战斗机空滑迫降技术研究

崔益华, 韩意新, 王启

(1.中国飞行试验研究院 飞机所, 陕西 西安 710089; 2.中国飞行试验研究院 技术中心, 陕西 西安 710089)

战斗机空滑迫降技术研究

崔益华1, 韩意新1, 王启2

(1.中国飞行试验研究院 飞机所, 陕西 西安 710089; 2.中国飞行试验研究院 技术中心, 陕西 西安 710089)

针对可能引起发动机停车的风险科目试飞需要,开展了战斗机空滑迫降技术研究,提出了下滑速度、最佳空滑比、180°转弯高度损失等空滑迫降关键参数的确定方法及两种空滑迫降航线的制定方法,并通过飞行试验进行了验证。该项研究对保障试飞安全有重要意义。

空滑迫降; 空滑比; 迫降航线

0 引言

战斗机在大迎角、大侧滑飞行中,很可能由于进气不顺畅而导致发动机空中停车[1]。一旦发动机停车,飞行员必须抉择发动机空中起动、空滑迫降或弃机逃生,而飞机空滑迫降特性是飞行员决策的最重要因素之一。空滑迫降是发动机停车或发生故障时保证飞机安全的紧急措施,这不仅是对飞行员驾驶技术的考验,更是对其心理的考验,一旦迫降失败,很可能发生重大事故[2]。因此,飞行员必须掌握飞机空滑迫降技术(包括空滑迫降关键参数确定、迫降航线制定等),才能做出正确的决策,最大限度地将飞机安全带回[3]。

1 基本原理

战斗机空滑迫降可以分解为无动力直线下滑和无动力转弯下滑两种形式。对于无动力直线下滑,应尽可能使用最大空滑比,即单位垂直高度损失能获得的最大水平飞行距离,确保飞机尽可能滑至机场。因此,首先必须确定飞机的最佳空滑比和下滑速度;对于无动力转弯下滑,应在已确定的下滑速度下,使180°转弯的高度损失尽可能小,同时满足飞行员视场和操纵要求。因此,需要确定飞机的转弯坡度、转弯半径及180°转弯的高度损失。

1.1 最佳空滑比和下滑速度确定

最佳空滑比和下滑速度的确定主要考虑以下因素:

(1)飞机气动特性。应尽可能接近有利下滑速度,以获得最大空滑比;

(2)发动机启动边界。下滑速度应接近发动机空中最小启动速度,以便发动机空中启动尝试;

(3)着陆拉平阶段速度损失。拉平后速度不小于且接近着陆速度,以保证着陆安全;

(4)对于电传飞机而言,空滑最长时间不应超过应急动力最大工作时间(一般为10 min)[4],以保证液压系统能够进行正常操纵。

以某型战斗机为例,该飞机最大升阻比为8.77,对应的迎角为4.3°，如图1所示。

飞机纵向运动平衡方程为:

(1)

式中,T为发动机推力;ϑ为轨迹倾角;D为阻力;L为升力。

假定停车后发动机推力为零,根据式(1)可得停车后的空滑比为cot ϑ=L/D。根据飞机升阻特性,并按飞机1/2余油以及标准大气条件,换算到对应的表速和空滑比如图2所示。由图2可知,飞机无动力最大空滑比应为飞机最大升阻比8.77,对应的下滑轨迹倾角则为6.5°,但综合考虑到该飞机发动机空中启动包线及着陆拉平阶段的速度损失,最终确定空滑速度为Vi=450 km/h,对应的迎角为5.1°,空滑比为8.30。这样考虑的原因有:

(1)在大迎角失速尾旋状态下意外停车,飞行员首先需将飞机改出到平飞状态,如果高度允许,则首先俯冲增速至发动机启动包线,启动发动机,即使开车不成功,还可继续进行空滑迫降;

(2)在空滑过程中,由于特殊原因,发现高距比不满足空滑迫降要求,同时高度也不足以俯冲至启动包线内,飞行员仍然可以一边寻找应急离机地点,一边尝试空滑开车。

不同高度对应的下降率和迎角如图3所示。

图3 不同高度对应的下降率和迎角Fig.3 Rates of decent and angle of attacks corresponding to different altitudes

1.2 转弯坡度确定

该过程实质是稳定盘旋下降,其运动方程为:

(2)

式中,φ为坡度;R为半径。

无动力180°转弯过程中,同样假定推力为零,可得到tan ϑ=D/(Lcosφ);180°转弯时间为t=πR/(Vcos ϑ);180°转弯高度损失为:

ΔH=Vyt

(3)

式中,下降率Vy=Vsin ϑ。

显然,在速度、重量以及升阻比确定的情况下,采用45°转弯高度损失最小。采用已确定的空滑速度Vi=450 km/h转弯,同样按1/2余油和标准大气条件,对于不同的坡度,根据式(3)可以得到对应的180°转弯高度损失、下降率、迎角、航迹倾角,其曲线如图4和图5所示。

根据图4结果,可以得到高度损失最小的坡度应在45°～50°,但是考虑到飞行员视角和驾驶技术难度,并兼顾高度损失,最终将转弯坡度确定为

30°～35°。

图4 不同转弯坡度对应的高度损失及下降率Fig.4 Rates of decent and height loss corresponding to different roll angles

图5 不同转弯坡度对应的迎角和航迹倾角Fig.5 Angle of attack and flight path corresponding to different turning banks

1.3 空滑迫降航线设计

以某机场为例,进行空滑迫降航线设计。该机场跑道长度为3 km,按飞机进场高度差异设计了两条航线,如图6所示。第一条航线:飞机直接沿跑道方向着陆,着陆过程中设置了两个检查点(远点和近点),在近点放起落架,目标着陆点为跑道1/3处;第二条航线:飞机沿着跑道侧方下滑,在跑道端头进行180°转弯下滑着陆,着陆过程中设置了两个检查点,在检查点2处放起落架,目标着陆点为跑道1/3处。整个过程中,尽可能保持表速恒定。

图6 两条迫降航线及检查点Fig.6 Two force landing routes and checkpoints

空滑迫降时,首先保持好预定速度向机场方向空滑,努力向检查点滑行。在这一过程中,飞行员可以根据高度和高距比进行调整。高度过高,可以采用机动(仍然要求保持好预定速度)的方法来调整;速度过大,可以通过机动动作如蛇形机动等来减速进行调整[5]。到达预定空滑航线第一检查点后,飞行员可以根据高度采用控制放起落架的时机来进行调整,即高度比检查点高,提前放起落架;高度比检查点低,则需要推迟放起落架来调整。

2 飞行试验验证

模拟空滑迫降主要验证无动力直线下滑和转弯下滑两种形式。考虑到发动机停车风险,首先可以采用发动机慢车来模拟停车情况试验,考虑到发动机慢车时实际有一定推力,而且发动机停车后还存在额外的风车阻力,可以采用放减速板来抵消发动机推力、模拟风车阻力。根据试验结果可以制定初步的空滑迫降航线,再进行发动机空中停车空滑验证,最终确定空滑迫降航线。通过不同下滑速度试验确定下滑速度,再通过不同坡度180°转弯确定坡度,最后选取下滑速度Vi=450 km/h,180°转弯坡度为30°～35°。该状态的试验结果如表1所示,其中无动力空滑是从H=10 km下滑至8 km的结果。

表1 空滑迫降关键参数验证结果Table 1 Verification results of key parameters for force landing

根据战斗机大迎角特性试飞实际需求以及发动机停车后空滑迫降实际需求,并综合考虑实际试飞结果,结合机场附近地标,制定了两种空滑迫降路线,如图7所示。该航线已经过飞行试验验证。

图7 两条验证过的空滑迫降航线Fig.7 Two proved forced landing routes

3 影响因素分析

影响空滑迫降精度的因素很多,包括风场及紊流、发动机停车阻力、气压高度、飞行员(驾驶技能、心理抗压能力)等。

考虑不同高度的水平风场(包括顺、逆风,风速0～15 m/s)和垂直风场(包括上、下风,风速0～5 m/s),影响情况大致如下:在10 m/s逆风(水平风)空滑10 km,高度损失增加120 m;在1 m/s上升气流(垂直风),空滑10 km,高度损失减小110 m。

考虑停车阻力对空滑比有一定影响,而且采用慢车模拟停车,对空滑比的确定有一定的影响,必须使用停车空滑进行修正(详见表1),本文中采用慢车放减速板的方法来抵消慢车推力及模拟风车阻力与真实停车情况的空滑比相当,可以采用该方法进行空滑迫降训练,提高飞行员的信心。

4 结束语

本文为可能存在发动机停车的试验科目提出了空滑迫降方案的确定方法,提出了两种空滑迫降路线,并经过飞行试验进行了验证,该方法和结果为进行同类飞机空滑迫降方案设计提供了参考。

[1] 刘志友,侯敏杰,文刚.航空发动机风车阻力的试验确定[J].航空动力学报,2006,21(2):214-218.

[2] 蒋德秋.超轻型飞机的空滑迫降[J].航空知识,1996,(10):18-21.

[3] 徐道琦,费景荣.某型轰炸机空滑迫降分析[J].沈阳航空工业学院学报,2005,22(1):19-22.

[4] 桑雨生,魏余生,田培彦.停车迫降中风速对四转弯改出高度的影响[J].飞行力学, 2000,18(3):69-71.

[5] Borst C,Sjer F A,Mulder M,et al.Ecological approach to support pilot terrain awareness after total engine failure[J].Journal of Aircraft,2008,45(1):22-26.

(编辑：姚妙慧)

Reasearchonfighterforcedlandingtechnologies

CUI Yi-hua1, HAN Yi-xin1, WANG Qi2

(1.Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China; 2.Research Center of Flight Test Technology and Engineering, CFTE, Xi’an 710089, China)

According to the flight test requirements of risk subjects which may cause engine shutdown, this paper carried out the research on fighter forced landing technologies, put forward the method for determining key parameters of fighter forced landing technologies such as glide speed, optimum glide ratio, height loss in 180°turn and so on. In the end, the paper put forward two methods for setting forced landing route, which were verified by the test flight. It is of great significance to guarantee flight safety.

forced landing; glide ratio; forced landing route

V212.1; V217.3

A

1002-0853(2013)06-0549-04

2013-04-07;

2013-09-05; < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间:2013-10-22 14:13

崔益华( 1980-)，男，江苏海安人，高级工程师，硕士,研究方向为飞行力学。