滑躍起飛中機(jī)艦參數(shù)的適配性分析

劉星宇 許東松 王立新

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

滑躍起飛中機(jī)艦參數(shù)的適配性分析

劉星宇 許東松 王立新

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

通過仿真計算，分析了各主要機(jī)艦參數(shù)的變化對滑躍起飛安全性的影響;計算出滿足起飛安全準(zhǔn)則的主要機(jī)艦參數(shù)的適配值集合，并總結(jié)了適配規(guī)律.研究結(jié)果表明:飛機(jī)起飛質(zhì)量是滑躍起飛過程中航跡下沉的主要影響因素，增大升降舵預(yù)置偏角和滑橇板出口角均可抑制航跡下沉;升降舵預(yù)置影響飛行迎角，預(yù)置偏角過大會導(dǎo)致飛機(jī)失速;滑橇板出口角影響俯仰角速度，當(dāng)出口角為12°時，俯仰角速度的峰值最小;在適配值集合內(nèi)，隨著飛機(jī)起飛質(zhì)量的逐漸增加，由升降舵預(yù)置偏角與滑橇板出口角組成的適配范圍逐漸縮小.因此，為了保證滑躍起飛的安全，對于確定的構(gòu)型和起飛甲板，需要合理地確定艦載機(jī)的最大起飛質(zhì)量.

艦載機(jī);滑躍起飛;總體設(shè)計;參數(shù)適配

在滑躍起飛總體方案設(shè)計時，需綜合考慮各個影響因素，開展機(jī)艦參數(shù)的適配性研究，即根據(jù)航母的相關(guān)數(shù)據(jù)、艦載機(jī)的發(fā)動機(jī)推力和氣動特性等，確定飛機(jī)的起飛質(zhì)量、升降舵預(yù)置偏角和滑橇板出口角等參數(shù).目前國內(nèi)對艦載機(jī)滑躍起飛的研究主要集中在動力學(xué)建模［1－2］、滑橇板形狀優(yōu)化［3］、起飛特性研究［4］以及力學(xué)機(jī)理分析等方面［5］，尚未涉及基于艦載機(jī)起飛安全準(zhǔn)則的機(jī)艦參數(shù)適配性研究.

本文根據(jù)艦載機(jī)滑躍起飛的物理過程和影響因素，開展了大量的仿真計算，分析了在平靜海況環(huán)境下機(jī)艦主要參數(shù)的變化對飛機(jī)滑躍起飛安全性的影響，并總結(jié)得出機(jī)艦參數(shù)的主要適配規(guī)律.研究結(jié)果對機(jī)艦主要總體參數(shù)的設(shè)計和飛機(jī)滑躍起飛性能的評估等均具有一定的參考價值.

1 滑躍起飛過程及安全準(zhǔn)則要求

典型的滑躍起飛過程包括平直滑跑、斜坡滑跑、半拋物飛行和正常爬升4個階段［1］.

平直滑跑段是從起飛甲板始端開始，到飛機(jī)前輪到達(dá)滑橇甲板始端結(jié)束.斜坡滑跑段是從平直滑跑段末端起，到飛機(jī)主輪離開艦首為止.由于滑橇板的作用，飛機(jī)的俯仰姿態(tài)迅速增加，從而在離艦時獲得一定的拋射速度和角度.在此階段，飛機(jī)的俯仰角速度將達(dá)到最大值，艦載機(jī)起飛安全準(zhǔn)則要求，在此過程中的俯仰角速度不能超過12(°)/s［6］.

飛機(jī)離艦后，便進(jìn)入半拋物飛行階段.由于滑橇板的拋射慣性，飛機(jī)一開始具有正的上升率，飛行軌跡向上;后由于前輪離艦時產(chǎn)生的低頭力矩、地效的減弱和升力的不足，飛行軌跡出現(xiàn)下沉;當(dāng)飛行速度增大至升力足以配平重力時，航跡達(dá)到最大下沉點，此后飛機(jī)進(jìn)入正常爬升階段.艦載機(jī)起飛安全準(zhǔn)則要求航跡下沉量相對離艦點不得超過 3.048m，迎角應(yīng)小于 0.9CLmax對應(yīng)的迎角［6］.

