CN113779900A - 一种地面模拟计算飞行员弹射过程中颈部载荷的方法 - Google Patents

一种地面模拟计算飞行员弹射过程中颈部载荷的方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种地面模拟计算飞行员弹射过程中颈部载荷的方法，包括以下步骤：测得头部穿戴系统在对应弹射速度条件下的纯气动升力值；根据弹射动力系统内弹道物理模型进行内弹道性能计算，获得飞行员座椅在弹射出舱阶段的过载‑行程曲线；通过仿真获得在对应弹射速度条件下弹射出舱阶段流场内头部座椅的速度‑行程曲线，并根据速度‑行程曲线找到气流速度最大条件下的座椅行程；根据过载‑行程曲线找到座椅行程为s时的座椅过载值；将实际测量得到头部穿戴系统的重量，加上对应飞行员的头部重量得到头部系统重量；弹射过程中颈部载荷最大值。本发明有效降低成本较高的弹射试验的数量，提高研制效果，减少试验成本。

Description

一种地面模拟计算飞行员弹射过程中颈部载荷的方法
技术领域
本发明涉及航空救生技术领域，具体涉及一种地面模拟计算飞行员弹射过程中颈部载荷的方法。
背景技术
飞行员座椅在弹射过程中由于迎面高速气流的存在，飞行员头盔出现较大的气动升力，该气动升力作用在飞行员颈部形成颈部载荷。为保证弹射过程中飞行员颈部不受拉伸损伤，需要该颈部载荷不会超过生理限值。
现有的弹射过程中颈部载荷的获得方式仅有通过带速度弹射试验获取，而弹射试验的进行受限于火箭滑车、座舱盖、火箭发动机、弹射座椅等多方面因素，平均一发弹射试验至少需要经费200万元，不仅耗资巨大，而且进度不可把控。
发明内容
本发明要解决的技术问题是，针对现有技术存在的上述缺陷，提供了一种地面模拟计算飞行员弹射过程中颈部载荷的方法，有效降低成本较高的弹射试验的数量，提高研制效果，减少试验成本。
本发明为解决上述技术问题所采用的技术方案是：
一种地面模拟计算飞行员弹射过程中颈部载荷的方法，包括以下步骤：
步骤1，测得头部穿戴系统在对应弹射速度条件下的纯气动升力值F升；
步骤2，进行弹射动力系统内弹道性能计算，获得飞行员座椅在弹射出舱阶段的过载-行程曲线；
步骤3，通过仿真获得在对应弹射速度条件下弹射出舱阶段流场内头部座椅的速度-行程曲线，并根据速度-行程曲线找到气流速度最大条件下的座椅行程s；
步骤4，根据过载-行程曲线找到座椅行程为s时的座椅过载值a；
步骤5，将实际测量得到头部穿戴系统的重量，加上对应飞行员的头部重量得到头部系统重量m；
步骤6，弹射过程中颈部载荷最大值F颈＝F升-ma。
按照上述技术方案，在所述的步骤1中，通过地面高速风洞测定需要考核的弹射系统中头部穿戴系统在对应弹射速度条件下的纯气动升力值F升。
按照上述技术方案，气动升力值F升求取的具体过程为：将头盔佩戴在仿真假人头部，六分量天平安装在仿真假人颈部，将仿真假人模拟真实弹射工况固定约束在飞行员弹射座椅上之后，将人椅系统固定在固定支架上，放置在高速风洞风场内。高速风洞按规定气流速度开启后，即可由六分量天平测得的拉伸力数据获得该气流速度条件下的气动升力值。
按照上述技术方案，在所述的步骤3中，根据座椅配套的飞机前机身造型进行流体仿真，计算得到其在对应弹射速度条件下弹射出舱阶段流场内座椅的速度矢量图，从而通过仿真获得座椅的速度-行程曲线，根据速度-行程曲线找到气流速度最大条件下的座椅行程s。
按照上述技术方案，在步骤2中，根据弹射动力系统内弹道物理模型计算弹射动力系统内弹道性能。
按照上述技术方案，弹射动力系统内弹道性能为：
Figure BDA0003240024240000021
其中Ψ为火药燃烧掉的百分数；x、λ为主装药药型参数；Z为火药燃烧掉的相对厚度；e1为主装药弧厚的一半，μ、γ为主装药燃速系数、燃速指数；WΦ、W0为膛内自由容积及初始容积；S为气体作用面积；L为火箭座椅运动行程；mkp为排出气体质量；t为火药作用时间；K为比热比；Skp为排气孔最小截面积；RT为气体常数与膛内温度之积；p为膛内气体压力；mL为膛内气体质量；ω为主装药量；m为弹射座椅重量。
本发明具有以下有益效果：
本发明通过地面测量和计算可以得到弹射过程中的飞行员颈部载荷值，用于在设计之初对飞行员颈部载荷进行安全性衡量，可以有效降低成本较高的弹射试验的数量，提高研制效果，减少试验成本。
