面向机舰适配的舰载飞机起降特性分析

王永庆， 罗云宝， 王奇涛， 张勇

1. 沈阳飞机设计研究所， 沈阳　110035

2. 海装飞机办， 北京　100071

3. 沈阳飞机设计研究所 总体气动部， 沈阳　110035



面向机舰适配的舰载飞机起降特性分析

王永庆1, *， 罗云宝2， 王奇涛3， 张勇3

1. 沈阳飞机设计研究所， 沈阳110035

2. 海装飞机办， 北京100071

3. 沈阳飞机设计研究所 总体气动部， 沈阳110035

摘要:机舰适配性是舰载飞机总体设计的核心内容之一，通常包括性能适配和保障适配两部分，是舰载飞机总体设计特有的阶段；其内涵是指舰载飞机充分、高效利用航母的特性，使用其设备和装置的固有能力。以舰载飞机的使用环境为切入点，定义了有人驾驶陆基飞机改舰载机设计所需考虑的机舰适配的诸多方面；以滑跃起飞/拦阻着舰型舰载机为实例，突出性能适配，对滑跃起飞和拦阻着舰的过程进行物理分解，探求舰机以及环境参数对其性能的影响，建立了相关性能的计算方法，并结合国外典型航母的数据进行了计算分析，定量评估了甲板风对滑跃起飞和拦阻着舰的作用。同时，从保证着舰安全性的角度给出了建议的着舰方式、标准拦阻程序和安全逃逸的最短甲板长度需求。最后，给出了滑跃起飞/拦阻着舰飞机设计的关注点。

关键词:机舰适配性； 滑跃起飞； 拦阻着舰； 甲板风； 舰载飞机； 航空母舰

自1910年Eugene Ely驾驶Curtiss飞机从“伯明翰”号巡洋舰上起飞，舰载航空已有百余年的历史且经历了巨大的发展，但在航母上使用飞机仍存在巨大的挑战：①航母甲板的着舰区长度只有陆基跑道长度的1/10左右、而且在飞机的起降过程中航母处于航行状态，存在着纵摇、横摇以及升沉等运动；②飞机着舰下滑时要穿过航母的舰尾流场，对飞机的航迹保持和姿态控制均造成不利影响[1-2]。飞机起飞着舰的安全性以及机舰适配存在一定的困难，为此要求在舰载飞机的总体设计阶段(概念设计和方案设计)对舰机相关的所有因素进行深刻理解和研究，在舰载机的总体设计过程中需将所有问题考虑在内，使其具有良好的机舰适配性，以充分发挥其作战效能[3-7]。

机舰适配性是指舰载飞机充分、高效利用航母的特性，使用其设备和装置的固有能力。基本的机舰适配要素包括：飞机重量、飞机下沉速度、飞机抗过载能力、飞机几何尺寸、擦地角、防侧翻角、停机站位系数；飞机的系留、发动机的更换和修理(R&R)、发动机检查、发动机的抗蒸汽吸入、舷外尾部长度、升降机的尺寸和载重；飞机的舰上起飞和回收性能、弹射杆、牵制杆、尾钩、飞机的舰上起飞和回收间隙、机库间隙、机库大门间隙、舰载机的回载能力要求等[8]。舰载机的起降特性适配是机舰适配的核心内容，是舰载机气动布局和方案优化阶段的主要工作之一，它直接决定了舰载机是否能够在舰上使用，并承担其任务使命。

飞机在航母上的起降有两种方式：①常规的起飞和着舰(CTOL)，要借助弹射和拦阻装置；②垂直/短距起飞和着舰(V/STOL)，即利用飞机的推力矢量实现垂直起飞或短距滑跑起飞以及垂直着舰。尽管飞机具备垂直起飞的能力，但为节省燃油和加大起飞载荷，通常采取的是短距滑跑起飞和垂直降落。对起飞而言，常规的飞机要么借助蒸汽弹射装置(未来或许采用电磁弹射装置)，要么在甲板上自助滑跑，依靠甲板末端专门设计的上翘甲板实现滑跃起飞[9-11]。

