舰载机弹射起飞试验试飞技术研究

2023-11-27刘苗鑫原正庭张国庆

科技创新与应用 2023年33期

刘苗鑫，刘涛，原正庭，张国庆

（中国飞行试验研究院，西安 710000）

弹射起飞是指用弹射器给舰载机施加外力，使其迅速增速而“弹射升空”。弹射起飞可以满足不同起飞重量、不同推重比飞机在航母上起飞的要求，可以大大提高航母自身防卫和攻击能力，而且具有效率高、工作可靠、抗御风和航母摇晃等外界干扰能力强的特点，能极大地满足实战需要。随着现代舰载机作战载重的不断增加和固定翼预警机、反潜机等特种飞机的上舰，采用弹射起飞已是大势所趋。

目前，美国海军舰载机全部采用弹射起飞，法国的新型航母上亦采用了这种起飞方式[1]。但舰载机在弹射起飞过程中的运动变化剧烈，并且受到多种环境因素的耦合影响，因而具有较大的复杂性和危险性[2]，因此很有必要对舰载机弹射起飞试验的相关技术进行探索和研究。

本文根据国内外相关文献，确定了弹射起飞的安全评价准则和影响因素，在此基础上，结合国外弹射起飞经验，重点对舰载机弹射起飞试验技术进行研究，主要包括舰载机弹射包线、陆上弹射试验、舰上弹射试验等相关内容，可为开展舰载机弹射起飞试验提供技术参考。

1 弹射起飞影响因素分析

1.1 弹射起飞安全评价准则

在开展弹射起飞影响因素分析前，需充分了解弹射起飞安全准则，美国人Lucass[3]将仿真与试验相结合，研究了不同型号舰载机弹射起飞规律，并进行分析比较，讨论了各参数对舰载机弹射起飞性能的影响，总结出了舰载机弹射起飞的一般安全准则，赵一飞等[4]对舰载飞机弹射起飞安全评价准则在飞行性能、飞行品质两方面进行了深入研究，形成如下结论。

1）弹射起飞阶段，飞行品质指标需要满足等级1要求；

2）弹射起飞阶段，必须保证舰载机离舰后下沉量不超过3 m；

3）弹射起飞阶段，最大迎角应不超过告警迎角，最小末速应大于失速告警速度；

4）弹射起飞阶段，飞机离舰后纵向加速度大于0.065 g；

5）弹射起飞阶段，离舰后俯仰角速率不超过12°/s。

上述安全准则主要涉及舰载机弹射后的纵向安全性要求，国外某型舰载机飞机手册[4]指出，在非对称装载的情况下，期望飞机在弹射离舰后的3 s 内滚转角应小于5°，故可以选择滚转角作为舰载机离舰后横航向安全性评价准则。

综上所述，弹射起飞安全准则主要涉及对飞行品质、飞机加速性、飞机离舰后纵向姿态及横航向姿态进行了规定，如图1 所示。

图1 舰载机弹射起飞安全准则

1.2 弹射起飞影响因素分析

为确定舰载机弹射起飞纵向姿态影响因素，在不考虑舰载机的偏航和滚转运动的情况下，建立舰载机垂直和俯仰运动动力学模型[5]，舰载机起飞过程中的受力示意图如图2 所示，动力学方程为

图2 舰载机弹射起飞受力示意图

式中：m为舰载机重量；p为发动机推力；σP为发动机推力线安装角；FL为升力；F前和F主分别为舰载机前、主起落架轴向突伸力；FT为弹射力；θ 为舰载机俯仰角；θT为弹射力与甲板夹角；IZ为舰载机纵向转动惯量；MC（P）为推力P作用在飞机质心的力矩；MC（F前）和MC（F主）分别为F前和F主作用在飞机质心的力矩；MZ为气动力俯仰力矩。

通过上述舰载机弹射起飞动力学模型可以得到，影响舰载机弹射起飞离舰后纵向姿态的因素主要包括飞机重量、重心、弹射力、发动机推力、纵向转动惯量和起落架突伸力。

此外，蔡丽青[6]和朱熠[7]通过建立弹射起飞控制仿真模型，明确了升降舵预置偏角对弹射起飞中迎角和俯仰角速率会带来影响；王志伟[8]、贾忠湖等[9]、冯宇鹏等[10]通过舰面纵摇对弹射起飞的仿真分析，明确了航母纵摇对舰载机弹射起飞影响较大；林佳铭等[11]和于浩等[12]考虑非对称影响因素对弹射起飞的仿真分析，明确了定位偏心、非对称构型、航母横摇会使飞机在离舰后出板滚转姿态偏离，不利于弹射起飞安全；综上所述，影响舰载机弹射起飞安全因素主要包括飞机状态、弹射装置、航母运动，如图3 所示。

图3 舰载机弹射起飞影响因素分析图

2 舰载机弹射包线

舰载机弹射起飞，需综合考虑飞机状态（重量、重心、构型和发动机状态等）、弹射器性能、甲板风条件和母舰运动等相关因素。为保证弹射起飞的安全，需明确舰载机的弹射包线，典型的舰载机弹射包线如图4 所示。

图4 典型的舰载机弹射包线

从图4 中可以看到，舰载机弹射包线主要考虑以下几个方面。

其一，推荐弹射末速，即舰载机正常弹射所需的末端空速，以该末速弹射可保证舰载飞机顺利弹射起飞；

其二，弹射器性能限制，指在弹射器最大弹射功量条件下，使舰载机加速到最大末端空速的限制；

其三，飞机结构强度限制，指舰载机所能承受的最大弹射末速限制；

其四，最大弹射重量限制，指舰载机弹射的最大重量限制；

其五，所需WOD（甲板风），当舰载机重量达到一定程度以上，仅靠弹射器无法使舰载机的弹射末速达到推荐弹射末速，此时必须依靠甲板风。

为得到各型舰载机的弹射包线，必须开展相应的试飞验证。通常情况下，弹射试飞验证主要包括陆上试验和舰上试验2 个阶段，首先需在陆上开展弹射起飞试验后再开展舰上弹射起飞试验。

3 陆上弹射试验

舰载机弹射起飞试验主要包括陆上弹射试验和舰上弹射试验[13]，舰载机在上舰前，建议首先开展陆上试验，对于弹射型舰载机来说，也必须在陆上进行充分验证。结合弹射起飞影响因素分析及弹射包线，在舰载机陆上弹射性能试验中，建议主要开展的试验科目。①推荐弹射末速陆上弹射试验；②最大弹射末速陆上弹射试验；③偏中心定位陆上弹射试验；④纵向配平设置陆上弹射试验；⑤陆上侧风弹射试验；⑥非对称外挂陆上弹射试验。

由于陆上弹射起飞试验不涉及飞机离舰，因此无法验证离舰后飞机的下沉量，除此之外，其他安全准则均可在陆上弹射起飞试验中进行验证。

3.1 弹射末速陆上弹射试验

该项试验的主要目的是在陆上对舰载机的推荐弹射末速进行验证，并充分验证在推荐弹射末速下飞机状态（重量、重心、转动惯量和发动机状态等）对弹射起飞的影响。舰载机的推荐弹射末速首先由仿真计算得到，并通过陆上弹射试验结果进行修正。

为保证弹射试验的安全开展，推荐弹射末速陆上弹射试验应按照以下程序进行。

1）首先选定一组飞机状态，先以较低的弹射器功量（CSV）开展陆上弹射试验，由于弹射末速较低，尚达不到起飞条件，因此该部分试验为陆上弹射滑行试验，以验证飞机与弹射装置的适配情况[14]；

2）其次在该飞机状态下，逐步增加弹射器功量（CSV），使试验机的弹射末速逐步逼近推荐弹射末速包线，最终对试验机在该状态下的推荐弹射末速进行验证；

3）最后调整飞机重量、重心、转动惯量和发动机状态等，在不断逼近极限状态情况下，对各状态下推荐弹射末速进行试验验证，从而得到推荐弹射末速下不同的重量、重心、转动惯量和发动机状态等对弹射起飞的影响。

在推荐弹射末速陆上弹射试验完成后，即初步确定了舰载机弹射包线的左边界，也为后续试验奠定了坚实的基础。

3.2 最大弹射末速陆上弹射试验

该项试验的主要目的是得到完整的舰载机弹射包线，同时验证弹射力对弹射起飞的影响，最大弹射末速陆上弹射试验可分为2 个部分。

1）当飞机重量在图4 中的交点以上时，即使在弹射器最大功量状态，其弹射末速仍无法达到推荐弹射末速，必须依靠甲板风才能实现弹射起飞，因此该状态下的试验在推荐弹射末速陆上弹射试验中已经完成，无需重复开展。

