连续损伤动力学材料模型模拟有机玻璃在爆炸冲击波作用下的损伤行为,并伴随有层裂现象。数值模拟得到了一定的装药量对应的舱盖切割深度,与实验实测得到的结果吻合得较好。因此,平板有机玻璃元件实验可用来指导舱盖透明件实验。     

风对弹射座椅救生性能的影响

 针对某型弹射座椅建立了考虑风速的弹射过程动力学模型。选取不同风速风向和不同弹射速度作为计算状态,对弹射救生过程进行数值仿真,根据仿真结果分析风对弹射座椅救生性能的影响。通过在低速和中速两个弹射速度下,前向风、侧向风和大气垂直运动对弹射座椅救生性能影响的分析可知:较大的逆风不但会降低伞衣充满的轨迹高度,而且会产生人伞系统的振荡和摇摆,对安全救生存在一定的影响;大气的垂直运动对弹射救生系统的救生性能影响最大,它直接影响到救生系统的纵向运动轨迹。研究结果表明:前向风、侧向风和大气垂直运动均会对弹射座椅的救生性能产生不利影响,在真实的弹射过程中必须考虑风速对弹射救生性能的影响。     

舰载机前机身结构地面弹射冲击响应

以舰载机前机身结构和前起落架部分构件为研究对象,分析其在地面弹射过程中,弹射力冲击下的动态响应。通过地面弹射模拟试验和刚柔耦合模拟对比分析,发现试验结果与模拟结果基本吻合,从而验证了地面模拟弹射冲击加载试验方法的可靠性及刚柔耦合模拟方法的可行性。由试验结果和模拟分析,可得出弹射过程中飞机前机身结构最大过载传递路径和应变分布,同时给出了前机身动态应力分布。地面弹射试验和模拟为舰载机的结构设计、强度校核以及整机弹射试验提供了参考依据。     

新一代战斗机座舱盖关键技术与设计方案

座舱是战斗机三大电磁散射源之一，座舱盖雷达散射截面（RCS）的减缩技术是实现新一代战斗机全机雷达隐身性能的关键技术。基于新一代战斗机隐身外形平台，座舱盖在隐身技术、透明件结构、抗鸟撞、弹射救生、光学性能、结构变形控制等领域均面临新的挑战。本文以新一代战斗机为背景，研究了座舱盖性能提升的4项关键技术：座舱盖隐身性能提升技术、大型整体座舱盖透明件结构设计技术、复杂曲面座舱盖光学性能仿真优化技术、大尺寸活动部件变形及状态控制技术。经过上述关键技术研究，完成了新一代战斗机座舱盖设计技术体系的升级，促进了新一代战斗机座舱盖技术和性能的跨代提升。     

降落伞典型开伞过程的试验研究

以伞衣负荷比值为标准选择了两类伞型,在典型的有限和无限质量条件下进行了风洞和空投试验开伞过程的研究.探讨了开伞过程中伞衣形状变化与伞衣承受开伞动载之间的关系及其影响因素,比较并分析了两种状态下不同试验手段得出的试验结果的差别,总结了各自的特点,并得出了关于两种降落伞性能试验的结论.     

救生伞收口性能分析

通过对ACESⅡ弹射座椅所使用的C－9伞收口速度补偿曲线的理论。分析了救生伞采用收口技术后,＿能在高速状态下降低开伞动载,在低速状态下不降低最低安全高度的原因;并对国产ＨＴＹ－4型弹射座椅装备了收口的救生－13型伞后的性能进行了估算。假如收口阻力特征等于210m2、收口时间等于10ｓ则在3000m高度上开伞动载将减小40％;并论述了收口阻力特征和收口时间选取的原则。     

抛盖动力和“零-零”抛盖过程研究

 在分析“零-零”抛盖过程的基础上,建立了模拟作动系统进气及作动筒和舱盖运动过程的数学模型,实现了“零-零”抛盖过程作动筒上下腔压力变化的准确模拟,解决了以往研究中抛盖动力需要大量试验数据的问题。经过无量纲处理“零-零”抛盖试验中自由抛放阶段舱盖的运动轨迹,澄清了“零-零”抛盖过程自由抛放阶段可以忽略气动力的问题,并通过考虑和不考虑定轴转动阶段气动力两种情况下,“零-零”抛盖过程舱盖轨迹预测值与试验结果的比较,说明了考虑定轴转动阶段气动力会与实际情况更为接近。     

弹射救生用人体数学模型

 利用人体弹射试验数据建立起人体动力学特性的数学模型(简称人体数学模型)。模型的动态响应特性分析可以解决一些与弹射有关的人体工程学问题。根据人体的最大动态超调,结合椎骨强度可确定人体耐受弹射加速度的限度。从防护角度出发,分析座垫对人体受力的影响和人体响应的时相特点而要求座垫厚度必需很薄。还提出改善弹射动力和确定测试系统性能指标的依据。将模型用于弹射实践可以减少人体试验,对人体安全和研制生产都极其有利。     

空天飞行器整体式救生座舱的稳定减速与分离特性数值模拟

整体式密闭救生座舱方案将座椅与驾驶舱进行整体设计，弹射后具有独立的气动型面，在包含亚声速、跨声速、超声速甚至高超声速等非常宽广的速度范围可以更好地保护飞行员免受高速气流的吹袭，是空天飞行器救生系统设计的重要途径之一。针对整体式救生座舱，首先开展基本静态气动性能数值模拟评估；之后采用一种刚性减速伞增稳方案（整体式座舱+减速伞）对其稳定性和减速效率进行改进；最后采用动态重叠网格方法，对整体式座舱+减速伞构型的近机弹射轨迹特性开展动态数值模拟计算，从而获得该构型在抛投过程中的稳定性和安全性。研究结果表明，单独整体式救生座舱难以具备静稳定性；减速伞方案可大幅改善座舱的稳定性能，使座舱在Ma=0.3~4.0范围内均具有静、动态稳定性，并呈现亚声速时随马赫数升高而增强、超声速时随马赫数升高而减弱的变化规律，且高马赫数（Ma=4.0）工况可通过降低飞行高度以增加动压的方式进一步提升座舱的动稳定性；在宽速域范围内，整体式座舱+减速伞构型经过弹射力和火箭推力的辅助作用，能够实现与机体的安全分离，并且分离后其俯仰振荡姿态均具有收敛特性。