为实现舰载飞机的上舰使用，既要解决飞机的舰上起飞问题，也要实现飞机的舰上降落。比较而言，滑跃起飞相对简单，一般要求飞机的起飞推重比大于0.6，以保证其起飞加速能力；弹射起飞是依靠舰上的弹射装置对飞机进行加速，在有限的距离内达到离板速度。现代常规起降舰载机回收飞机的方式仅有一种，即拦阻着舰，通过在飞机后体增设拦阻钩与舰上拦阻索啮合，在有限的距离内阻止飞机运动，完成舰上回收。

本文给出为使陆基战斗机与滑跃起飞/拦阻着舰型航母相适配而进行的分析结果。以滑跃起飞开始，包括对甲板风效应以及离板后的半弹道轨迹的分析，以及借助拦阻装置实现飞机回收的描述，最后对研究中的发现加以总结。

1滑跃起飞性能

在零甲板风、航母静止和甲板水平的假定下描述舰载机的起飞过程。甲板末端上翘，完成滑跃起飞[12-13]。为便于分析，将起飞过程划分为两个阶段：常规的加速滑跑(平直甲板段)和受迫曲线运动(曲线甲板段)，直至飞机离开航母[14]，如图1所示。图中：O为滑跃起飞的起始点；s为滑跃斜板的平直段与曲线段的交接点，也是舰面坐标的原点；x轴平行于舰的龙骨方向，y轴垂直向上，z轴指向右侧；ρ为曲线段的曲率；e=5.6 ft(1 ft=0.304 8 m)为出板点距甲板平面的高度(相当于1.7 m)；L为飞机的气动升力；T为发动机推力；G为飞机的重力。

图1滑跃起飞示意图
Fig. 1Sketch diagram of ski-jump

1.1常规的加速滑跑

风轴下的甲板滑跑力学方程[15]为

(1)

式中：W为飞机重量；FR为机轮与甲板间的滚动摩擦力；N为甲板的法向作用力；D为飞机的气动阻力；θ0为机身参考线与甲板的夹角；ε为推力相对机身水平线的安装角；g为重力加速度;v为飞机离开斜板的速度。

对式(1)积分，得到

(2)

式中：LDeck为起飞可用甲板长度；vI为飞机进入斜板的速度。

假定无推力矢量，推力安装角很小且沿甲板滑跑的推力为常值，由此得到平均有效推力为

(3)

将滑跑末端的飞机速度为vI的动能与飞机的气动力和推力联系起来考虑，式(2)可改写为

(4)

对于通常的舰载飞机而言，式(4)的第2项很小，约占最终动能的2%。对于弹射起飞的状况，也采用同样的估值。由此，式(4)改写为

(5)

为在此阶段结束时获得最大的滑跑速度，通常飞机会采取轮挡或牵制措施，并将油门杆前推至军用推力或加力位置。最终的末速为[16]

(6)

1.2受迫曲线运动

飞机进入曲线段的方程[17-20]为

(7)

式中：R为曲线段的局部曲率半径；θDeck为曲线段的局部切线角。

(8)

(9)

式中：SSJ为滑跃甲板圆弧长度；θf为飞机出板角。

如果将滑跃甲板设计为圆弧，则有

SSJ=R θf

(10)

考虑到式(8)、式(9)以及气动阻力和滚转摩擦力的小量影响，对纵向力方程式(7)积分，得到

(11)

式中：vII为飞机离开斜板的速度。

由此得到

(12)

1.3甲板风的作用

在舰载飞机的使用中，必须要考虑风的效应。风源于自然风或航母的运动，甲板风是自然风速度与航母运动速度的矢量合成。考虑定常、平行于甲板方向的甲板风(不考虑垂直于甲板起飞跑道的侧风)。

1.3.1甲板风对常规的加速滑跑的作用

甲板风会导致气动力F增加：

(13)

式中：ΔF为飞机气动力增量；vWOD为甲板风。

升力的增加将导致甲板支撑力和摩擦力的减小，气动阻力增加，同时假定两种效应对消。

1.3.2甲板风对受迫曲线运动的作用

飞机进入曲线段时，甲板风会导致飞机空速和迎角的增大，如图2所示。图中：vT为考虑甲板风后的合成速度。由此，迎角的增量为

(14)

