艦載機滑躍起飛動力學與運動學特性

王永慶，于浩，施巖

航空工業沈陽飛機設計研究所，沈陽 110031

固定翼艦載機的起飛方式是基于國家戰略和技術體系的綜合選擇，對于不同類型的航母，艦載機的起飛方式也不同，目前艦載機在航母上起飛的方式主要有：滑躍起飛、彈射起飛和垂直/短距滑跑起飛3種[1-3]。其中滑躍起飛是指艦載機先依靠自身動力在航母水平甲板上滑跑，后經航母艦艏斜曲面甲板(又稱滑跳式甲板和滑橇式甲板)，使艦載機在離艦瞬間被賦予一定的航跡傾斜角和向上的垂直分速度，從而躍入空中，實現離艦起飛[4]。

受航母甲板起飛條件與海上復雜工況的影響，艦載機滑躍起飛的動力學和運動學特性分析與設計比常規陸基起飛飛機更加復雜，是艦載機設計的重點和難點之一，但其基本手段與陸基起飛飛機是相通的，包括理論計算、數值與人在環仿真以及飛行試驗等[5-8]。而滑躍起飛動力學與運動學特性影響因素的梳理及需重點關注問題的識別分析是實施上述手段，開展艦載機滑躍起飛動力學與運動學設計的前提。在介紹滑躍起飛的發展現狀及趨勢后，對影響滑躍起飛動力學、運動學特性的關鍵因素進行了全面和系統的討論。

1 滑躍起飛技術的現狀及發展趨勢

1.1 發展現狀

滑躍起飛技術是在20世紀70年代中期發展起來的，最早由英國海軍軍官道格拉斯·泰勒發明，并最先將該技術應用在“無敵級”航母上，使得“海鷂”式垂直/短距起降飛機的起飛重量、載彈量、作戰半徑均得到較大提升，從而增強了其作戰效能[9]。意大利和印度等國海軍也隨后效仿，采用了滑躍起飛技術。20世紀80年代末，俄羅斯海軍將空軍型戰斗機蘇-27、米格-29和攻擊機蘇-25進行了少量改進后，利用滑躍起飛技術，成功地使上述三型飛機實現航母起降。幾乎與此同時，美國海、空軍也專門建立了斜板起飛跑道，使用F-14型艦載戰斗機和F/A-18型艦載戰斗/攻擊機以及F-15型戰斗機進行了滑躍起飛試驗，以研究滑躍起飛技術帶來的收益，并探索陸基常規跑道遭破壞后，利用上翹斜板進行短距緊急起飛的可能性。20世紀90年代定型的蘇-33艦載機也采用滑躍起飛技術[10-11]。

目前國外采用滑躍起飛技術的國家有英國、俄羅斯、法國、西班牙、意大利、印度和泰國等。采用滑躍起飛技術的典型航母信息[12-15]如表1所示。

表1 采用滑躍起飛技術的典型航母信息匯總[12-15]

1.2 發展趨勢

1) 滑躍起飛仍是未來重要的起飛方式

20世紀90年代以前采用滑躍起飛技術的航母均為小型航母，其艦載機數量和種類有限，限制了航母的遠洋作戰能力。但這主要是受到航空技術本身發展程度的制約，并不影響滑躍起飛技術的先進性。隨著航空技術的發展，推重比接近或超過1.0的高性能飛機涌現，其起飛加速性優良，僅借助斜板即可安全、可靠起飛。1991年服役的“庫茲涅佐夫”號航母采用12°斜板使得蘇-27等重型飛機能夠順利起飛，顯示出強大生命力[11]。

2) 發展主動躍升式起落架起飛方式

該種起飛方式主要依靠艦載機的特制起落架。這種起落架可通過電磁閥的通斷，將高壓氣瓶中的氣體充入起落架的氣腔，從而使前起落架突然伸展，為飛機產生抬頭力矩。

采用這種方式起飛時，飛機首先按常規方式滑跑到遠低于通常抬前輪速度的特定速度，然后前起落架躍升裝置開始工作，使得飛機前機身抬起，迎角增大，當飛機升力大于重力后飛機便躍起升空。

