滑跃起飞中机舰参数的适配性分析

刘星宇 许东松 王立新

(北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100191)

滑跃起飞中机舰参数的适配性分析

刘星宇 许东松 王立新

(北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100191)

通过仿真计算，分析了各主要机舰参数的变化对滑跃起飞安全性的影响;计算出满足起飞安全准则的主要机舰参数的适配值集合，并总结了适配规律.研究结果表明:飞机起飞质量是滑跃起飞过程中航迹下沉的主要影响因素，增大升降舵预置偏角和滑橇板出口角均可抑制航迹下沉;升降舵预置影响飞行迎角，预置偏角过大会导致飞机失速;滑橇板出口角影响俯仰角速度，当出口角为12°时，俯仰角速度的峰值最小;在适配值集合内，随着飞机起飞质量的逐渐增加，由升降舵预置偏角与滑橇板出口角组成的适配范围逐渐缩小.因此，为了保证滑跃起飞的安全，对于确定的构型和起飞甲板，需要合理地确定舰载机的最大起飞质量.

舰载机;滑跃起飞;总体设计;参数适配

在滑跃起飞总体方案设计时，需综合考虑各个影响因素，开展机舰参数的适配性研究，即根据航母的相关数据、舰载机的发动机推力和气动特性等，确定飞机的起飞质量、升降舵预置偏角和滑橇板出口角等参数.目前国内对舰载机滑跃起飞的研究主要集中在动力学建模［1－2］、滑橇板形状优化［3］、起飞特性研究［4］以及力学机理分析等方面［5］，尚未涉及基于舰载机起飞安全准则的机舰参数适配性研究.

本文根据舰载机滑跃起飞的物理过程和影响因素，开展了大量的仿真计算，分析了在平静海况环境下机舰主要参数的变化对飞机滑跃起飞安全性的影响，并总结得出机舰参数的主要适配规律.研究结果对机舰主要总体参数的设计和飞机滑跃起飞性能的评估等均具有一定的参考价值.

1 滑跃起飞过程及安全准则要求

典型的滑跃起飞过程包括平直滑跑、斜坡滑跑、半抛物飞行和正常爬升4个阶段［1］.

平直滑跑段是从起飞甲板始端开始，到飞机前轮到达滑橇甲板始端结束.斜坡滑跑段是从平直滑跑段末端起，到飞机主轮离开舰首为止.由于滑橇板的作用，飞机的俯仰姿态迅速增加，从而在离舰时获得一定的抛射速度和角度.在此阶段，飞机的俯仰角速度将达到最大值，舰载机起飞安全准则要求，在此过程中的俯仰角速度不能超过12(°)/s［6］.

飞机离舰后，便进入半抛物飞行阶段.由于滑橇板的抛射惯性，飞机一开始具有正的上升率，飞行轨迹向上;后由于前轮离舰时产生的低头力矩、地效的减弱和升力的不足，飞行轨迹出现下沉;当飞行速度增大至升力足以配平重力时，航迹达到最大下沉点，此后飞机进入正常爬升阶段.舰载机起飞安全准则要求航迹下沉量相对离舰点不得超过 3.048m，迎角应小于 0.9CLmax对应的迎角［6］.

2 航母滑橇甲板形状的数学描述

为研究问题方便，工程上一般采用曲率可调整的三次多项式来描述滑橇甲板的形状［1］:

式中，H为高度;x为水平距离;L0为起飞甲板水平总长度;L1为滑橇板水平长度;Hm为滑橇板末端高度;θs为滑橇板出口角;f为形状控制参数，使得滑橇板中点C处倾角θc=fθs，如图1所示.

图1 滑跃起飞跑道示意图

本文使用的滑橇甲板数据如下:L0=180m，L1=57.5m，Hm=5.6m;通过调节 θs的大小来改变滑橇板的形状.

3 机舰参数的适配性分析

在平静海况的环境下，分别开展各主要机舰总体参数对舰载机滑跃起飞安全性的影响研究，并迭代计算出满足起飞安全准则的主要机舰参数的适配值集合，进而分析参数间的适配规律.

算例飞机和航母的部分数据见表1.

表1 用于仿真计算的部分数据

3.1 起飞质量的影响

假设滑橇板出口角为12°、升降舵预置偏角为0°时，研究起飞质量 m变化(分别为23，24，25 t)对舰载机滑跃起飞安全性的影响.仿真计算结果见图2.

在推力相同时，随着起飞质量的增加，飞机离舰时速度减小(图2a)，并且离舰后加速至爬升段的距离增加，从而航迹下沉量增大(图2b).

滑跃起飞中，飞机离舰时的速度小，升力不足以配平重力，所以速度矢量会向下偏转，迎角迅速增大;当起飞质量增加后，最大迎角也就随之增加(图2c).