式中：θ为飞机沿斜板曲线的航迹角，离板时刻θ=θf。

图2滑跃起飞的甲板风效应：增加离板速度和起飞迎角
Fig. 2Wind-on-deck effect in ski-jump: increase in speed and angle of attack

由此升力会增加为

(15)

式中：S为机翼参考面积；CL为飞机升力系数；α为飞机迎角；α0为飞机基准迎角;ρ0为空气密度。

升力增量为

(16)

式中：ΔL为飞机气动升力增量。

在滑跃板的末端，有：θ=θf和v=vII，据此有

(17)

1.4滑跃起飞计算

以俄罗斯的Kuznetsov航母搭载苏-33飞机为例进行机舰适配性计算。为简化分析，假定航母的滑跃甲板为圆弧，飞机的迎角和甲板风限定如下：

α+α0=12°，vWOD=20kts

(18)

其中：1 kts = 0.514 444 m/s。

式(10)可改写为

(19)

机舰适配评估的原始数据如下：

据此输入数据，计算得到：

vI=48.9 m/s；vII=55.5 m/s；

由式(17)可知，飞机迎角的增加源于出板角和甲板风的共同作用。当飞机从斜板上起飞并突然跃入自由空气中时，飞机的升力与重力不能达到平衡状态，而其目标是在斜板的末端要具有合适的速度和迎角，因此极有可能的情况是飞机处于欠升力状态。设计目标是通过保持发动机的推力，使飞机纵向不断加速，在此之前，飞行员几乎不必操纵飞机。可以接受的机舰适配意味着：在飞机的高度降低到一定的安全阈值之前，飞机的速度可以达到最小的平飞速度。

2飞机的回收和拦阻

如图3所示，当飞机向航母进近时，需以定常的速度v跟踪给定的下滑道。运动方程为

(20)

式中：γ为下滑道角度，同时也是飞机的飞行航迹角。

假定所有的角度都是小量，即

(21)

而且在力的幅值上，满足：

L～T～W>>D

(22)

垂向平衡方程式(20)可简化为

(23)

式中：下标ref代表各种需要考虑的情况，包括复飞、上仰等，以确定最合适的值。需要注意的是，舰载飞机要求采用动力进近，一旦钩锁失败，需加

图3着舰下滑飞行的受力与姿态
Fig. 3Airplane forces and attitude in descending flight

速离开，进行逃逸。

2.1着舰甲板风

将航母的船速与自然风合成以获得一定方位的甲板风是可能的。平行着舰区中线的风称为回收头风(RHW)，如图4所示，采取适当的航向χ，进近的飞机可获得零侧风和最大的回收头风，以改善回收状态。

图4追尾着舰
Fig. 4Ramp pursuit scheme

(24)

式中：vwind为自然风速；Ψ为斜角甲板角度；vtrap为拦阻速度；vship为航母航速。

在这种状态下，飞机似乎是追着航母的尾坡飞行，因而将这种进近称为尾追进近模式。这种方式有助于最小化舰尾漩涡：即上层建筑(舰岛)引起的紊流与飞机航迹的相交部分。

如果航母沿自然风航行，经船速与自然风合成的甲板风将沿舰的纵轴从舰艏扫掠过甲板，到达舰尾。此时飞机有两种着舰方式加以选择：有侧滑或无侧滑着舰(对于无侧滑着舰，相对于舰上的人而言，飞机似乎是追着舰艏飞行，所以也叫追艏着舰)，如图5所示。对于有侧滑的进近，飞机机翼无法保持水平，这对于舰载机的飞行是一个缺点。

图5侧滑追艏飞行和无侧滑追艏飞行
Fig. 5Bow pursuit flight with and without skiing

水平面的侧滑角β1为

(25)

