航母弹射器建模与分析.docx

1、航母弹射器建模与分析Northeastern University航母弹射器建模与分析专业：导航制导与控制学号：1姓名：2015年11月22日1舰载机弹射器的应用及控制1.1舰载机弹射器的构造弹射器（Aircraft catapult ）是航空母舰上推动舰载机增大起 飞速度、缩短滑跑距离的装置，全称舰载机起飞弹射器。结构上有落 重式，飞轮式，火箭助推式， 液压式和气压式多种。弹射器一般由动力系统、往复车、导向滑轨等构成。弹射起飞时，驾驶员操纵飞机 松开刹车，加大功率，并在弹射器动力系统的强力作用下，使往复车 拉着挂在飞机上的拖索，沿导向滑轨做加速运动，经过 5095米的滑跑距离，达到升空速度起

2、飞。当飞机升离甲板时，拖索与往复车和 飞机脱钩，落在飞行甲板前端的回收角网兜内。 然后由复位系统将往复车拖归原位，准备再次弹射。现代弹射器中已经取消拖索，往复车 通过牵引杆，与舰载机前起落架直接相连。主要构件包括三部分：（1）弹射器做动系统：开口活塞筒体、 活塞环、引出牵引部分、U型密封条、导气管、模度气动阀门、排气 阀、安全阀、测距仪、压力传感器。（2）弹射器附属系统：海水淡 化设备、贮水池、高压水泵、锅炉、加热装置。（3）弹射器控制系 统和导流板。1.2舰载机弹射器的控制弹射起飞是目前航母舰载机广泛采用的一种起飞方式， 也是舰载机飞行过程的重要阶段。弹射起飞过程分为舰面滑跑和离舰上升两个

3、阶段（如图一所示）。在舰面滑跑阶段，舰载机不仅受到弹射器弹射 能力约束而且受地面效应、飞机构型 （如起落架）、舰面运动等带来的影响 。由于航母的飞行甲板长度较陆基飞机的机场跑道短得 多，即使借助弹射器牵引力作用，其离舰速度仍比同一量级的陆基飞 机离地速度要小。由于离舰速度和离舰迎角较小，以及离舰瞬间地效 突然消失，舰载机离舰上升的过舰首航迹会经历一段下沉过程。 为避免离舰上升时机体的过度抖动，以及纵、横向稳定性或操纵性的丧失， 应限制迎角超过最大容许迎角。舰载机离舰后的航迹下沉量不应超过 容许的最大下沉量，下沉之后的爬升率应达到一定的量值。 为实现舰 载机弹射起飞离舰上升阶段的自动控制飞行，

4、首先应建立足够精确的 动力学模型，通过计算得到舰载机的离舰速度、 离舰迎角和预置舵偏 角；在此基础上设计上升阶段的飞行控制律； 最后通过非线性仿真来 验证其控制律，实现舰载机离舰上升阶段的自动控制飞行。F- /諏水繃j:厂厂 1 n郦气机图一航母弹射及起飞过程2舰载机弹射器的模型建立2.1舰载机动力学模型根据舰载机在弹射起飞过程中的不同受力以及运动状态， 将舰载机弹射过程分为两个阶段：舰面滑跑阶段和离舰后的上升阶段。2.1.1舰面滑跑阶段舰面滑跑阶段由弹射器拖拽滑跑阶段、 自由滑跑阶段组成。弹射器拖拽滑跑阶段，舰载机在发动机推力和弹射器牵引力的共同作用下 向前加速滑跑，此阶段受力分析如图二所示

5、（以我国歼 -15为例）。图二 舰载机拖拽滑跑阶段受力分析在速度坐标系和机体坐标系中建立其纵向运动方程如下:(1)m 書,=F/:os (竹+Q +Fccosr- D- mgsiny- Ff mV学 = Fin (a+a) +片&口日广 L+mgcosy- FNl Fm山臂包+吩忆严厂MZP- Mzf dt4 Vsin7dt=Vcos7dty=0- a式中：Ft为发动机推力；Ff为飞机机轮摩擦力；Fc为弹射器牵引力； 舌为弹射角；Fni为前起落架支反力；Fn2为主起落架支反力；Mzt为 弹射力对飞机质心的力矩；M zp为发动机推力对飞机质心的力矩；M zf 为摩擦力对飞机质心的力矩；Fzn1为

6、前起落架支反力对飞机质心的力 矩；Fzn2为后起落架支反力对飞机质心的力矩。弹射器到达弹射冲程 末端后，拖拽组件分离，舰载机在发动机推力作用下进入自由滑跑。 此阶段受力分析如图三所示。Fn2 2 L图三 舰载机自由滑跑阶段受力分析此阶段的运动方程为：dt2.1.2舰载机离舰上升阶段FjCos （c+a） - D- mgsiny- Ff=-邛in（r+d） - L+mgcosy- FnC Fm2lyA=Mz+MMzMzp-Mzf dt舰载机离舰后，起落架支反力消失，舰面摩擦力消失，弹射器牵引力消失，离舰上升阶段的纵向动力学方程为：m =F1cos (a+a - D- mgcosy二-F7sin