附图说明
图1是本发明实施例中座椅弹射出舱阶段的过载-行程曲线；
图2是本发明实施例中舱外气流速度的风速-行程曲线；
图3是本发明实施例中弹射动力系统内弹道物理模型的原理图；
图4是本发明实施例中气动升力值的仿真试验示意图；
图中，1为高速风洞，2为火箭弹射座椅，3为固定支架，4为仿真假人，5为六分量天平。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进行详细说明。
参照图1～图4所示，本发明提供的一个实施例中的地面模拟计算飞行员弹射过程中颈部载荷的方法，包括以下步骤：
步骤1，测得头部穿戴系统在对应弹射速度条件下的纯气动升力值F升；
步骤2，进行弹射动力系统内弹道性能计算，获得飞行员座椅在弹射出舱阶段的过载-行程曲线；
步骤3，采用Fluent软件通过仿真获得在对应弹射速度条件下弹射出舱阶段流场内头部座椅的速度-行程曲线，并根据速度-行程曲线找到气流速度最大条件下的座椅行程s；
步骤4，根据过载-行程曲线找到座椅行程为s时的座椅过载值a；
步骤5，将实际测量得到头部穿戴系统的重量，加上对应飞行员的头部重量得到头部系统重量m；
步骤6，弹射过程中颈部载荷最大值F颈＝F升-ma。
进一步地，在所述的步骤1中，通过地面高速风洞测定需要考核的弹射系统中头部穿戴系统在对应弹射速度条件下的纯气动升力值F升。
进一步地，气动升力值F升求取的具体过程为：将头盔佩戴在仿真假人头部，六分量天平安装在仿真假人颈部，将仿真假人模拟真实弹射工况固定约束在飞行员弹射座椅上之后，将人椅系统固定在固定支架上，放置在高速风洞风场内。高速风洞按规定气流速度开启后，即可由六分量天平测得的拉伸力数据获得该气流速度条件下的气动升力值。
进一步地，在所述的步骤3中，根据座椅配套的飞机前机身造型进行流体仿真，计算得到其在对应弹射速度条件下弹射出舱阶段流场内座椅的速度矢量图，从而通过仿真获得座椅的速度-行程曲线，根据速度-行程曲线找到气流速度最大条件下的座椅行程s。
进一步地，在步骤2中，根据弹射动力系统内弹道物理模型计算弹射动力系统内弹道性能。
进一步地，弹射动力系统内弹道性能为：
Figure BDA0003240024240000031
其中Ψ为火药燃烧掉的百分数；x、λ为主装药药型参数；Z为火药燃烧掉的相对厚度；e1为主装药弧厚的一半，μ、γ为主装药燃速系数、燃速指数；WΦ、W0为膛内自由容积及初始容积；S为气体作用面积；L为火箭座椅运动行程；mkp为排出气体质量；t为火药作用时间；K为比热比；Skp为排气孔最小截面积；RT为气体常数与膛内温度之积；p为膛内气体压力；mL为膛内气体质量；ω为主装药量；m为弹射座椅重量。
内弹道物理模型：火箭弹射座椅在应急弹射时，弹射弹被击发，弹中的火药燃烧产生的燃气在弹射机构中建立一定的工作压力，使弹射机构的外筒被迫向上移动，最终使人-椅获得一定的弹射初速。其弹射动力系统是依靠火药燃烧，完全靠气体膨胀直接作功的系统，其物理模型如图3所示。火药气体在截面积为S的界面上推动质量为m的物体向前运动，且当物体运动一定行程L0后，便从膛内通过一个面积为Skp的排气孔，为其它系统提供燃气能量，最终运动行程Lg后，火箭座椅以一定的初速v0弹射出去。
计算公式：
火药燃烧方程：
Ψ＝xZ(1+λZ)
火药燃速方程：
Figure BDA0003240024240000041
排气孔流量方程：
Figure BDA0003240024240000042
Figure BDA0003240024240000043
质量守恒方程：
mL＝ωΨ-mkp
平衡状态方程：
pWΦ＝mLRT
能量守恒方程：
Figure BDA0003240024240000044
其中Ψ为火药燃烧掉的百分数；x、λ为主装药药型参数；Z为火药燃烧掉的相对厚度；e1为主装药弧厚的一半，μ、γ为主装药燃速系数、燃速指数；WΦ、W0为膛内自由容积及初始容积；S为气体作用面积；L为火箭座椅运动行程；mkp为排出气体质量；t为火药作用时间；K为比热比；Skp为排气孔最小截面积；RT为气体常数与膛内温度之积；p为膛内气体压力；mL为膛内气体质量；ω为主装药量；m为弹射座椅重量。