2）当飞机重量在图4 中的交点以下时，最大弹射末速大于推荐弹射末速，因此需开展专门试验来确定该状态下的最大弹射末速。

最大弹射末速陆上弹射试验主要需考虑2 方面的限制，一为弹射器性能限制，二为飞机结构强度限制。在具体的试验中，建议选定几组飞机状态，采取逐步增加弹射功量的方法逐步增加弹射末速，直至弹射末速达到2 个限制中的任何一个限制时，试验结束。

当最大弹射末速陆上弹射试验完成后，即可确定舰载机弹射包线的右边界，并得到不同弹射力对弹射起飞的影响。

3.3 偏心定位陆上弹射试验

偏心定位陆上弹射试验的主要目的是对舰载机的偏心定位弹射能力进行验证，同时验证偏心定位对弹射起飞的影响。

目前的舰载机弹射起飞主要采用前轮拖曳的方式，所谓前轮拖曳式弹射起飞，就是给舰载飞机的前轮支架装上拖曳杆，把前轮直接挂在弹射滑块上，弹射时由滑块直接拉着飞机的前轮加速起飞。

前轮拖曳的方式有可能导致舰载机在弹射器上就位时无法与弹射轨道完全对中，造成偏心定位弹射滑跑，如图5 所示。

图5 偏中心定位弹射滑跑示意图

偏心定位弹射将导致弹射杆的受载变得非常复杂，同时使飞机在弹射拖曳过程中发生绕前起落架支柱的摆动，其摆动振幅随初始偏心距离的增加而增加，严重时将影响飞机的起飞安全。因此，美军对各型舰载机的偏心定位限制做了相应规定[1]，见表1。

表1 美军典型舰载机偏心定位弹射限制值cm

因此，在偏心定位弹射试验中，建议首先通过仿真计算得到理论最大定位偏心量，之后在试验实施中逐步增加偏心定位距离开展试验，最终完成最大偏心定位限定值的验证，从而得到不同偏心定位对弹射起飞的影响。

3.4 舵面预置偏度陆上弹射试验

舵面预置偏度陆上弹射试验的主要目的是确定舰载机弹射时的最优升降舵预置偏度，同时验证不同舵面预置偏度对弹射起飞的影响。

升降舵预置偏度产生的操纵力矩使舰载机在弹射起飞时获得一个抬头力矩，该力矩使飞机在离舰后迎角增大，升力增加。当升降舵预置偏度增加时，飞机离舰俯仰角和最大迎角都随之增大，航迹下沉量随之减小。但过大的升降舵预置偏度会导致飞机离舰飞行段的迎角建立过快，容易造成飞机失速。

因此，在该项试验中，建议选定确定的飞机状态，逐步增加舵面预置偏度进行陆基弹射试验，通过试验来确定最优的升降舵预置偏度，从而得到不同舵面预置偏度对弹射起飞的影响。

3.5 陆上侧风弹射试验

该项试验的主要目的是验证舰载机在大侧风条件下的弹射特性。

侧风是舰载机在舰上起飞时几乎无法回避的环境条件，由于侧风会在船体侧面上形成上洗气流，增加飞机上风侧机翼的仰角，进而增加弹射杆的扭矩，一旦飞机离舰，飞机会出现沿侧风向的偏航和滚转。因此需要通过开展侧风条件下的弹射试验来评估飞机在侧风条件下的起飞性能。

因此，在该型试验中，建议首先通过仿真计算得到理论侧风弹射限制，为保证试验安全，在试验中应逐步增加侧风开展弹射起飞，在达到舰载机的最大侧风弹射限制或安全准则的边界时结束试验，从而确定弹射起飞的侧风要求。

3.6 非对称构型陆上弹射试验

该项试验的主要目的是验证舰载机在非对称构型下的陆上弹射特性。

非对称外挂弹射试验是美军舰载机弹射的一项试验科目，由于飞机的非对称构型必然会带来航向的非对称扭矩，在飞机弹射起飞后，飞机不可避免地产生偏航和滚转，试验风险较大。

因此建议在其他陆上弹射试验全部完成，并对舰载机弹射特性基本掌握后，再开展非对称外挂陆上弹射试验。在该项试验中，建议首先通过仿真计算得到理论最大非对称扭矩的限制，为保证试验安全，在试验中应逐步增加飞机非对称扭矩，在达到舰载机的最大非对称扭矩限制或安全准则的边界时结束试验，从而确定弹射起飞非对称扭矩的要求。