舰载蒸汽弹射内弹道设计计算
蒸汽弹射内弹道数学模型
蒸汽弹射内弹道数学模型
白建成
【期刊名称】《中国造船》
【年(卷),期】2001(042)003
【摘要】本文建立了蒸汽弹射动力装置弹射内弹道数学模型；证明能量方程中进入工作室的总能量应是贮箱中水蒸汽的焓；针对该动力装置涉及变质量气体做功和水蒸汽为实际气体等复杂问题，提出了编制程序利用计算机查水蒸汽表进行数值计算求解内弹道方程组。
【总页数】4页(P99-102)
【作者】白建成
【作者单位】船舶系统工程部
【正文语种】中文
【中图分类】U647.7
【相关文献】
1.燃气蒸汽式弹射内弹道研究 [J], 颜凤;史少岩;姜毅
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3.喷水孔数量对燃气-蒸汽弹射内弹道的影响 [J], 胡晓磊;孙船斌;李仁凤;刘庆运;谢能刚
4.高压空气弹射器内弹道弹射性能优化设计 [J], 谢磊;高钦和;邵亚军
5.喷水对燃气-蒸汽弹射内弹道影响数值研究 [J], 杨琦;郭佳肄;胡晓磊
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原创干货：用数据和计算带你深入了解航母蒸汽弹射器
原创干货：用数据和计算带你深入了解航母蒸汽弹射器美国的航母蒸汽弹射器技术是世界无国家能敌的，完整的掌握设计、生产、使用技术的国家。
美国的航母弹射器也经历了几代的发展进步，在现代航母中使用的就有C-7、C-11、C-11-1、C-13、C-13-1、C-13-2多种蒸汽弹射器。
具体使用情况：CV43珊瑚海（安装3套C-11-1弹射器）CV60萨拉托加（安装2套C-11 2套C-7弹射器）CV61漫游者（安装4套C-7弹射器）CV62独立（安装4套C-13弹射器）CV63小鹰（安装4套C-13弹射器）CV64星座（安装4套C-13弹射器）CVN65企业（安装4套C-13-1弹射器）CV66美国（安装3套C-13 1套C-13-1弹射器）CV67肯尼迪（安装3套C-13 1套C-13-1弹射器）CVN68尼米兹（安装4套C-13-1弹射器）CVN69艾森豪威尔（安装4套C-13-1弹射器）CVN70卡尔文森（安装4套C-13-1弹射器）CVN71罗斯福（安装4套C-13-1弹射器）CVN72林肯（安装4套C-13-2弹射器）CVN73华盛顿（安装4套C-13-2弹射器）CVN74斯坦尼斯（安装4套C-13-2弹射器）CVN75杜鲁门（安装4套C-13-2弹射器）CVN76里根（安装4套C-13-2弹射器）CVNX－77布什（能够安装4套C-13-2，但此航母作为承上启下的航母并未全部安装舒张弹射器，还安装有电磁弹射器（数量不详），为未来美国航母（福特）积累经验的实验平台，即为CVNX级航母的“过渡型”航母。
）希望帮助大家了解美国蒸汽弹射器的基本现状，认识我们的差距。
在经济、技术、人才、防务需求已经具备了条件情况下，歼15的弹射型不容质疑，中国的蒸汽弹射器也呼之欲出。
虽然有可能跨越发展，一步到电磁弹射。
本人在这方面十分有兴趣，除了收集、加工、分析、整理系统信息、碎片信息和“垃圾”信息外，下了一些功夫，设计了汽弹射器技术验证平台（机）CAD原理图和初步计算稿。
C-13系列蒸汽弹射器数据及结构
C-13系列蒸汽弹射器数据及结构项目型号C-13-0C-13-1C-13-2Power stroke/ft(弹射行程)249-10"309-83/4"306-9"blTrack length/ft (轨道行程)264-10"324-10"324-10"shuttle&piston/lb (牵引器及活塞)635063506350cylinder bore/in(汽缸内径)181821power stroke/ft3(弹射容积)91011481527（摘自美海军航空兵技术兵种培训资料）c-13-1：全长：100m动力冲程：84.5m蒸汽压力：61kg/cm2速度上限：22.7ton/148kn（273.8km/h）重量上限：33.75ton/108kn（199.8km/h）c-13-2：冲程：93.64m轨道长：99.13m活塞加牵引器：2883kg气缸直径：533.4mm冲程总容积：43239L输出动能：134MJ(兆焦)最大过载：<5g弹射周期：45s再弹间隔：60弹射末速：165kn(305km/h)（以F/A-18E/F最大起飞重量29.8ton为例（摘自国内一些论文）蒸汽弹射系统组成结构：Steam