2 航母滑橇甲板形狀的數(shù)學(xué)描述

為研究問題方便，工程上一般采用曲率可調(diào)整的三次多項式來描述滑橇甲板的形狀［1］:

式中，H為高度;x為水平距離;L0為起飛甲板水平總長度;L1為滑橇板水平長度;Hm為滑橇板末端高度;θs為滑橇板出口角;f為形狀控制參數(shù)，使得滑橇板中點C處傾角θc=fθs，如圖1所示.

圖1 滑躍起飛跑道示意圖

本文使用的滑橇甲板數(shù)據(jù)如下:L0=180m，L1=57.5m，Hm=5.6m;通過調(diào)節(jié) θs的大小來改變滑橇板的形狀.

3 機(jī)艦參數(shù)的適配性分析

在平靜海況的環(huán)境下，分別開展各主要機(jī)艦總體參數(shù)對艦載機(jī)滑躍起飛安全性的影響研究，并迭代計算出滿足起飛安全準(zhǔn)則的主要機(jī)艦參數(shù)的適配值集合，進(jìn)而分析參數(shù)間的適配規(guī)律.

算例飛機(jī)和航母的部分?jǐn)?shù)據(jù)見表1.

表1 用于仿真計算的部分?jǐn)?shù)據(jù)

3.1 起飛質(zhì)量的影響

假設(shè)滑橇板出口角為12°、升降舵預(yù)置偏角為0°時，研究起飛質(zhì)量 m變化(分別為23，24，25 t)對艦載機(jī)滑躍起飛安全性的影響.仿真計算結(jié)果見圖2.

在推力相同時，隨著起飛質(zhì)量的增加，飛機(jī)離艦時速度減小(圖2a)，并且離艦后加速至爬升段的距離增加，從而航跡下沉量增大(圖2b).

滑躍起飛中，飛機(jī)離艦時的速度小，升力不足以配平重力，所以速度矢量會向下偏轉(zhuǎn)，迎角迅速增大;當(dāng)起飛質(zhì)量增加后，最大迎角也就隨之增加(圖2c).

由于滑橇板形狀固定，起飛質(zhì)量的變化對俯仰角速度的最大值影響較小(圖2d).

仿真計算中，在3個起飛質(zhì)量狀態(tài)下，飛機(jī)的最大迎角均小于18°(算例飛機(jī)在0.9CLmax時對應(yīng)的迎角)、最大俯仰角速度均小于12(°)/s.當(dāng)起飛質(zhì)量為23和24 t時，飛機(jī)航跡相對離艦點無下沉，滿足起飛安全準(zhǔn)則的要求;當(dāng)起飛質(zhì)量增加至25 t后，飛行航跡相對離艦點下沉了11m，不能安全起飛.所以，起飛質(zhì)量的變化主要影響航跡下沉量，當(dāng)起飛質(zhì)量較大時，飛機(jī)有墜海的危險.

3.2 升降舵預(yù)置偏角的影響

假設(shè)滑橇板出口角為12°、飛機(jī)起飛質(zhì)量為25 t，研究升降舵預(yù)置偏角 δe變化(分別為0°，－3°，－6°)對艦載機(jī)滑躍起飛安全性的影響.仿真計算結(jié)果見圖3.

升降舵預(yù)置偏角產(chǎn)生的操縱力矩使艦載機(jī)在滑躍起飛過程中獲得一個抬頭力矩.在離艦前，飛機(jī)速度小(圖3a)，升降舵操縱效率低，所以該階段升降舵預(yù)置對飛機(jī)的迎角和俯仰角速度影響不大(圖3c、圖3d);離艦后，隨著速度的增加，升降舵操縱效率增大，產(chǎn)生的抬頭力矩使飛機(jī)迎角迅速增加(圖3c)，升力也增大.因此當(dāng)升降舵預(yù)置偏角增加時，飛機(jī)的最大迎角隨之增大，航跡下沉量隨之減小(圖3b).

在算例中，當(dāng)升降舵預(yù)置偏角從0°增加至

時，航跡下沉量從11m減小至無下沉、最大迎角從12°增大至14°，飛機(jī)能夠安全起飛;當(dāng)升降舵預(yù)置偏角繼續(xù)增大到－6°時，最大迎角超過18°，不滿足起飛安全準(zhǔn)則對迎角的限制要求.可見，升降舵預(yù)置偏角可有效地抑制航跡的下沉運(yùn)動，但過大的偏角又會導(dǎo)致飛機(jī)離艦飛行段的迎角增加過快，導(dǎo)致阻力增加，空速下降(圖3a).

圖2 起飛質(zhì)量變化時滑躍起飛參數(shù)的仿真結(jié)果

3.3 滑橇板出口角的影響

假設(shè)起飛質(zhì)量為24 t、升降舵預(yù)置偏角為0°，研究滑橇板出口角 θs變化(分別為 9°，12°，15°)對艦載機(jī)滑躍起飛安全性的影響.仿真計算結(jié)果見圖4.

圖3 升降舵預(yù)置偏角變化時滑躍起飛參數(shù)的仿真結(jié)果

由圖4可知，相同起飛質(zhì)量時，隨著滑橇板出口角的增加，飛行軌跡下沉量減小(圖4a)、最大迎角增大(圖4b).這是因為一方面滑橇板出口角增大后，飛機(jī)離艦前的俯仰角速度增加(圖4c)，因此離艦后俯仰角增大，所以迎角的最大值增加;另一方面，在滑橇板出口角增加后，飛機(jī)離艦時獲得的拋射角增加，致使離艦后飛機(jī)的上升率增大，從而航跡下沉量減小.

圖4 滑橇板出口角變化時滑躍起飛參數(shù)的仿真結(jié)果

在滑橇甲板形狀模型式(1)中，參數(shù)f起到控制滑橇甲板曲率變化的作用，f越大，滑橇板前段的曲率越大，后段較平緩;反之，則滑橇板前緩后陡［1］.另外，由式(1)易知，參數(shù)f與滑橇板出口角θs成反比，即隨著θs的增大，參數(shù)f減小，滑橇板由前陡后緩變化至前緩后陡.

俯仰角速度的仿真曲線(圖4c)就反映了上述規(guī)律:當(dāng)θs=9°時，飛機(jī)的最大俯仰角速度出現(xiàn)在滑橇板的前段;隨著θs的增加，最大俯仰角速度的出現(xiàn)位置逐漸向滑橇板的后段轉(zhuǎn)移.

最大俯仰角速度隨θs變化的規(guī)律如圖5所示.可見，最大俯仰角速度受θs的影響大，并且當(dāng)θs=12°時，最大俯仰角速度最小.結(jié)合圖4c，可知此時滑橇板前后段的曲率變化小.

3.4 參數(shù)的適配值集合和適配規(guī)律

給定艦載機(jī)的發(fā)動機(jī)推力和氣動特性時，基于安全起飛準(zhǔn)則的約束，在起飛質(zhì)量m、升降舵預(yù)置偏角δe和滑橇板出口角θs的合理取值范圍內(nèi)，研究這3個參數(shù)的適配規(guī)律.

圖5 滑橇板出口角變化時最大俯仰角速度的仿真結(jié)果

在本文的計算中，參數(shù)的取值范圍設(shè)定如下:δe在［0°，－25°］內(nèi)取值，其中 －25°為算例飛機(jī)升降舵最大可用負(fù)偏角;m在［20 t，30 t］內(nèi)取值，20 t和30 t分別為算例飛機(jī)的最小和最大設(shè)計起飛質(zhì)量;θs在［θs，min，90°)內(nèi)取值，其中最小值θs，min由滑橇板長度L1和滑橇板高度Hm決定，如圖6所示.

圖6 主要機(jī)艦參數(shù)的適配值集合

由圖6的幾何關(guān)系可知:

將 L1=57.5m 和 Hm=5.6m 代入式(2)，計算得到此時滑橇板出口角的最小值 θs，min≈5.56°.

在上述3個參數(shù)的取值范圍內(nèi)迭代仿真計算，可求出滿足起飛安全準(zhǔn)則的主要機(jī)艦參數(shù)的適配值集合為

式中，αmax為最大迎角;ΔH為航跡下沉量;qmax為最大俯仰角速度.

算例飛機(jī)在滑躍起飛時滿足起飛安全準(zhǔn)則的主要機(jī)艦參數(shù)的適配值集合可以三維圖形表征，如圖7所示.

圖7中突體的上曲面A由飛行最大迎角為18°時的參數(shù)值(m，δe，θs)組成，為飛行迎角的安全邊界;下曲面B由航跡下沉量為3.048m時的參數(shù)值(m，δe，θs)組成，為航跡下沉的安全邊界;前曲面C和后曲面D由俯仰角速度為12(°)/s時的參數(shù)值(m，δe，θs)組成，為俯仰角速度的安全邊界;平面E和曲線F是適配值集合中起飛質(zhì)量的最小和最大邊界.當(dāng)機(jī)艦參數(shù)的組合(m，δe，θs)位于圖7中突體內(nèi)部時，算例飛機(jī)可以安全地滑躍起飛.

圖7 主要機(jī)艦參數(shù)的適配值集合

在適配值集合(圖7)中，取出當(dāng)參數(shù)m=22，24，26和27 t時參數(shù)δe和 θs的適配區(qū)域，來分析三者間的適配規(guī)律，如圖8所示.

圖8中深色部分為安全滑躍起飛的參數(shù)適配區(qū)域.其中，上邊線為飛行迎角的安全邊界，下邊線為航跡下沉的安全邊界，左、右邊線為俯仰角速度的安全邊界.即在滑躍起飛過程中，當(dāng)參數(shù)(m，δe，θs)越靠近圖8中上邊線，飛行迎角的最大值越大，并逐漸增加至 18°;當(dāng)參數(shù)(m，δe，θs)越靠近圖8中下邊線，航跡下沉量越大，并逐漸增加至3.048m;當(dāng)參數(shù)(m，δe，θs)越靠近圖 8 中左或右邊線，俯仰角速度的最大值越大，并逐漸增加至12(°)/s.

從圖8中可以看出，隨著飛機(jī)起飛質(zhì)量的增加，飛行迎角與航跡下沉的安全邊界逐漸靠攏，導(dǎo)致安全區(qū)域的面積逐漸縮小，并最終成為一個點，即為圖7中面A、B和D的交點，此時m=27.5 t，δe= －2.5°，θs=15.5°.因此，該算例飛機(jī)采用滑躍的起飛方式時，最大安全起飛質(zhì)量為27.5 t，與之適配的升降舵預(yù)置偏角是－2.5°，滑橇板出口角為 15.5°.

圖8 升降舵預(yù)置偏角與滑橇板出口角的適配區(qū)域

4 結(jié)論

在平靜海況的環(huán)境下，通過研究機(jī)艦參數(shù)變化對滑躍起飛安全性的影響，來分析主要機(jī)艦參數(shù)的適配規(guī)律，進(jìn)而迭代計算出它們的適配值集合.研究結(jié)果表明:

1)增加升降舵預(yù)置偏角和滑橇板出口角均可有效地抑制滑躍起飛過程中航跡下沉的現(xiàn)象.兩者的作用機(jī)理不盡相同:增加升降舵預(yù)置偏角，是通過調(diào)整飛機(jī)離艦后的姿態(tài)來建立起飛迎角，從而增加升力，抑制航跡下沉;加大滑橇板出口角，一方面可以提高飛機(jī)離艦前的俯仰角速度，建立起飛迎角，另一方面可以增大飛機(jī)離艦后的上升率，從而抑制航跡下沉.

2)升降舵預(yù)置偏角過大使得飛機(jī)離艦后迎角建立太快，導(dǎo)致阻力增加，空速下降，容易造成失速.

3)通過迭代仿真計算，可求出滑躍起飛時滿足起飛安全準(zhǔn)則的主要機(jī)艦參數(shù)的適配值集合.在此集合內(nèi)，隨著飛機(jī)起飛質(zhì)量逐漸增加，升降舵預(yù)置偏角與滑橇板出口角組成的適配區(qū)域的面積將逐漸減小，并最終成為一個點.該點對應(yīng)的是最大起飛質(zhì)量及與之適配的升降舵預(yù)置偏角和滑橇板出口角的值.

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(編 輯: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

航空科學(xué)基金資助項目(20081751026)

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