7、(a+o? - L+mgsiny2h 雲-Mz+Mzpdt(3)D =-pV2SC)L =1-PVSCL=Vcosy dt=Vsinya -6- y2.2弹射器数学模型由于整个弹射过程很短，可视为绝热过程，根据工程热力学理论有:pvY=定值所以：(5)p=Pvy(Q其中：Po为汽缸初始压强；V。为汽缸初始容积；p为汽缸末状态压 强；V为汽缸末状态容积；丫为等熵指数。v =v(-7rrs其中：r为汽缸半径；s为活塞位移 (即舰载机位移)，联立 (5 ) (7 )式有：P=P(I I vjrr s I到如下方程式中：Fc为舰载机对活塞的反作用力；Fc为蒸汽推力且Fc=2-：r2（设 弹射器有2个汽

8、缸）。将式（7 ）代入式（8 ）得到弹射器汽缸 活塞的运动方程为：m-=27rrpo 2 - I F&osO dt %+tits 2.3航空母舰运动的数学模型由风浪引起的舰面纵摇运动的确定性数学模型可由以下正弦级 数描述：仇=久0 sin Ca）st +卩） （1 （D式中：忑为纵摇角；-s为纵摇频率；S为纵摇初相位。对于一艘中型航母，纵摇幅值一般不超过 4,纵摇周期最小值约为4s，这样，舰面纵摇的运动方程可以表述为：(ID伏=4sin 警2.4起落架数学模型起落架对机体的作用力通过起落架部分的动力学模型得到。 起落 架所受力由空气弹力（匕）、液压阻尼力（Fh ）和摩擦力（Ff ） 三部分所组

9、成：E =E+耳+Ff其中，空气弹力的大小与活塞杆的行程有关， 液压阻尼力的大小可由下式计算 1 2久他 *2 化（A+A）式中：Cd表示油液缩流系数；5表示油液密度；Ah0表示活塞杆内部 净截面积（压油面积）；S表示缓冲支柱的压缩速度，支架向下运 动为正；Ado表示油孔横截面积；Ad表示油孔横截面积变化量。3上升段控制律设计为满足舰载机起飞时对过舰首下沉量的要求（下沉量不得大于3m），需要在起飞前预置升降舵偏角，并在此基础上对舰载机离舰上升段控制律进行设计。控制律设计过程中应 保证迎角不能超过最大允许迎角，迎角的最大限制值为对应于 0.9CLmax时的迎角值。因 此利用俯仰角偏差信号控制升降

10、舵偏角，使俯仰角快速趋于指令角 度，在限制最大容许迎角的条件下对舰载机离舰上升阶段的控制律 设计如下：&Hco+Kcgq+Kcg (.0- 0) +/KcJq (0- 6) dt式中：计为预置升降舵偏角；Keq为角速率反馈增益；K*为俯仰角偏 差比例控制增益；Ke；为俯仰角偏差项积分控制增益。4建模分析根据所建的航母弹射器模型与结合航母航行模型，即 可确定出舰载机弹射与起飞的控制模型。应用相应的控制 方法，如经典PID、神经元网络、模糊控制、自适应鲁邦控 制等，使系统达到稳定与最优，计算出相应的传递函数， 仿真舰载机的加速度与速度变化过程。目 录第一章 项目总论 错误！未定义书签 1.1项目简

11、介 错误！未定义书签 1.2可行性研究的范围 错误！未定义书签 1.3编制依据 错误！未定义书签 2.2国家产业政策 错误！未定义书签 2.3项目建设的必要性 错误！未定义书签第三章 项目优势 错误！未定义书签 3.1市场优势 错误！未定义书签 3.2技术优势 错误！未定义书签 3.3组织优势 错误！未定义书签 3.4政策优势：关中一天水经济区发展规划 错误！未定义书签 3.5区域投资环境优势 错误！未定义书签第四章 产品介绍与技术介绍 错误！未定义书签 4.1橡胶密圭寸件产品介绍 错误！未定义书签 4.2产品标准 错误！未定义书签 4.3产品特征及材质 错误！未定义书签 4.4产品方案 错误

12、！未定义书签 4.5产品技术来源 错误！未定义书签第五章 项目产品发展预测 错误！未定义书签 5.1产品行业关联环境分析 错误！未定义书签 5.2行业竞争格局与竞争行为 错误！未定义书签 5.5竞争结构分析及预测 错误！未定义书签第六章 项目产品规划 错误！未定义书签 6.1项目产品产能规划方案 错误！未定义书签 6.2产品工艺规划方案 错误！未定义书签 6.3项目产品营销规划方案 错误！未定义书签第七章 项目建设规划 错误！未定义书签 7.1项目建设总规 错误！未定义书签 7.2项目项目建设环境保护方案 错误！未定义书签 7.3项目建设节能方案 错误！未定义书签 7.4项目建设消防方案 错误

13、！未定义书签 7.5项目建设生产劳动安全方案 错误！未定义书签第八章 项目组织实施情况 错误！未定义书签 8.1项目组织 错误！未定义书签 8.2项目劳动定员和人员培训 错误！未定义书签 8.3项目管理与实施进度安排 错误！未定义书签 8.4工程招标 错误！未定义书签第九章 项目财务评价分析 错误！未定义书签 9.3项目总成本费用估算 错误！未定义书签 9.4销售收入、销售税金及附加和增值税估算 错误！未定义书签 9.5利润分配估算 错误！未定义书签 9.6借款偿还计划 错误！未定义书签 9.7现金流估算 错误！未定义书签 9.8不确定性分析 错误！未定义书签 9.9风险分析 错误！未定义书签第十章 项目经济、社会效益评价 错误！未定义书签 10.1经济效益评价 错误！未定义书签 10.2社会效益评价 错误！未定义书签第十一章 可行性研究结论与建议 错误！未定义书签 11.1研究结论 错误！未定义书签 11.2建议 错误！未定义书签