式中：γ此处为飞行航迹角。依据海军手册NAVAIR00-80T-105，美军优选追尾进近模式，为此要求在飞机着舰过程中，航母要保持适当的航向和速度。

2.2拦阻能量分析

考虑航母沿自然风航行、飞机无侧滑的进近模式(机翼保持水平)。飞机与航母纵轴形成的角度Ψ、飞行航迹角γ与光学下滑道角度φ是不同的，如图6所示。图中：vsink为飞机的下沉速度；同时定义新的术语：拦阻速度vtrap和啮合速度vengaging，其中拦阻速度是指飞机相对于斜角甲板的飞行速度，啮合速度是拦阻速度在甲板上的投影，即直接参与拦阻物理过程的速度。

图6下滑飞机运动学分析
Fig. 6Kinematics of an airplane descending to a moving angled deck

(26)

啮合速度与拦阻速度之比为

(27)

式中：φ为光学助降装置的下滑道角度，它是飞机最终进近的主要参考装置。光学下滑道角度φ与航迹角γ之间的关系为

(28)

(29)

它将被飞机的起落架和拦阻装置吸收，即

(30)

由于甲板风的作用，拦阻装置吸收的能量会减小，有

(31)

但是，在拦阻过程中，发动机的推力也在做功，因此，拦阻装置吸收的总能量为(忽略气动阻力和摩擦力的做功)

(32)

由此得到拦阻机构吸收的总能量为

(33)

2.3有关安全回收的考虑

航母的拦阻装置由横跨着舰区域的拦阻索和过渡缆绳组成。依飞机的气动和控制特征不同，飞机以不同的速度和姿态向航母进近。图7中展示了飞机进近运动中的两个关键变量：钩眼距(H/E)和钩坡距(H/R)，用于保证飞机至少与一条拦阻索(CDP)啮合。改进的菲涅尔透镜(IFLOLS)的角度设置应考虑对钩眼距和钩坡距的影响。除了水平运动，上文的描述都是针对静止的航母而言的。然而，实际的飞行会遇到各种海况，必须保证飞行的安全。例如，按美军的海军手册，美军的航母在俯仰和升沉方向上很少超过以下数值：

Δθ=±1.5°；Δz=±5.5ft

(34)

式中：Δθ为舰的纵摇角增量；Δz为舰的升沉增量；1 ft = 0.304 8 m。

图7飞机进近运动
Fig. 7Airplane approaching to a deck in motion

上述航母的运动，导致拦阻钩的触舰点(HTDP)有一定的不确定性。图8为甲板的纵摇角对触舰点的影响，图中：d为舰的俯仰力臂，即从舰的质心到理想触舰点(2号和3号索之间)的距离。

图8甲板的纵摇角对触舰点的影响
Fig. 8Effects of deck pitch angle on touch down point
location

考虑到在着舰阶段的最后数秒内，飞行员不再操纵飞机改变航迹，则依据图8的几何关系，有

(35)

依据美军的手册，取d= 137.5 ft，同时考虑式(34)和式(35)的结果，得到

(36)

斜角甲板的布局允许同时完成起飞和回收作业[22-23]。

2.4拦阻装置分析

当飞机与拦阻索啮合时，包含拦阻力FTow的纵向力方程为

(37)

对式(39)进行积分：

(38)

式中：Rstroke为拦阻装置的动力冲程。

美军的MK7-3拦阻装置的动力冲程为

(39)

拦阻装置的动态性能是依据即将回收的飞机而调整的。根据MIL-HDBK-2066(AS)给出的拦阻力图表，给出了最大拦阻力的统计值，可用于拦阻钩和飞机结构的精细化设计。对应一定的推重比和啮合速度为

(40)

例如：对于最大回收重量Wmax=4 000 Ibf(1 Ibf=4.45 N)；啮合速度vengaging=140 kts的情况，MIL-HDBK-2066(AS)给出的最大拦阻力[23]为

(41)

形成的最大过载系数为

(42)

2.5逃逸推力估算

假设逃逸飞机为定常加速、忽略推力安装角、飞机阻力和甲板的摩擦力：

(43)