将以上内弹道数学模型进行积分计算，初始数据为系统直接参数，均采用国际单位，即可得到飞行员座椅在弹射出舱阶段的过载-行程曲线。
本发明的一个实施例中，以某型头盔的头部穿戴系统在1100km/h气流速度的弹射工况中颈部载荷最大值计算为例进行说明：
首先使用高速气流吹袭台在地面进行气流吹袭试验，气流速度设置为1100km/h，获得头盔在1100km/h条件下的纯气动升力值，测试结果为2750N。
根据该头盔配套座椅的动力系统内弹道物理模型进行内弹道性能计算，获得该型座椅在弹射出舱阶段的过载-行程曲线，如图1所示。
根据对应机型的座舱造型的流体仿真，获得气流速度吹袭条件下的风速-行程曲线，如图2所示，找到风速最大值时对应的座椅行程0.52m。
根据图1，得到座椅行程0.52m时，对应的座椅过载值为11.93g。
实际测量得到该头盔与配套面罩的头部穿戴系统总重量为2.35kg，飞行员头部重量按照GJB6895-2009中p5th人体指标选定为5.01kg。
某型头盔的头部穿戴系统在1100km/h气流速度的弹射工况中颈部载荷最大值为：
F颈＝F升-ma＝2750-7.36*11.93*9.8＝1889.5N
以上的仅为本发明的较佳实施例而已，当然不能以此来限定本发明之权利范围，因此依本发明申请专利范围所作的等效变化，仍属本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种地面模拟计算飞行员弹射过程中颈部载荷的方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，测得头部穿戴系统在对应弹射速度条件下的纯气动升力值F升；
步骤2，进行弹射动力系统内弹道性能计算，获得飞行员座椅在弹射出舱阶段的过载-行程曲线；
步骤3，通过仿真获得在对应弹射速度条件下弹射出舱阶段流场内头部座椅的速度-行程曲线，并根据速度-行程曲线找到气流速度最大条件下的座椅行程s；
步骤4，根据过载-行程曲线找到座椅行程为s时的座椅过载值a；
步骤5，将实际测量得到头部穿戴系统的重量，加上对应飞行员的头部重量得到头部系统重量m；
步骤6，弹射过程中颈部载荷最大值F颈＝F升-ma。
2.根据权利要求1所述的地面模拟计算飞行员弹射过程中颈部载荷的方法，其特征在于，在所述的步骤1中，通过地面高速风洞测定需要考核的弹射系统中头部穿戴系统在对应弹射速度条件下的纯气动升力值F升。
3.根据权利要求2所述的地面模拟计算飞行员弹射过程中颈部载荷的方法，其特征在于，气动升力值F升求取的具体过程为：将头盔佩戴在仿真假人头部，六分量天平安装在仿真假人颈部，将仿真假人模拟真实弹射工况固定约束在飞行员弹射座椅上之后，将人椅系统固定在固定支架上，放置在高速风洞风场内。高速风洞按规定气流速度开启后，即可由六分量天平测得的拉伸力数据获得该气流速度条件下的气动升力值。
4.根据权利要求1所述的地面模拟计算飞行员弹射过程中颈部载荷的方法，其特征在于，在所述的步骤3中，根据座椅配套的飞机前机身造型进行流体仿真，计算得到其在对应弹射速度条件下弹射出舱阶段流场内座椅的速度矢量图，从而通过仿真获得座椅的速度-行程曲线，根据速度-行程曲线找到气流速度最大条件下的座椅行程s。
5.根据权利要求1所述的地面模拟计算飞行员弹射过程中颈部载荷的方法，其特征在于，在步骤2中，根据弹射动力系统内弹道物理模型计算弹射动力系统内弹道性能。
6.根据权利要求1所述的地面模拟计算飞行员弹射过程中颈部载荷的方法，其特征在于，弹射动力系统内弹道性能为：
Figure FDA0003240024230000011
其中Ψ为火药燃烧掉的百分数；x、λ为主装药药型参数；Z为火药燃烧掉的相对厚度；e1为主装药弧厚的一半，μ、Υ为主装药燃速系数、燃速指数；Wφ、W0为膛内自由容积及初始容积；S为气体作用面积；L为火箭座椅运动行程；mkp为排出气体质量；t为火药作用时间；K为比热比；Skp为排气孔最小截面积；RT为气体常数与膛内温度之积；p为膛内气体压力；mL为膛内气体质量；ω为主装药量；m为弹射座椅重量。
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