由于滑橇板形状固定，起飞质量的变化对俯仰角速度的最大值影响较小(图2d).

仿真计算中，在3个起飞质量状态下，飞机的最大迎角均小于18°(算例飞机在0.9CLmax时对应的迎角)、最大俯仰角速度均小于12(°)/s.当起飞质量为23和24 t时，飞机航迹相对离舰点无下沉，满足起飞安全准则的要求;当起飞质量增加至25 t后，飞行航迹相对离舰点下沉了11m，不能安全起飞.所以，起飞质量的变化主要影响航迹下沉量，当起飞质量较大时，飞机有坠海的危险.

3.2 升降舵预置偏角的影响

假设滑橇板出口角为12°、飞机起飞质量为25 t，研究升降舵预置偏角 δe变化(分别为0°，－3°，－6°)对舰载机滑跃起飞安全性的影响.仿真计算结果见图3.

升降舵预置偏角产生的操纵力矩使舰载机在滑跃起飞过程中获得一个抬头力矩.在离舰前，飞机速度小(图3a)，升降舵操纵效率低，所以该阶段升降舵预置对飞机的迎角和俯仰角速度影响不大(图3c、图3d);离舰后，随着速度的增加，升降舵操纵效率增大，产生的抬头力矩使飞机迎角迅速增加(图3c)，升力也增大.因此当升降舵预置偏角增加时，飞机的最大迎角随之增大，航迹下沉量随之减小(图3b).

在算例中，当升降舵预置偏角从0°增加至

时，航迹下沉量从11m减小至无下沉、最大迎角从12°增大至14°，飞机能够安全起飞;当升降舵预置偏角继续增大到－6°时，最大迎角超过18°，不满足起飞安全准则对迎角的限制要求.可见，升降舵预置偏角可有效地抑制航迹的下沉运动，但过大的偏角又会导致飞机离舰飞行段的迎角增加过快，导致阻力增加，空速下降(图3a).

图2 起飞质量变化时滑跃起飞参数的仿真结果

3.3 滑橇板出口角的影响

假设起飞质量为24 t、升降舵预置偏角为0°，研究滑橇板出口角 θs变化(分别为 9°，12°，15°)对舰载机滑跃起飞安全性的影响.仿真计算结果见图4.

图3 升降舵预置偏角变化时滑跃起飞参数的仿真结果

由图4可知，相同起飞质量时，随着滑橇板出口角的增加，飞行轨迹下沉量减小(图4a)、最大迎角增大(图4b).这是因为一方面滑橇板出口角增大后，飞机离舰前的俯仰角速度增加(图4c)，因此离舰后俯仰角增大，所以迎角的最大值增加;另一方面，在滑橇板出口角增加后，飞机离舰时获得的抛射角增加，致使离舰后飞机的上升率增大，从而航迹下沉量减小.

图4 滑橇板出口角变化时滑跃起飞参数的仿真结果

在滑橇甲板形状模型式(1)中，参数f起到控制滑橇甲板曲率变化的作用，f越大，滑橇板前段的曲率越大，后段较平缓;反之，则滑橇板前缓后陡［1］.另外，由式(1)易知，参数f与滑橇板出口角θs成反比，即随着θs的增大，参数f减小，滑橇板由前陡后缓变化至前缓后陡.

俯仰角速度的仿真曲线(图4c)就反映了上述规律:当θs=9°时，飞机的最大俯仰角速度出现在滑橇板的前段;随着θs的增加，最大俯仰角速度的出现位置逐渐向滑橇板的后段转移.

最大俯仰角速度随θs变化的规律如图5所示.可见，最大俯仰角速度受θs的影响大，并且当θs=12°时，最大俯仰角速度最小.结合图4c，可知此时滑橇板前后段的曲率变化小.

3.4 参数的适配值集合和适配规律

给定舰载机的发动机推力和气动特性时，基于安全起飞准则的约束，在起飞质量m、升降舵预置偏角δe和滑橇板出口角θs的合理取值范围内，研究这3个参数的适配规律.

图5 滑橇板出口角变化时最大俯仰角速度的仿真结果

在本文的计算中，参数的取值范围设定如下:δe在［0°，－25°］内取值，其中 －25°为算例飞机升降舵最大可用负偏角;m在［20 t，30 t］内取值，20 t和30 t分别为算例飞机的最小和最大设计起飞质量;θs在［θs，min，90°)内取值，其中最小值θs，min由滑橇板长度L1和滑橇板高度Hm决定，如图6所示.

图6 主要机舰参数的适配值集合

由图6的几何关系可知:

将 L1=57.5m 和 Hm=5.6m 代入式(2)，计算得到此时滑橇板出口角的最小值 θs，min≈5.56°.