3结论

从性能适配的角度对舰载机的滑跃起飞、拦阻着舰以及逃逸过程进行了详细的分析，参照美军航母及俄罗斯航母的统计数据给出了算例。舰载机的起降与与陆基起降不同：原因在于可用的跑道长度以及航母的纵向运动、俯仰和升沉、舰尾流的干扰、海面诱导的大气紊流、着舰下滑道的角度。藉此研究，梳理了滑跃起飞/拦阻着舰过程的主要影响参数及其效应，形成以下结论：

1) 滑跃起飞依赖飞机本身的推重比、升力系数和翼载荷，以及在15°～21°间的飞机姿态稳定性。飞机的起飞推重比应与可用的甲板长度和滑跃甲板相适配。起飞最小推重比应大于0.6，最佳的滑跃斜板角度在12°～16°之间。

2) 飞机的进近速度应综合考虑飞机的低速操纵品质、拦阻装置的能力以及甲板风等因素确定。

3) 航母的升沉、纵摇和横摇运动会导致钩坡距发生变化，影响着舰安全，导致理想触舰点发生巨大的纵向偏移，使拦阻钩无法与目标拦阻索啮合。

4) 舰载机的起降均应考虑甲板风效应。滑跃起飞时，甲板风会使飞机的迎角增大；拦阻着舰时会减小拦阻装置的能量吸收，降低对拦阻装置的要求。

5) 滑跃起飞与弹射起飞是不同的能量转化过程。滑跃起飞时飞机的离板速度更低，需要实现势能(损失高度)向动能(换取速度)的转换，而弹射起飞，依靠弹射装置的助推，飞机的离板速度较大，需要实现动能向势能的转换，以速度换高度，实现爬升[24]。

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王永庆男， 研究员， 主要研究方向： 飞机总体布局、舰载机总体设计。

Tel: 024-86368106

E-mail: wangyongqing601@sina.com

Received： 2015-10-31; Revised: 2015-11-10; Accepted: 2015-11-17; Published online: 2015-11-24 15:45

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151124.1545.004.html

Carrier suitability-oriented launch and recovery characteristics of piloted carrier-based aircraft

WANG Yongqing1, *， LUO Yunbao2, WANG Qitao3, ZHANG Yong3

1. Shenyang Aircraft Design Institute, Shenyang110035, China 2. Aircraft Division, Naval Material Institute, Beijing100071, China 3. Concept Design Department, Shenyang Aircraft Design Institute, Shenyang110035, China

Abstract:Carrier suitability is a particular integral of carrier-based aircraft design including two items, aircraft performance compatibility and shipborne supportability. Its essential refers to the inherent capabilities of carrier-based aircraft to utilize fully and efficiently the characteristics, facilities and equipment of the carrier. Starting from the analyses of carrier-based aircraft operational environments, the items for a good carrier suitability is first defined at home in this paper. After that, based on the situations of making the land-based aircraft compatible with ski-jump and arresting devices, focusing on the flight performance the process of recovery and launch is physically described, which is identified as two phases: flat deck run and cured deck run, and the quantitated effects of wind over deck on the take-off and landing based on the data from foreign aircraft carrier. Meanwhile, from the viewpoint of safe recovery, landing pattern, standardized recovery procedure and the minimum length for aircraft bolter are all proposed. A last section is devoted to the relevant items concerning ski-jump and catapult launch aircraft served for aircraft carrier.

Key words:carrier suitability; ski-jump; arresting landing; wind over deck; carrier-based aircraft; aircraft carrier

*Corresponding author. Tel.： 024-86368106E-mail: wangyongqing601@sina.com

作者简介：

中图分类号：V119

文献标识码：A

文章编号：1000-6893(2016)01-0269-09

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0309

*通讯作者.Tel.： 024-86368106E-mail: wangyongqing601@sina.com

收稿日期：2015-10-31; 退修日期: 2015-11-10; 录用日期: 2015-11-17; 网络出版时间: 2015-11-2415:45

网络出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151124.1545.004.html

引用格式： 王永庆， 罗云宝， 王奇涛， 等. 面向机舰适配的舰载飞机起降特性分析[J]. 航空学报， 2016， 37(1): 269-277. WANG Y Q, LUO Y B, WANG Q T, et al. Carrier suitability-oriented launch and recovery characteristics of piloted carrier-based aircraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 269-277.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn