使用環境對艦載飛機重量的影響研究

馬界祥，段瓊，王丑丑

（中航工業第一飛機設計研究院，西安710089）

環境適應性設計與分析

使用環境對艦載飛機重量的影響研究

馬界祥，段瓊，王丑丑

（中航工業第一飛機設計研究院，西安710089）

目的尋求艦載飛機與陸基飛機的重量關系，評估在艦面使用環境條件下艦載飛機的增重代價。方法根據重量設計分析方法，確定研究對象，建立艦載機、陸基飛機的主要特征重量分析函數，求解函數中的相關參量，進而計算艦載機相對陸基飛機的重量增量。結果相同空機重量時，艦載機比陸基飛機的最大起飛重量要減小11.3%～12%；相同最大起飛重量時，艦載機比陸基飛機的空機重量要增大12.1%～12.9%。結論基于重量函數的綜合分析方法，可以全面考慮使用環境條件對艦載機重量影響的諸要素，其分析結果能夠滿足艦載機重量設計分析的需要。

艦載飛機；陸基飛機；使用環境；重量函數

艦載飛機是以航空母艦為基地進行起降、使用、維護、存放的飛機。由于使用環境條件的限制，艦載飛機除要滿足陸基飛機的要求外，還應滿足艦面使用條件的特殊要求：其一是在艦面起降、存放、保障等的適配性要求，其二是海上環境條件下的使用要求。由此也構成了艦載機有別于陸基飛機的獨特研制標準。

艦載機使用環境的特殊性，使其與陸基飛機在總體設計、發動機、結構、系統等方面存在較明顯的設計差異，如總體方案與翼載荷、發動機推力與抗進氣畸變能力、結構承受艦面起降沖擊載荷及幾何尺寸適配性與抗腐蝕能力、系統的附加功能及電磁兼容性等。因而艦載機的設計使用要求更為嚴酷，其翼載荷、推重比發生變化，飛機重量也將隨之變化，致使重量設計成為其成功研制的關鍵。

當前艦載機與陸基飛機的重量關系研究引起了高度關注，常采用的一種研究方法是：以付出的重量代價為基礎，分析陸基飛機演化為艦載機時其更改變化部分的總體重量增長因子，進而求出艦載機相對陸基飛機的凈增重[1]。另一種方法是對艦載機的主要增重要素逐一分析，通過進一步分析修正獲得其重量增加量，但一般僅限于對具體機型的詳實分析[2]。也有進行艦載機總體參數與使用條件的優化分析，以探討艦載機設計的最小重量代價[3]。

文中通過建立艦載機、陸基飛機各自主要特征重量間數學關系的分析方法，引入設計分析條件，確立艦載機、陸基飛機間的重量變化量。該分析綜合考慮了使用環境條件對艦載機重量影響的各相關要素，剝離了某些現有機型改為艦載機時附加的與艦面使用無關的設計更改，其方法和結果對艦載機重量設計、改型設計和重量技術研究具有重要使用價值。

1 使用環境條件

艦載機在航母上的起飛和降落不但受航母自身條件的限制，而且也受很多其他條件的制約。如海上環境、天氣、海況、電磁環境等，從而導致了艦載機與陸上起降飛機的顯著差異。

艦載機的起降平臺——航空母艦，是海上六自由度運動的艦體，艦體雖然龐大，但是可供艦載機起飛、著艦的跑道長度極其有限。目前世界上大型的航母甲板總長度也不過三百多米，而能夠供艦載機起飛、著艦使用的只有其中的100 m左右，起降條件嚴酷、精度要求高。同時，艦載機彈射起飛/著艦攔阻引起的縱向/法向過載是陸基飛機的3～4倍。

在艦載飛機彈射起飛時，發動機進氣道靠近彈射滑軌，發動機會吸入彈射器泄露的過熱蒸汽，導致發動機喘振裕度大大降低或進入喘振狀態。其次，航母航行時各部分帶出紊流，造成進氣壓力畸變，對發動機工作特性及飛機氣動特性造成不利影響。艦載機還要在航母上完成各種艦面操作，航母空間尺寸對其造成限制。航母機庫的面積、甲板艙門和升降機的尺寸，都成為限制艦載機外形設計的因素，否則飛機將無法在艦上使用。其維護、裝彈等操作也不像陸基飛機那樣方便。

艦載機長期受海上高溫、高濕、高鹽霧、霉菌等嚴重腐蝕環境，以及大風、艦上煙囪和飛機排出的廢氣中所含的硫、氮、氧化物、氯化物、硫酸鹽等對機體的危害。廢氣與海洋煙霧組合成pH值達到2.4～ 4.0范圍的高酸性潮濕液膜。在這樣的外界環境下，對機體、系統、設備均會造成嚴重的腐蝕，如點蝕、絲狀腐蝕、晶間腐蝕、應力腐蝕和氫脆[4]等。海浪會引起航母橫搖、縱搖、艏搖、橫蕩、縱蕩、垂蕩運動，以及艦首的上洗氣流、艦尾的尾流等，會對飛機飛行姿態、操穩特性、起飛著艦的精準度等產生影響[5]。飛行甲板附近存在的甲板風、空氣渦流、海霧等造成的低能見度，以及雷暴天氣、海鳥等因素的影響，會威脅飛行安全[6]。

航母上工作空間小、功能復雜、電子設備密集，艦上設置有大量的指揮、控制、導航、探測、通信等設備，其電磁環境非常復雜。艦載機位于艦面上時，離這些大功率的電磁輻射源很近，機上的電子系統極易受到外界的干擾。同時飛機自身因艦面起降、使用而增配了相應的電子設備，以及艦上密集存放、工作的不同機型之間的電磁干擾，將不可避免地處于強電磁環境下。

總而言之，艦面環境、海上環境、電磁環境構成了艦載機特殊的設計、使用條件與要求。

2 對飛機的影響因素分析

針對艦載機的使用環境條件，根據有關規定，艦載機的安全彈射起飛標準為：艦載機由離艦轉入爬升過程中最大下沉量不得大于10 ft（3 m）；下沉量最低點應保持不小于0.04 g～0.065 g的縱向加速能力。復飛要求為：當飛機攔阻鉤掛攔阻索失敗后，要立即復飛，在預定的復飛操縱下，飛機通過航母艦尾時的高度應達到安全余量的要求。即飛機在著艦重量狀態下開始加速，在5～8 s內，具有從著艦狀態進入比原來下滑軌跡高15 m的新下滑道上的能力[7]。

艦載機要在航母甲板上起降，必須具備優良的飛行品質。其在小速度飛行時的安定性和操縱性必須滿足在艦上起降的要求。在艦上起降過程中，飛機的速度較小，而飛機的舵面操縱效率又與飛行速度直接相關，舵面效率隨速度的減小而降低。當受到使用環境條件影響時，如果飛機的安定性以及各活動翼面的操縱能力不足，將難以確保精確、穩定的飛行。因此艦載機對起飛、降落和小速度機動的飛行品質要求尤為苛刻。

為滿足環境條件、安全起飛的標準、復飛及飛行品質要求，在艦載機總體設計時就要考慮所有相關的約束條件，必須在各設計要求之間進行權衡。經綜合分析，上述因素對艦載機的具體設計影響體現在如下方面。

1）總體設計：為滿足起降距離短、復飛要求高之規定，并進一步降低著艦速度，協調好高速飛行與短距起降之間的矛盾，在布局設計上常采用增大機翼面積、設置高效增升裝置（如襟翼/縫翼）等措施，以提高飛機升阻比。同時，增大操縱面面積以滿足飛機的操穩特性要求，并在飛機布局設計上充分考慮與航母的適配要求[8]。

2）發動機：與陸基飛機相比，艦載機發動機應具有比陸基飛機更大的推力、加速性能，即采用更大推力的發動機并具備更強的抗過載和抗沖擊能力。飛機離艦時的末速度、下沉量、起飛重量受發動機推力的影響，發動機推力降低會減小末速度、起飛重量，并使下沉量增加，一般艦載飛機的發動機推力要增大10%～20%。發動機也要有較強的抗進氣畸變能力。為防止大氣、煙霧、潮濕和霉菌的腐蝕，必須使用先進的耐腐蝕、耐高溫材料與保護涂層。

3）起落裝置：艦載機彈射起飛時，在不足百米的距離內飛機一般要被加速到220～300 km/h，飛機結構所承受的過載可達5 g。前起落架上要設有供彈射用的牽引桿和牽制桿。彈射加速時所受的巨大沖擊力基本都由前起落架承受，飛機在彈射后建立起飛所需的迎角也是前起落架設計需考慮的問題（采用突伸機構）。降落時，決定起落架結構強度的主要參數是飛機使用下沉速度，艦載機的下沉速度是陸基飛機的2倍左右，而在攔阻索的作用下，飛機要在約2 s內將速度降到0，起落架和尾鉤受到很大的沖擊力。

4）機體結構加強：起飛、著艦過程中縱向、垂向過載大，按結構傳力路線分析，即使在外形基本不變的情況下，艦載機許多結構部位都需要加強。如攔阻鉤和起落架加強后，與之相連的機體也必須加強，這會對全機重量產生影響。攔阻索產生多大的拉力，攔阻鉤也要承受多大的載荷并將其傳給機身，則尾鉤與后機身的結合部位需要加強。

5）機翼折疊(折轉)：為減小艦載機在艦面和機庫內的停放空間，便于在甲板上牽引和用升降機挪移，大部分固定翼艦載機的機翼外翼段、尾翼都需要折疊(或折轉)，機翼是飛機承力的主要部件之一，結構復雜，且內部有許多導管、導線，不但要滿足折轉處的結構強度要求，還需確保機翼內各系統在復位后仍能可靠地工作，而且機翼折疊和展開的時間要盡量短。

6）系統設備及電磁兼容性：艦載機的機械環境條件、抗腐蝕及三防要求、電磁兼容性要求等更為嚴苛。為滿足這些要求，系統設備需進行防護、加固設計。同時，與陸基飛機相比，艦載機配備的航電設備更多，如需增加著艦引導設備等，以滿足與航母上助降裝置間的信息傳遞。

7）飛機的裝載特性：不同的裝載狀態，飛機重量、重心不同，這會對彈射特性造成很大影響。在同樣彈射力時，飛機重量越重，彈射末速度越小，下沉量越大。飛機重心位置也會對彈射性能造成影響，在其他條件相同的情況下，通常飛機重心越靠前，彈射后的下沉量也就越大[9]。

8）防腐蝕設計：為了適應海上使用環境，增強飛機的抗腐蝕能力，需要選用抗腐蝕性好的金屬/非金屬材料，如鋁鋰合金、鈦合金、不銹鋼、陶瓷基復合材料、碳纖維復合材料、聚芳酰胺纖維復合材料、硼復合材料等。部分常用的航空材料、工藝和結構則不得不放棄或限制使用，例如，鎂合金是一種比重很輕的金屬材料，但抗腐蝕性能較差，基本上不能用于艦載機。防腐蝕措施還有加強關鍵部位、重要元件的密封和防潮，涂敷防腐劑和防銹涂料等。

9）其他影響：還應滿足駕駛艙視界、系留設計、應急放油、維修性等特定要求[10]。

3 艦載機重量增長研究

3.1 現有艦載機的增重狀況

相對陸基飛機而言，艦載機受艦面環境、海上環境、電磁環境等使用條件的限制，對其總體布局、發動機、起落裝置、機體結構、系統設備及電磁兼容性、裝載特性、防腐蝕設計等提出了特殊的設計要求，從而對飛機重量產生了直接影響[11]。再加上其航程及留空時間一般比陸基飛機要求高，帶來飛機總重增加，飛機性能變化較大。國外曾有艦載飛機因重量超重而被迫停產的例子。20世紀60年代中期，美國通用動力公司研制的艦載型F-111B飛機首飛后因結構超重，無法滿足使用要求，于1968年被迫停產，此后導致了F-14飛機的誕生。法國將英、法兩國合作研制的超音速攻擊-教練機改為單座艦載攻擊機“美洲虎”M，只制造了一架原型機，1969年11月開始試飛，發現重量較大，與“軍旗”Ⅳ相比性能改善有限。1973年，法國政府選中了“軍旗”Ⅳ的后繼機“超軍旗”，同年，法國海軍決定將“美洲虎”M停產[12]。

F-18A是美國海軍的多用途戰斗/攻擊機，F-18L是其對應的陸基型。二者相比，F-18L裝有更輕的起落架（無彈射桿）、不可折疊機翼、更輕的攔阻機構和簡化的電子設備，一些部位減小了縱梁和隔框的厚度，取消了機翼和平尾上的鋸齒。F-18A為雙輪式前起落架，F-18L為單輪前起落架；F-18A采用機翼內部整體油箱，F-18L為機身油箱；其外掛點位置也有所不同[13]。兩種飛機有71%的部件是相同的，還有90%的重要系統相同。這些差別導致F-18A重量比F-18L空機增加約1360 kg，其中起落架重量增加約475 kg，機翼折疊增加液壓收放裝置和加強機翼折疊處的結構重量增加90 kg，其他為機體加強、電子設備、電磁兼容、防腐蝕設計的重量增量[14]。

蘇-33艦載戰斗機是在蘇-27的基礎上改進發展而來，加裝了鴨翼，構成三翼面布局。蘇-33換裝的AL-31K發動機比蘇-27的AL-31F發動機推力增加約11%，并提高了海上高腐蝕環境的使用性能。為增加升力，機翼面積從原來的62m2改為67.84m2，在外翼內側安裝有機翼折疊機構，機翼后緣半翼展的整體式襟副翼改為機翼內側的2塊雙開縫增升襟翼，在靠近翼尖處設置有副翼。為滿足著艦時沖擊過載要求，蘇-33機體主要承力部件進行了加強。前起落架由蘇-27的單輪式改為雙輪式，加強了起落架結構和液壓減震系統，加裝了攔阻鉤，使其可承受著艦時高達7 m/s的下沉率。同時蘇-33取消減速傘并采取了機體防腐蝕措施，電子設備進行了適應性更改等。這些更改導致蘇-33空機重量比蘇-27增加約2200 kg，最大起飛重量也由30 000 kg增加到33 000 kg[15—16]。

F-35是美國洛克希德·馬丁公司設計生產的多用途戰斗攻擊機，有F-35A，F-35B，F-35C三種型別，分別為常規起降型、短距起飛垂直著陸型和艦載型。F-35A采用F135-PW-100渦扇發動機，F-35C采用F135-PW-400發動機。艦載型與常規起降型相比，機翼和平尾面積增大，翼展由10.7 m增加到13.1 m（折疊后為9.13 m），機翼面積由42.7m2增加到62.1m2，平尾展長由7.01 m增加到7.92 m，起落架進行了加強，增加了機翼折疊，增大了副翼，加裝了受油裝置。這些差異使艦載型相對常規起降型重量增加約2500 kg，機內燃油重量增加約800 kg[17—18]。

3.2 艦載機增重分析研究

從一些現有艦載機相對其陸基飛機的重量變化可以看出，艦載飛機為滿足艦面及海上使用環境要求而付出的重量代價是極其顯著的。重量到底會增加多少，因不同的飛機研制需求的差異，或一些型號由陸基飛機演變為艦載機的過程中附加了其他功能/性能要求。若直接采用某些具體型號案例來研究，不同機型得出的結果會產生較大的差異或出現較大的波動，從而難以直接為其他型號所借鑒。

為研究僅使用環境條件對艦載飛機的重量影響，須首先確定研究對象。在飛機一系列特征重量中，將其中最關鍵的空機重量和最大起飛重量作為研究對象；然后開展陸基飛機、艦載飛機的重量特性分析，尋求二者的重量規律；建立其重量關系方程并確定影響因子；進而開展以影響因子為參量的重量差異分析。

根據重量分析理論，最大起飛重量與空重的關系采用乘冪函數來表征。

陸基飛機的最大起飛重量與空重的關系式表示為：

艦載機的最大起飛重量與空重的關系式可表示為：

分成兩種情況來分析，第一種情況，當陸基飛機與艦載機空機重量相同時，求解二者最大起飛重量的函數關系；第二種情況是，當陸基飛機與艦載機最大起飛重量相同時，求解二者空機重量的函數關系。

當陸基飛機與艦載機空機重量相同時，由上式推導可得，

當陸基飛機與艦載機最大起飛重量相同時，由式（3）推導可得，

圖1 艦載機、陸基飛機的最大起飛重量與空重的關系

由圖1中分析得到的A，B，C，D參量，代入式（3）、（4），可分別求得：當陸基飛機與艦載機空機重量相同時，其最大起飛重量的增加量；當陸基飛機與艦載機最大起飛重量相同時，其空機重量的增加量。圖2、圖3分別繪制了艦載機相對陸基飛機的最大起飛重量、空機重量的變化曲線。

從圖2可見，在空機重量相同時，以陸基飛機最大起飛重量（即影響因子）為基礎，艦載機與陸基飛機的最大起飛重量差量隨著其增大而有所增大，在常用的最大起飛重量區間內，艦載機比陸基飛機的最大起飛重量減小約11.3%～12%。

圖2 艦載機相對陸基飛機的最大起飛重量變化量（相同空機重量）

圖3 艦載機相對陸基飛機的空機重量變化量（相同最大起飛重量）

從圖3可見，在最大起飛重量相同時，以陸基飛機的空機重量（即影響因子）為基礎，艦載機與陸基飛機的空機重量差量隨著其增大而有所增大，在常用的空機重量區間內，艦載機比陸基飛機的空機重量要增大約12.1%～12.9%。

4 結語

文中根據使用環境條件對艦載機設計的影響因素，依據重量綜合評定理論，提出了艦載機相對陸基飛機重量增長的分析方法，并對最大起飛重量、空機重量的變化量進行了分析評估。該研究將艦載機特定設計要求與其具體重量特性相銜接，有助于提升艦載機重量設計分析能力，也可為一機多型的方案重量研究提供支持。

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Influences of Service Environment on Weight of Carrier-based Aircraft

M A Jie-xiang,DUAN Qiong,WANG Chou-chou
(AVIC The FirstAircraft Institute,Xi'an 710089,China)

ObjectiveTo find out the weight relation between carrier-based aircraft and land-based aircraft and evaluate its weight penalty of using carried-based aircraft in shipboard environment.MethodsAccording to weight analysis method,the object of study was determined,the main characteristic weight functions of carrier-based aircraft and land-based aircraft were constructed respectively,relevant parameters in the functions were solved,and then characteristic weight increment between carrier-based aircraft and land-based aircraft was calculated.ResultsThe maximum take-off weight of carrier-based aircraft was 11.3 to 12 percent less than that of land-based aircraft at the same empty weight.The empty weight of carrier-based aircraft was 12.1 to 12.9 percent more than that of land-based aircraft at the same maximum take-off weight.ConclusionAll service environment influence elements on carrier-based aircraft weight was considered by the integrated analysis method based on weight function,the result can satisfy the need of the carrier-based aircraft weight design and analysis.

carrier-based aircraft;land-based aircraft;service environment;weight function

10.7643/issn.1672-9242.2017.07.011

TJ85

A

1672-9242(2017)07-0056-05

2017-03-15；

2017-04-15

馬界祥（1969—），男，西安人，研究員，主要研究方向為飛機總體與重量設計。