在上述3个参数的取值范围内迭代仿真计算，可求出满足起飞安全准则的主要机舰参数的适配值集合为

式中，αmax为最大迎角;ΔH为航迹下沉量;qmax为最大俯仰角速度.

算例飞机在滑跃起飞时满足起飞安全准则的主要机舰参数的适配值集合可以三维图形表征，如图7所示.

图7中突体的上曲面A由飞行最大迎角为18°时的参数值(m，δe，θs)组成，为飞行迎角的安全边界;下曲面B由航迹下沉量为3.048m时的参数值(m，δe，θs)组成，为航迹下沉的安全边界;前曲面C和后曲面D由俯仰角速度为12(°)/s时的参数值(m，δe，θs)组成，为俯仰角速度的安全边界;平面E和曲线F是适配值集合中起飞质量的最小和最大边界.当机舰参数的组合(m，δe，θs)位于图7中突体内部时，算例飞机可以安全地滑跃起飞.

图7 主要机舰参数的适配值集合

在适配值集合(图7)中，取出当参数m=22，24，26和27 t时参数δe和 θs的适配区域，来分析三者间的适配规律，如图8所示.

图8中深色部分为安全滑跃起飞的参数适配区域.其中，上边线为飞行迎角的安全边界，下边线为航迹下沉的安全边界，左、右边线为俯仰角速度的安全边界.即在滑跃起飞过程中，当参数(m，δe，θs)越靠近图8中上边线，飞行迎角的最大值越大，并逐渐增加至 18°;当参数(m，δe，θs)越靠近图8中下边线，航迹下沉量越大，并逐渐增加至3.048m;当参数(m，δe，θs)越靠近图 8 中左或右边线，俯仰角速度的最大值越大，并逐渐增加至12(°)/s.

从图8中可以看出，随着飞机起飞质量的增加，飞行迎角与航迹下沉的安全边界逐渐靠拢，导致安全区域的面积逐渐缩小，并最终成为一个点，即为图7中面A、B和D的交点，此时m=27.5 t，δe= －2.5°，θs=15.5°.因此，该算例飞机采用滑跃的起飞方式时，最大安全起飞质量为27.5 t，与之适配的升降舵预置偏角是－2.5°，滑橇板出口角为 15.5°.

图8 升降舵预置偏角与滑橇板出口角的适配区域

4 结论

在平静海况的环境下，通过研究机舰参数变化对滑跃起飞安全性的影响，来分析主要机舰参数的适配规律，进而迭代计算出它们的适配值集合.研究结果表明:

1)增加升降舵预置偏角和滑橇板出口角均可有效地抑制滑跃起飞过程中航迹下沉的现象.两者的作用机理不尽相同:增加升降舵预置偏角，是通过调整飞机离舰后的姿态来建立起飞迎角，从而增加升力，抑制航迹下沉;加大滑橇板出口角，一方面可以提高飞机离舰前的俯仰角速度，建立起飞迎角，另一方面可以增大飞机离舰后的上升率，从而抑制航迹下沉.

2)升降舵预置偏角过大使得飞机离舰后迎角建立太快，导致阻力增加，空速下降，容易造成失速.

3)通过迭代仿真计算，可求出滑跃起飞时满足起飞安全准则的主要机舰参数的适配值集合.在此集合内，随着飞机起飞质量逐渐增加，升降舵预置偏角与滑橇板出口角组成的适配区域的面积将逐渐减小，并最终成为一个点.该点对应的是最大起飞质量及与之适配的升降舵预置偏角和滑橇板出口角的值.

References)

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［6］ Deveson K H.STOVL carrier operations-comparison of safe launch criteria and MTOW sensitivities using APOSTL［R］.AIAA-97-5516，1997

(编 辑:李 晶)

Match features of aircraft-carrier parameters during ski-jump takeoff

Liu Xingyu Xu Dongsong Wang Lixin

(School of Aeronautic Science and Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China)

The influence of primary aircraft-ramp parameters on ski-jump takeoff safety was analyzed by numerical simulation.The match set of primary parameters that satisfy the takeoff safety criteria was computed and the match law was summarized.The results indicate that the takeoff mass is the primary effect factor of flight path descent.Enhancing preset elevator angle and ramp angle can help to decrease the flight path descent.The preset elevator angle influences the attack angle.Too large preset elevator angle would lead to stall.The ramp angle influences the pitch rate，which attains its peak value when ramp angle is 12°.Within the boundary of the match set，the range confined by preset elevator angle and ramp exit angle decreases with the increase of takeoff mass.

carrier-based aircraft;ski-jump takeoff;conceptual design;parameter match

V 212.1

A

1001-5965(2011)06-0644-05

2010-04-13

航空科学基金资助项目(20081751026)

刘星宇(1983－)，男，江西南昌人，博士生，LXY6200200@sohu.com.