System蒸汽系统Launching Engine System弹射系统Lubrication System润滑系统Bridle Tensioning System预力系统Hydraulic System液压系统Retraction Engine System归位系统Drive System驱动系统Catapult Control System控制系统起动系统：开缝汽缸/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、密封刀、缓冲器Launch Valve Assembly弹射阀组Thrust/Exhaust Unit导气管Launch Valve Control Valve弹射阀控制阀Exhaust Valve Assembly排气阀组Pressure-Breaking Orifice Elbow Assembly压力，破坏，孔，弯头，组Keeper ValveLaunch Valve Hydraulic Lock valve Panel AssemblyExhaust Valve Hydraulic Lock ValveLaunching Engine Cylinders开口汽缸Cylinder Covers弹射槽盖Sealing Strip密封条Sealing Strip Tensioner Installation密封条压紧机构Sealing Strip Anchor and GuideLaunching Engine Pistons起动活塞Shuttle Assembly牵引器组Water Break Installation水刹Water break Piping and Pressure Switch Installation水剎管道及压力转换器Steam Cutoff Switch Installation蒸汽截止开关弹射系统：弹射槽盖/甲板轨道、动力弹射汽缸、汽缸缝盖和密封条、飞机牵引器、推进活塞、速度感应器、水刹器蒸汽系统：蒸汽蓄压器/储气罐、蒸汽注入阀门、弹射阀门、排放阀门、减压曲管、蒸汽管道归位系统：液压发动机、滑轮钢缆系统、归位牵引器液压系统：液压泵、排放泵、液压泵、液压管道和阀门、蓄压器预力系留系统：张力瓶和活塞、电控气压阀润滑系统：润滑油缸、润滑油泵、电控油阀、流量感应器、润滑器控制系统：主控制台、甲板控制台、飞行控制板、锅炉状态显示板注：非专业人士收集，仅供参考。
3 现代内弹道--基础--燃气蒸气弹射(课程4)
非平衡状态
发射过程中伴随的流动、水的相态转变等使系统处于非平 衡状态 准平衡状态 将每一次考察的状态（每个时间点上），近似认为系统处 于平衡状态或相对平衡状态只有微小变化
发射筒内气体动能和势能较小，可忽略
4. 内弹道方程
基本方程
质量平衡方程（流量方程） 能量平衡方程******
理想混合气体（低压状态）
道尔顿分压定律
p ni R0T / V ni Ri M iT / V mi RT i /V
i mi / V ;
p pi
pi i RT i
理想气体混合物中某一组分B的分压等于该组分单独存在于混合气体的T、 V时产生的压力。 而理想气体混合物的总压等于各组分单独存在于混合气体的T、V时产生的 压力总和 道尔顿定律
求x，利用阿马加定律和水蒸汽状态方程的简化形式有：
这里ps表示饱和蒸汽压，与混合工质压强相同
4. 内弹道方程
连续注水四阶段模型
4）预加水过热，连续注水过热阶段
U mg cvgT macvaT (my mw )uv (T , p)
连续注水三阶段模型
预加水加热/汽化/过热，连续注水过热阶段
弹体运动方程（与燃气弹射时运动方程相似）
发射筒内能变化 = 加入物质能量--对外做功
dU dH in dW dt dt dt dH in dmw dmr c pgT1 uw0 ; dt dt dt
dW dV p pSv dt dt
讨论7
下标g表示燃气，a表示空气，y表示预加水，w表示连续注入水
1）水的加热阶段
下标g表示燃气，a表示空气，y表示预加水
U mg cvgT macvaT myul (T )
C-13系列蒸汽弹射器数据及结构
C-13系列蒸汽弹射器数据及结构C-13系列蒸汽弹射器数据及结构项目型号C-13-0C-13-1C-13-2Power stroke/ft(弹射行程)249-10"309-83/4"306-9"blTrack length/ft (轨道行程)264-10"324-10"324-10"shuttle&piston/lb (牵引器及活塞)635063506350cylinder bore/in(汽缸内径)181821power stroke/ft3(弹射容积)91011481527（摘自美海军航空兵技术兵种培训资料）c-13-1：全长：100m动力冲程：84.5m蒸汽压力：61kg/cm2速度上限：22.7ton/148kn（273.8km/h）重量上限：33.75ton/108kn（199.8km/h）c-13-2：冲程：93.64m轨道长：99.13m活塞加牵引器：2883kg气缸直径：533.4mm冲程总容积：43239L输出动能：134MJ(兆焦)最大过载：<5g弹射周期：45s再弹间隔：60弹射末速：165kn(305km/h)（以F/A-18E/F最大起飞重量29.8ton为例（摘自国内一些论文）蒸汽弹射系统组成结构：Steam System蒸汽系统Launching Engine System弹射系统Lubrication System润滑系统Bridle Tensioning System预力系统Hydraulic System液压系统Retraction Engine System归位系统Drive System驱动系统Catapult Control System控制系统起动系统：开缝汽缸/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、密封刀、缓冲器Launch Valve Assembly弹射阀组Thrust/Exhaust Unit导气管Launch Valve Control Valve弹射阀控制阀Exhaust Valve Assembly排气阀组Pressure-Breaking Orifice Elbow Assembly压力，破坏，孔，弯头，组Keeper ValveLaunch Valve Hydraulic Lock valve Panel AssemblyExhaust Valve Hydraulic Lock ValveLaunching Engine Cylinders开口汽缸Cylinder Covers弹射槽盖Sealing Strip密封条Sealing Strip Tensioner Installation密封条压紧机构Sealing Strip Anchor and GuideLaunching Engine Pistons起动活塞Shuttle Assembly牵引器组Water Break Installation水刹Water break Piping and Pressure Switch Installation水剎管道及压力转换器Steam Cutoff Switch Installation蒸汽截止开关弹射系统：弹射槽盖/甲板轨道、动力弹射汽缸、汽缸缝盖和密封条、飞机牵引器、推进活塞、速度感应器、水刹器蒸汽系统：蒸汽蓄压器/储气罐、蒸汽注入阀门、弹射阀门、排放阀门、减压曲管、蒸汽管道归位系统：液压发动机、滑轮钢缆系统、归位牵引器液压系统：液压泵、排放泵、液压泵、液压管道和阀门、蓄压器预力系留系统：张力瓶和活塞、电控气压阀润滑系统：润滑油缸、润滑油泵、电控油阀、流量感应器、润滑器控制系统：主控制台、甲板控制台、飞行控制板、锅炉状态显示板注：非专业人士收集，仅供参考。
舰载蒸汽弹射内弹道设计计算
舰载蒸汽弹射内弹道设计计算舰载蒸汽弹射内弹道设计计算舰载蒸汽弹射是现代航母起飞的最常用方式之一，它通过利用高压蒸汽推动喷气式飞机飞出航母甲板，具有快速高效和适应各种飞机的特点。
内弹道设计计算是舰载蒸汽弹射系统设计的重要部分，通过准确计算飞机的起飞质量、速度和加速度等参数，以及考虑飞行姿态和气动特性，从而确保安全、稳定和高效的起飞过程。
一、舰载蒸汽弹射系统工作原理舰载蒸汽弹射系统是由蒸汽动力机组、蒸汽管路、弹射准备、准备、发射准备控制系统等组成的。
飞机进入弹射器后，与弹射器碰触的瞬间，弹射器向后推出一进气孔以外的压缩空气，压缩空气进入涡轮机发生回转作用。
二、内弹道设计计算1. 起飞重量计算起飞重量是指飞机在起飞时的总重量，包括机身、燃料、弹药、载荷和人员等。
起飞重量的计算是内弹道设计计算的重要基础。
其计算公式如下：起飞重量 = 机身重量 + 最大燃油重量 + 载荷 + 弹药 + 人员2. 加速度计算加速度是弹射过程中比较关键的参数，其大小直接决定飞机的起飞速度和高度。
其计算公式如下：加速度 = 2 * 起飞总推力 / 起飞重量起飞总推力包括飞机引擎产生的推力和蒸汽弹射系统提供的推力。
一般情况下，弹射器的起飞总推力要达到飞机重量的1.2倍以上，以确保飞机在起飞过程中有足够的加速度。
3. 起飞速度计算起飞速度是指飞机在弹射器上达到准备起飞状态所需的速度，取决于加速度、飞机重量和气动特性等因素。
根据实际情况，起飞速度一般在200至250节之间。
其计算公式如下：起飞速度= √（2 * 起飞重量 * 加速度 / 飞机空气阻力系数 * 高度密度）飞机空气阻力系数和高度密度是通过实验和理论计算得出的参数。
4. 起飞高度计算起飞高度是指飞机在离开航母甲板时的高度，并直接关系到飞机在起飞过程中的安全和稳定。
其计算公式如下：起飞高度 = 起飞速度 * 弹射器长度弹射器长度是通过实际测量得出的参数，通常在80至100米之间。
内弹道计算
59-130加农炮内弹道计算function ndd%59-130A=1.394; %枪(炮)膛横断面积A dm^2G=33.4; %弹重kgW0=18.56; %药室容积dm^3l_g=59.52; %身管行程dmP_0 =30000; %起动压力kpafai1=1.02; %次要功系数K=1.03; %运动阻力系数φ1theta =0.2; %火药热力系数%=========================================f=950000; %火药力kg*dm/kgalpha=1; %余容dm^3/kgdelta=1.6; %火药重度γ%==================================ome=12.9; %第一种装药量kgu1=5.0024*10^-5; %第一种装药烧速系数dm^3/(s*kg)n1=0.82; %第一种装药的压力指数n1lambda=-0.0071; %第一种装药形状特征量λ1lambda_s=0; %第一种装药分裂点形状特征量λ1schi=1.00716; %第一种装药形状特征量χ1chi_s=0; %第一种装药分裂点形状特征量χ1smu=0; %第一种装药形状特征量μ1et1=1.14*10^-2; %第一种装药药厚δ01d1=2.5*10^-2; %第一种装药火药内径d1Ro1=0; %药型系数α1%=========================================%常数与初值计算----------------------------------------------------------------- l_0=W0/A;Delta=ome/W0;phi=K + ome/(3*G);v_j=196*f*ome/(phi*theta*G);v_j=sqrt(v_j);B = 98*(et1*A)^2/( u1*u1*f*ome*phi*G );B=B*(f*Delta)^(2-2*n1);Z_s=1+Ro1*(d1/2+et1)/et1;p_0=P_0/(f*Delta);psi_0=(1/Delta - 1/delta)/(f/P_0 + alpha - 1/delta);Z_0=(sqrt(1+4*psi_0*lambda/chi) - 1)/(2*lambda);%解算子-----------------------------------------------------------------------C = zeros(1,12);C(1)=chi;C(2)=lambda;C(3)=lambda_s;C(4)=chi_s;C(5)=Z_s;%C(6)=theta;C(7)=B;C(8)=n1;C(9)=Delta;C(10)=delta;C(11)=alpha;C(12)=mu;C;y0=[Z_0;0;0;psi_0];options = odeset('outputfcn','odeplot');[tt,y] = ode45(@ndd_fun,0:100,[Z_0;0;0],options,C);l = y(:,2);l = l*l_0;fl = find(l>=l_g);fl = min(fl);[tt,y] = ode45(@ndd_fun,0:0.005:fl,[Z_0;0;0],options,C);Z = y(:,1);lx = y(:,2); vx = y(:,3);psi = (Z>=0&Z<1).*( chi*Z.*(1 + lambda*Z + mu*Z) ) +...%%%%%%%%%(Z>=1&Z<Z_s).*( chi_s*Z.*(1 + lambda_s*Z) ) +...(Z>=Z_s)*1;l_psi = 1 - (Delta/delta)*(1-psi) - alpha*Delta*psi;px = ( psi - vx.*vx )./( lx + l_psi );p = px*f*Delta/100;v = vx*v_j/10;l = lx*l_0;t = tt*l_0*1000/v_j;fl = find(l>=l_g);fl = min(fl)+1;p(fl:end)=[];v(fl:end)=[];l(fl:end)=[];t(fl:end)=[];pd=px*f*Delta/100/(1+ome/3/fai1/G);pt=pd*(1+ome/2/fai1/G);aa=max(px);M=find(px==aa);Pm=[tt(M)*l_0*1000/v_j lx(M)*l_0 vx(M)*v_j/10 px(M)*f*Delta/100 pt(M) pd(M) psi(M) Z(M)];%ll=length(tt);ran=find(Z>=1);ran=min(ran);Zf=[tt(ran)*l_0*1000/v_j lx(ran)*l_0 vx(ran)*v_j/10 px(ran)*f*Delta/100 pt(ran) pd(ran) psi(ran) Z(ran)];jie=find(psi>=1);jie=min(jie);psij=[tt(jie)*l_0*1000/v_j lx(jie)*l_0 vx(jie)*v_j/10 px(jie)*f*Delta/100 pt(jie) pd(jie) psi(jie) Z(jie)];pg=[tt(end)*l_0*1000/v_j lx(end)*l_0 vx(end)*v_j/10 px(end)*f*Delta/100 pt(end) pd(end) psi(end) Z(end)];Ry1=[Zf;psij;pg;Pm];Ry2=[tt*l_0*1000/v_j lx*l_0 vx*v_j/10 px*f*Delta/100 pt pd psi Z];subplot(2,2,1);plot(t,p,'linewidth',2);grid on;xlabel('\fontsize{8}\bft (ms)');ylabel('\fontsize{8}\bfp (kg/cm^{2})');title('\fontsize{8}\bft-p曲线');subplot(2,2,2)plot(t,v,'linewidth',2);grid on;xlabel('\fontsize{8}\bft (ms)');ylabel('\fontsize{8}\bfv (m/s)');title('\fontsize{8}\bft-v曲线');subplot(2,2,3)plot(l,p,'linewidth',2);grid on;xlabel('\fontsize{8}\bfl (dm)');ylabel('\fontsize{8}\bfp (kg/cm^{2})');title('\fontsize{8}\bfl-p曲线');subplot(2,2,4)plot(l,v,'linewidth',2);grid on;xlabel('\fontsize{8}\bfl (dm)');ylabel('\fontsize{8}\bfv (m/s)');title('\fontsize{8}\bfl-v曲线');tspan = length(t)/20;tspan = 1:ceil(tspan):length(t);tspan(end) = length(t);fprintf(' t(ms) p(kg/cm^2) v(m/s) l(dm)'); format short g;Result = [t(tspan) p(tspan) v(tspan) l(tspan)]format;% ********************* ndd- fun*********************** function dy = ndd_fun(t,y,C)chi=C(1);lambda=C(2);lambda_s=C(3);chi_s=C(4);Z_s=C(5);mu=C(12); theta=C(6);B=C(7);V=C(8);Delta=C(9);delta=C(10);alpha=C(11);Z = y(1); l = y(2); v = y(3);psi = (Z>=0&Z<1).*( chi*Z.*(1 + lambda*Z + mu*Z) ) +...(Z>=1&Z<Z_s).*( chi_s*Z.*(1 + lambda_s*Z) ) +...(Z>=Z_s)*1;l_psi = 1 - (Delta/delta)*(1-psi) - alpha*Delta*psi;p = ( psi - v*v )/( l + l_psi );dy(1) = sqrt(theta/(2*B))*(p^V)*(Z>=0&Z<=Z_s);dy(2) = v;dy(3) = theta*p/2;dy = [dy(1);dy(2);dy(3)];二．运行结果Result =t(ms) p(kg/cm^2) v(m/s) l(dm)0 300 0 00.65 500.1 9.022 0.026841.3 792.68 23.657 0.129411.95 1192.1 46.219 0.351562.6 1690.7 79.13 0.752713.25 2242 124.22 1.40683.9 2759.5 181.76 2.39474.55 3146.1 249.84 3.79255.2 3343.5 324.65 5.65725.85 3356.6 401.84 8.01816.5 3233.7 477.64 10.8787.15 3033.1 549.63 14.2197.8 2801.1 616.59 18.0128.4499 2566.8 678.16 22.2239.0999 2345.5 734.48 26.8179.7499 1968.6 783.83 31.75610.4 1671.4 825.45 36.9911.05 1437.9 861.01 42.47411.7 1251.7 891.79 48.17212.939 988.32 940.43 59.54。
发射动力系统内弹道优化设计计算
０ 引 言
燃 气 一 汽 发 射 动 力 系 统 是 潜 射 导 弹 实 施 冷 发 蒸
＋
＋
射 的关 键设 备 之一 。它 是 以火 药气 体作 动力 源 ， 以水 作冷却 剂 和调 节工 质 ， 成 燃 气蒸汽 混 合工 质作 为 推 形 动 导 弹运动 的工质 。这 种发 射 动 力系统 体积 小 、 结构
＋ ） Ｋｅ ｒ ｓ ｇ ｓｓｅ ｍ ｌｕ ｃ ｉｇｐ ｗ ｒｓ ｓ ｍ；ｅｅ ｔ ｇ ｉｔｒ ｒｔ ｊｃｏ ；ｃ ｌ ａ ｎ ｈ ｃ ｙ ｗｏ ｄ ： ａ —ｔａ ａ ｎ ｈ ｎ ｏ ｅ ｙ ｔ ｅ ｊｃｉ ｎｅｉ ｒ ｅ ｔｒ ｎ ｏ ａ ｙ ｏｄ ｌｕ ｃ １
＋
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作 者 简 介 ： 庆 贵 （ ９ ７一） 男 ， 士 研 究 生 ， 要 研 究 方 向为 发 射 动 力 学 与 仿 真 技 术 。 陈 １８ ， 硕 主
・
９ ２・
舰
船
科
学
技
术
第３ ３卷
器
工
怍
时
Ａｂ ｔａ ｔ Ｂ ｓｃ ｅａｉｎ ｆｒ ｌｓ ｆｒ ｇ ｓｓｅ ｍ ｌｕ ｃ ｉｇ ｐ ｗｅ ｙｔｍ ｎｅｉｒｔ ｃｏｙ ｄ ｓｇ ｓｒ ｃ ： ａ ｉ ｌｔ ｏ ｍｕａ ｏ ａ—ｔａ ａ ｎ ｈｎ ｏ ｒ ｓ ｓ ｉｔｒ ｒｊ ｔｒ ｅｉｎ ｒ ｏ ｅ ｏ 勾 ｅ ＝ ａ
问
ｗｅｅｅ ａ ｏ ｕｅ ． ｈ ｅ ｕｔ ｗ ｒ ｎａ ｃ ｒ ａ ｃ ｒ ｓａ ｌ ｈ ｄ，ｎ ｊｃｉ ｎｅ ｉ ａｅ ｔｒ ｆ ｅｍｉ ｌ ｗ ｓｃ ｍｐ ｔｄ Ｔ ｅｒｓ ｌ ｅｅｉ ｃ ｏｄ ｎ ｅ ｓ ｎ ｏ ｒ ｏ ｓｅ ｓ
关 键 词 ： 燃 气 一 汽 发 射 动 力 系统 ；弹 射 内弹 道 ；冷 发 射 蒸
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Ｉ ｔｒｏ ａｌ ｔ ｅｉｎ ａ ｄ ｃ ｍｐ ｔｔ ｎ ｆｒｔ ｅｓｅ ｍ ｅｅｔ ｇｏ ａ ｒ ｒｐａ ｅ ｎ ｅｉｒｂ ｌｓ ｃｄ ｓ ｎ ｏ ｕ ａｉ ｏ ｈ ｔａ ｊｃｉ ｆ ｒ ｉ ｌｎ ｉｉ ｇ ｏ ｎ ｃ ｅ
Ｃ Ｎ Ｑ ｎ —ｕ ＩＱ ａ ｇ ，Ｌ Ｎ Ｋｕ —ｈ ｎ ＨＥ ｉｇ ｇ ｉ，Ｑ ｉｎ Ｉ ｎ ｓ ａ ，Ｚ ＨＯＵ Ｈｏ ｇ ｍｅ ｎ— ｉ （ ． ｖ ｌＡｅｏ ａ ｔ ａ ｎ ｔ ｎ ｕｉａ ｉｅｓ ｙ Ｙａ ｔｉ ６ ０ ， ｈｎ ； １ Ｎａ ａ ｒｎ ｕｉ ｌａ ｄＡｓｒ ａ ｔ ｌ ｖ ｒｉ ， ｎａ ４ ０ Ｃ ｉａ ｃ ｏ ｃ Ｕｎ ｔ ２ １
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蒸汽从 储 汽罐 经发 射 阀流入 汽缸 ， 其蒸 汽量 按下
式计 算 ：
［ （ １一Ｐ ）一ｃ 。 ｆ ｈ ｌ１ ｆ Ｒ Ｔ。 ］ 式 中 ：。 ｌ 为初 始容 积 当量长 度 ； 日为水 的汽 化潜 热 ； △
” 过 热 蒸 汽 的 比容 ； 为 能 量 系 数 ； 为水 的 比 为 Ｃ 式 中 ： 为流量 系数 ； ａ为与 流动 有关 的无 因 此系数 ：
第３ ４卷 第 ６期
２ １ ０ ２年 ６ 月
舰
船
科
学
技
术
Ｖｏ ． ４， Ｎｏ． １３ ６
ＳＨＩ ＳＣＩ Ｐ ＥＮＣＥ ＡＮＤ ＴＥＣＨＮＯＬ ＯＧＹ
Ｊｎ ｕ ．，２ ２ ０１
舰载蒸汽弹射 内弹 道设 计计 算
陈庆 贵 ，齐 强 ，林 琨 山 ，周 红梅
（． １ 海军航 空 工程 学 院 ，山 东 烟 台 ２ ４ ０ ； ． ６ ０ １ ２ 中国人 民解放 军 ９ ６ ４部 队 ，山 东 龙 口 ２ ５ ０ ） １０ ６ ７ ０
摘 要 ： 应用 导弹发射 内弹道原理 ， 建立 了舰载蒸汽 弹射 内弹道 设计与计 算模型 。并 以某型飞 机为例 ， 对所
建 立 的 内 弹 道 设 计 与 计 算 模 型进 行 了 仿 真 计 算 。 仿 真 结 果 表 明 ， 建 立 的 模 型 能 较 好 地 满 足 内 弹 道 设 计 指 标 要 求 ， 所
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将式 （ ） 入式 （ ） 得 ７带 ６ ，
ＰＳ（。＋Ｚ （ Ｈ —Ｐ ） Ｚ ）Ａ ”
ｌ—— 一————） ｍ。———÷—— — ｐ—ｃ（ ２ Ｆ ———，——＋— —一 — 一 —ｄ — — Ｌ — — ｃ — 孔 —— ｚ — — — — —Ｌ — — ｔ
２
７
ｎ
＝
…
施 ＝ｋ 。
（） ３
Ｐ。（ １）Ｉ ／＝¨ｋ Ｍ 一 Ｐ － ｈ ｚ ］。 －
将 式 （ １ 用 于弹射 系统 ， １） 则
…）
）
式 中 ： 为舰 载 机 的 离 舰 速 度 ；ｚ 动 力 冲 程 ； 为 ｋ＝
ａ
ｍ ａｘ
／ 为最 大加 速度 与平 均加 速度 的 比值 。
（） １ ３
篝，
［ （ １ ｌ１ ｈ 一Ｐ ）一ｃｔ ，ｚ （ ｔ］ ｎ 一 凡＋ｚ Ｍｇ ） ｌ
— — —
（ ６ ）
，、 一 ’
（ ） 。
Ｊ Ｉ
Ｉ
（ 一 ６ 。（ 一６ ’ ） ）
（ ６ 一 ） Ａ
皇 ：：＋
ｍｆ△ 一 （日
这 对 舰 载蒸 汽 弹 射 装 置 的设 计 与 工 程 研 制 具 有 一 定 的 参 考 价 值 。
关 键 词 ： 蒸 汽弹射 ； 内弹 道 ； 载 机 舰
中 图 分 类 号 ： Ｔ０ Ｊ２
文 献标 识码 ： Ａ
文 章编 号 ： １ ７ — ６ ９ ２ ｌ ） ６ ０ ０ － ４ ｄ ｉ１． ４ ４ ｊｉ ｎ １ ７ — ６ ９ ２ １． ６ ０ ６ ６ ２ ７ ４ （ ０ ２ ０ — １７ ０ ｏ ：０ ３ ０ ／．ｓ ． ６ ２ ７ ４ ．０ ２ ０ ． ２ ｓ
；
。
２ 蒸 汽 弹射 内弹道 计压力 Ｐ ＝
式 中 ： 为舰 载机 与 活 塞 的总 质 量 ； 为 动 能 系数 ； Ｍ ｓ 为汽 缸缸 径 ； 为 阻力 系数 。 ｇ １ ２ ４ 进 入 汽缸 的有 效 蒸汽量 ．．
蒸汽 弹射 内弹道 方程 如下 ：
０ 引 言
弹射 起 飞作 为一 种 能在 较 短 距 离 内使 舰 载 机 达 到起 飞速 度 的起 飞方 式 ， 已成 为航母 舰 载机 的 主要起 飞方 式之 一 ， 蒸 汽 弹射 又 是 舰 载 机 弹 射 起 飞方 而
２ ）飞 机运动 的水 平加 速度 小于 或等 于某 一 允许 值， 并尽 量使 飞机 运动 平稳 。 ３ ）汽 缸 内工 质 气 体 压 力 小 于 或 等 于 某 一 允 许
ｄ ｓｇ ｎ ｎ ｉｅ ｒｎ ｎ ｆｃｕ ｅｏ ｔａ ｐ ｗｅｅ ｊｃｉｇｖ ｈｃｅ ｅ ｉｎ ａ ｄ ｅ ｇｎ ｅｉｇｍａ ｕａ ｔｒ ｆｓ ｍ— ｏ ｒｄ ｅｅ ｔ ｅ ｉｌ． ｅ ｎ Ｋｅ ｒ ｓ ｓ ａ ｊｃｉｇ ｉｔｒｏ ａｌ ｔ ；ａｒｅ ｌｎ ｙ ｗｏ ｄ ： ｔ ｍ ｅｅ ｔ ；ｎｅｉｒｂ ｌ ｓｉ ｃ ｒｉｒｐａ ｅ ｅ ｎ ｉ ｃ
本 文将 导 弹发 射 内弹 道 原 理 应 用 于 舰 载机 的 弹射 过 程 ， 立 了 舰 载 蒸 汽 弹 射 内 弹 道 设 计 和 计 算 模 建 型 ， 进 行 了仿 真 计算 。 并
为 了简化 计算 ， 进行 内 弹道设计 时作 如下 假设 在
和 工程处 理 ：
１ ）假设 飞机 作匀 加速 运动 ， 忽略 牵制 力 的影响 。 ２ ）忽略状 态 方程 中高 次项 和反 映分 子体 积参 数
的影 响 。
３ ）以湿 式储 汽 罐 为研 究 的动 力 源 ， 汽 罐 内压 储
力取 弹射 开始 和弹 射终 了 的平均值 。
ｌ 蒸 汽 弹射 内弹道 设 计
１ １ 内 弹 道 设 计 基 本 要 求 ．
４ ）蒸汽 在管 道 内的流 动视为 一维 流动 。
１２ １ 有 效 弹 射 工 作 时 间 ． ．
值。
１ ２ 内弹道 设计基 本 关 系式 ．
式 之 一 。蒸 汽弹射 技 术 目前 已较 为成熟 ， 汽 弹射 动 蒸 力 装 置 已广 泛应 用 于 弹射 飞机 。蒸 汽 弹射 系 统 主 要 由储 汽 罐 、 发射 阀 、 排气 阀 、 汽缸 、 活塞 驱 动组件 、 往 复 车 及其 连 接 机 构 以 及 水 平 制 动 装 置 等 部 分 组 成 。
ｗｅ ｅ ｅ ｔ ｂ ｉｈ ｄ ｂ ｐ ｌｉ ｇ ｔ ｅ ｒｅ ｆｍｉｓｌ ａ ｎ ｈ ｎ ｎ ｅ ｉｒｂ ｌ ｓｉ ． ｅ ｔｐ ｆｐ ａ ｅ ｗａ ａ ｅ ｒ ｒ ｓａ ｌｓ ｅ ｙ ａ ｐ ｙｎ ｈ ｏ ｉ ｓｏ ｓ ｉ ｌｕ ｃ ｉ ｇ ｉｔ ｒｏ ａｌ ｔｃ Ｏｎ ｙ ｅ ｏ ｌｎ ｓｔ ｋ ｎ ｆ ｅ ｉ ｏ ｅａ ｘ ｍｐｌ ｏ ｃ ｍ ｐ ｔ ｑ ａ ｉｎｓ ｏ ｎ ｅ ｉ ｒ ｂ ｌｉｔ ｓｇ ｎ ｏ ｅ ｔ ｏ ｕ ｅ ｅ ｕ ｔｏ ｆｉ ｔ ｒｏ ａｌｓｉ ｄｅ ｉｎ ａ ｄ ｃ ｍｐｕ ａｉ ｎ ｃ ｔｔｏ ．Ｒｅ ｕ ｔ ｈ ｗｅ ｈ ｔｅ ｔｂ ｉｈ ｄ ｓ ｌｓ ｓ ｏ ｄ ｔ ａ ｓａ ｌｓ ｅ ｍｏ ｅｓｃ ｕｄ ｄ ｌ ｏ ｌ ｍｅ ｔ ｔ ｅ ｅ ａ ｓ ｎ ｎ ｅ ｉｒ ａｌｓｉ ｐａａ ｔｒ ．Ｔｈ ｓ ｓ ｆ ｓ ｍｅ ｅ ｅ ｅ ｃ ａｕｅ ｏ ｈ ｅ ｈ ｄ ｍ ｎｄ ｏ ｉ ｔｒｏ ｂ ｌｉｔ ｃ ｒ ｍｅ ｅ ｓ ｉ ｉ ｏ ｏ ｒ ｆｒ ｎ ｅ ｖ ｌ ｆ ｒ ｔ ｅ
Ｍａ＝ （ ＰＳ ＋Ｆ ） 一Ｆ， ｒ
＝ ＋
由于采 用湿 式储 汽罐 ， 工质 气体 在汽 缸 内膨胀 做
功 后处 于湿 蒸汽 状 态 。又 假 设 飞 机 在舰 上 作 匀 加 速
运 动 ， 用 ＝２ ｌ ｎ ｌ 可 得 如 下 方 程 ： 利 ａ ＝２ ｇ ，
等鲁 ＋
【 ｍｚ△ 一ｐ ） 日 （ 。
２ ２ 数 值 积 分 关 系式 ．
［ （ ｌ—Ｐ １ ｈ １ ）一ｃ ｘＲ Ｔ ｌ ］ ｆ ｔ
根据 泰勒 级数展 开式 ， 飞机 运动 的行 程 和速度 为
丽ｈＰ）Ｉ Ｒ。 ㈩ ［ 等 ］ｆ １１一 （— ｃ ￡
当 ｚ 。 ， 可 得 动力 冲程 完 了时进 入 汽 缸 内 ＝ｌ 时 则 的有 效蒸 汽量 为
Ｐ Ｓ（０＋Ｚ （ Ｈ —Ｐ口） １ Ａ ）
。＋ ＋ ＋ 。（） 。 ÷ 。 吉 ，１ ４ 丢 。 （） １ ５
Ｖｎ １
＿
＋
＋
２ ３ 蒸汽 量方 程 ．
１ ）弹射 系统 必须保 证 所要 求 的飞机 离舰 速 度 。
从 阀门打 开到 动 力 冲程 完 了所 需 时 间为 有 效 弹
收 稿 日期 ： ０ １ ０ — ８ ２ １ ＿ ４ ２ ；修 回 日期 ： ０ １ ０ — ７ ２ １ — ５ ２ 作 者 简 介 ： 庆 贵 （ ９ ７ ） 男 ， 士 研 究 生 ， 要 研 究 方 向为 兵 器 发 射 理 论 与 技 术 。 陈 １８ 一 ， 硕 主
第 ６期
陈庆 贵 ， ： 载 蒸汽 弹射 内弹道设计 计 算 等 舰
・ｌ９・ ０
ｏ ｒ 为发 射 阀喉部 截 面积 ； ｏ 总温 ； 为储 汽罐 中 Ｔ为 Ｐ
１ ２ ２ 飞 机 运 动 的 平 均 加 速 度 与 最 大加 速 度 ． ．
因 为 ：２ ｚ， 以 平 均 加 速 度 为 所
２
）
（０ １）
ｏ
；
（ ２）
根据气 体 动力 学 特 性 ， 使式 （ ０ 成 立 的 压 力 比 １）
必 须 是