這種起落架系統靈活方便，可安裝于現有飛機的起落架系統上以改善起飛性能，具有可縮短起飛滑跑距離(可達50%以上)，提高有效載荷(達25%以上)等優點，因此得到美國、法國等國家的重視，如美國在F-5A戰斗機和T-38超聲速教練機的前起落架上分別進行過實驗室試驗、方案論證和高速滑行試驗，結果表明該起飛方案有進一步研究價值[16-19]。

3) 發展彈射/斜曲面甲板綜合起飛技術

滑躍起飛容易實現，但對飛機起飛重量限制較大；彈射起飛允許更大起飛重量的飛機起飛，但技術復雜，且彈射系統的質量和體積較大。

彈射/斜曲面甲板綜合起飛技術將彈射起飛和滑躍起飛的優點相結合，在平直甲板安裝彈射器，在彈射沖程末端安裝斜甲板，在彈射起飛基礎上，借助斜甲板輔助作用，降低對彈射器的功率需求。研究表明，同等條件下，采用此種起飛技術能降低彈射器所需做的功，增加最大起飛重量，但要求起落架具有更高的強度[20]。

2 滑躍起飛過程及動力學和運動學特性

2.1 滑躍起飛過程

根據滑躍起飛特點，其過程可分為5個節點，4個過程。

1) 節點1：嚙合

飛機主起落架輪胎與止動輪擋嚙合(抵住)。重點關注：飛機被抵住后的響應及嚙合受力特性。

2) 過程1：起滑準備

飛行員將油門桿調整至指定推力位置(最大狀態或OP狀態)，將操縱桿調整至指定配平位置(平尾配平位置)。重點關注：發動機狀態是否穩定，以及平尾配平位置是否滿足要求。

3) 節點2：釋放

止動輪擋前翻，飛機開始滑跑。重點關注：止動輪擋載荷突卸后，飛機的響應狀態。

4) 過程2：平直甲板滑跑

飛機在自身推力的作用下，沿平直段甲板滑跑加速。重點關注：飛機的加速特性(縱向過載)，以及飛機的姿態(含方向穩定性)。

5) 節點3：上板

在平直段甲板末端，飛機滑入斜甲板。重點關注：甲板型線/曲率變化對飛機(起落架系統)的沖擊特性，以及飛機在沖擊載荷作用下的姿態響應特性[21]。

6) 過程3：斜甲板滑跑

飛機在自身推力的作用下，沿斜甲板滑跑加速。重點關注甲板型線/曲率變化對飛機姿態的影響[22]。

7) 節點4：離板

飛機滑跑至甲板末端，在自身推力作用下離板。重點關注：飛機離板瞬間的速度特性，以及飛機離板瞬間的姿態特性(角度、角速度)。

8) 過程4：離板飛行

飛機依靠自身推力，離板飛行并建立姿態。重點關注：飛機加速特性(縱/法向過載、空速及爬升率)，以及飛機姿態特性(角度、角速度)[23]。

9) 節點5：離板3 s

飛機依靠自身推力，離板飛行3 s。重點關注：飛機加速特性(縱/法向過載、空速及爬升率)，以及飛機姿態特性(角度、角速度)。

2.2 滑躍起飛動力學和運動學特性

從動力學及運動學角度來講，滑躍起飛的本質就是飛機在各種載荷(力和力矩)以及斜甲板的共同作用下，進行加速滑跑并建立適當姿態的過程。

在滑躍起飛的整個過程中，飛機所受各向載荷(力和力矩)的時序圖如圖1所示。

圖1 滑躍起飛過程中飛機各向載荷時序圖Fig.1 Time sequence diagram of aircraft load in all directions during ski-jump take-off

3 影響滑躍起飛的關鍵因素分析

3.1 甲板風場

滑躍起飛過程中，甲板風場的主要作用是輔助飛機增大空速，滿足離艦起飛的氣動力需求。在實際使用和飛行過程中，關于甲板風場需重點關注3類問題：

1) 艦艏氣流擾動

在評估滑躍起飛特性時，通常采用固定矢量的甲板風場(大小、方向)進行計算分析，但實際甲板風場的風場矢量分布受甲板型線(上翹斜甲板)、艦船運動以及突風等因素的影響，往往和理想流場存在差異。在設計及計算過程中，應盡可能結合船體流場數字仿真及試驗結果，修正滑躍起飛氣動力模型，避免由此帶來的偏差[24-25]。

2) 滑躍跑道與甲板中軸線夾角

一般認為甲板風場沿甲板中線，逆航向流動。帶夾角的滑跑過程，不可避免的使飛機產生側滑及側向氣動載荷。在小速度滑跑并配合飛行員前輪操縱保持航向的情況下，該側向載荷并不足以影響飛機的航向穩定性。但在邊界極限使用工況(極限重量、極限甲板風等)以及部分特殊情況下(如前輪非承載，導致輪胎失去保持航向能力)，側向氣動載荷仍需加以考慮[26]。

3) 甲板風限制

通常情況下，基于對飛機離艦空速的需求，一般只規定甲板風的下限，即最小甲板風需求。但在某些特殊情況下，如飛機小重量、后重心、并且發動機提供抬頭力矩的情況下，較大的正迎頭甲板風會促使飛機在滑跑過程中較早抬頭，對起落架承載及操縱特性帶來影響[27]。因此，針對特定的邊界或極限使用工況，應考慮甲板風的使用上限。

3.2 發動機

1) 推力

發動機提供充足且穩定的推力是飛機獲得良好加速特性及相應離艦速度的重要保證。

一般情況下，配置兩臺發動機的艦載機，對稱的雙發推力并不會產生額外力矩。但在一些特殊情況下，如壽命影響導致的推力非對稱衰減、起飛過程中的單發失效等，則需重點考慮由此帶來的偏航和滾轉力矩。同時，大氣溫度和發動機暖機對推力的影響同樣需要重點考慮[28-29]。

2) 推力矩

通常情況下，發動機推力線與飛機重心均存在一定偏離。即使按照推力線過重心設計的飛機，在不同外掛配置及重量條件下，重心的垂向偏離仍會帶來額外的推力矩。通過相關型號的試驗試飛發現，對于推力線不過重心的情況，推力所產生的力矩(抬頭或低頭力矩)，對起落架承載特性、飛機離艦俯仰特性均有一定影響。尤其是在飛機小重量、后重心的情況下，推力產生的抬頭力矩對滑躍起飛過程的影響是不能忽略的[30-32]。

3) 轉子進動

在起飛滑跑過程中，發動機的轉子高速旋轉，受陀螺進動效應的影響，會給飛機帶來不同程度的偏航力矩，如圖2所示。不同型號的發動機由于轉子旋轉方向的差異，其進動效應也會有所不同。

圖2 發動機轉子進動效應示意圖Fig.2 Schematic diagram of engine rotor precession effect

在甲板滑跑階段，前起落架輪胎與甲板面的側向摩擦力足以克服進動偏航力矩[21]；離板后，受空速增大影響，各操縱面效率提升，進動效應亦不明顯。而在輪胎與甲板面結合程度欠佳(如前輪不承載)以及短跑道(空速較小)的情況下，進動效應帶來的偏航力矩則需加以考慮[33-35]。

3.3 起落架系統

3.3.1 緩沖器

前、主起落架是支撐飛機滑跑、吸收甲板面(地面)沖擊載荷的重要系統。就目前主流艦載機型號而言，主要采用油-氣混合雙腔緩沖器，油-氣混合單腔緩沖器以及為保證飛機姿態而設計的油-氣混合二級氣塞式雙腔緩沖器[36]。

緩沖器內部受力主要包括3個方面：

1) 空氣彈簧力

空氣彈簧力的主要作用是吸收地面沖擊載荷，空氣彈簧載荷可根據靜壓曲線插值計算，也可根據公式進行計算[37]。某典型艦載機起落架的緩沖器靜壓曲線如圖3和圖4所示。

圖3 前起落架緩沖器靜壓曲線Fig.3 Static pressure curve of nose landing gear absorber

空氣彈簧力計算公式[38]為

(1)

式中：Fa表示空氣彈簧力；Aa表示壓氣面積；Patm表示標準大氣壓；P0表示緩沖器氣腔初始充填壓強；u表示起落架緩沖器壓縮量；V0表示緩沖器氣腔初始充填體積；γ表示空氣多變指數。

2) 液油阻尼力

油液阻尼力的主要作用是通過油孔的縮流阻尼效應，耗散地面沖擊載荷能量。典型的油液阻尼力計算公式[39]為

(2)

3) 內部摩擦力

緩沖器內部摩擦力根據不同的結構形式及充填參數有所不同。其中，滑動摩擦力載荷水平一般按照空氣彈簧力的8%～12%計算，其方向與油液阻尼力相同。而靜摩擦力的載荷水平要高于滑動摩擦，在地面停放、承重的過程中，應按照靜摩擦力計算緩沖器載荷。

摩擦力對于緩沖器的壓縮量、輪胎承載狀態以及飛機的俯仰姿態等均有影響。在設計、計算及分析過程中，緩沖器內部摩擦力不應被忽略[38]。

3.3.2 輪 胎

輪胎作為起落架系統的重要組成部分，在起飛滑跑過程中，主要起到承載、緩沖和操縱的作用。在此過程中，輪胎受力主要包括2個方面：

1) 地面/甲板面支反力

計算輪胎支反力時，根據其結構特性及受載過程，按照壓縮量對靜壓曲線插值即可。某典型艦載機起落架的輪胎靜壓曲線如圖5所示。

圖5 典型輪胎靜壓曲線Fig.5 Static pressure curves of typical tire

2) 摩擦力

摩擦力包括沿輪胎滾動方向的滾動摩擦力以及偏航導致的側向力。其中，滾動摩擦計算相對簡單，按照常規支反力與摩擦系數相乘即可。需注意的是，航母甲板面的摩擦系數一般比陸基常規跑道大，在計算分析時需要加以考慮。

另一方面，由于飛機的偏航運動，必然導致輪胎承受地面側向載荷，彈性輪胎的力學試驗研究表明，彈性輪胎的側向力與輪胎側偏角之間存在如下關系[39]：

S=

(3)

式中：S為輪胎側向力；st為輪胎壓縮量；D為輪胎外直徑；W為輪胎寬度；p為輪胎實際充氣壓力；pr為輪胎額定充氣壓力；θs為輪胎側偏角；Cc為輪胎偏航系數，取決于輪胎類型。

3.3.3 起落架系統的動力學模型及建模特點

起落架系統(主要包含緩沖器和輪胎)作為起飛滑跑過程中的主要承載部件，其計算的準確性對整個起飛過程的評估分析起決定性作用，尤其在滑躍/彈射起飛等涉及起落架系統載荷突卸、受迫運動等載荷高頻、大幅波動的情況下，更是如此[5-6]。

1) 滑躍過程的載荷突卸

典型的起滑前飛機受力情況如圖6所示。

圖6 起滑受力簡圖Fig.6 Forces on aircraft before taking off

起滑前，飛機雙發推力穩定，受止動輪擋約束，飛機處于受力平衡狀態。起滑瞬間，止動輪擋向前翻倒，平衡狀態約束飛機的水平止動載荷瞬時卸載，由此載荷產生的低頭力矩同步卸載。飛機在其他載荷的作用下，向前加速運動，并同步迅速抬頭。此過程稱為滑躍起飛的載荷突卸。止動載荷的突然卸載會導致前起落架緩沖器活塞桿迅速伸出，即突伸現象[40]。某典型艦載機起落架的載荷突卸及突伸過程，前起落架緩沖器壓縮量如圖7所示。

圖7 止動載荷突卸導致的突伸過程Fig.7 Fast extension due to locking load discharge

起落架的突伸必然導致壓縮量的減小，嚴重時會導致輪胎與甲板面脫離，出現起落架非承載現象。同時，輪胎也將失去通過側向摩擦抑制偏航及發動機進動效應的能力。因此，在發動機存在較大進動效應以及依靠輪胎承載情況切換飛機控制律狀態的情況下，需嚴格監控該過程[41-42]。

突伸結束后，飛機應迅速回落，起落架輪胎恢復到與甲板面的良好接觸狀態。

2) 滑躍過程的受迫運動

在常規陸基起飛過程中，隨滑跑速度增大，升力作用逐漸凸顯，起落架載荷隨之減小。但在滑躍起飛過程中，隨飛機滑至上翹斜甲板，起落架系統在甲板型線的作用下做受迫壓縮運動。緩沖器及輪胎壓縮量均出現短時迅速增大的情況。某典型艦載機的起落架受迫運動過程及緩沖器受迫壓縮過程如圖8和圖9所示。

圖8 起落架受迫運動過程Fig.8 Landing gear compression process

圖9 緩沖器受迫壓縮過程Fig.9 Buffer compression process

在此過程，需重點監測飛機受迫俯仰運動及緩沖器壓縮狀態，防止飛機出板瞬間產生非受控的姿態運動。

3) 典型的起落架系統建模特點

起落架系統建模的合理性及正確性是準確評估滑躍起飛過程動力學和運動學特性的重要保證。

建立起落架模型的關鍵除包含上節中提到的各向載荷、力矩的計算外，還需根據起落架的安裝位置，結構尺寸以及運動關系構建準確的運動學模型[43-44]。

任何動力學、運動學的建模過程，都會伴有或多或少的簡化。但在尚未明確起降特性及差異之前，特別是對于新的飛機平臺以及新的起飛方式(如彈射起飛、短距起飛)，起落架系統的建模還應盡可能真實。尤其對起落架受力點位置，結構安裝尺寸等數據，不應盲目簡化[45]。

在滑躍起飛過程中，由于止動輪擋載荷突卸，可能導致前起落架輪胎與甲板面分離，此時雙側主起落架幾乎(發動機推力以及氣動力仍存在向上分量)承擔了飛機的全部重量。在計算主起落架輪胎支反力對重心的力矩時，需注意輪胎受力點的準確位置，這對評估主起落架支反力抑制飛機俯仰特性至關重要[46]。

3.4 操縱系統

3.4.1 縱向配平

對于滑躍起飛而言，縱向配平的根本目的是為飛機的起飛提供所需的氣動俯仰力矩。

在不同的起飛工況下，可在滑躍起飛過程中，采用相同的預置駕駛桿配置平尾偏度的配平方式。統一配平準則的優點是簡化操作，而缺點則是無法發揮艦載機最大的起飛能力。隨著新型外掛物的增多、控制律方案的變化以及對平臺起飛作戰能力需求的進一步提升，如何調整、優化縱向配平方案使其能夠適應多樣化的艦上使用工況，仍需重點加以考慮[47]。

3.4.2 操縱桿自平衡

滑躍起飛過程中，飛機的縱向加速度最高可達約0.7g左右。受慣性力以及機械間隙影響，駕駛桿會向后傾倒，這種現象在雙艙、雙駕駛桿乃至彈射起飛(縱向過載可達5g左右)[48]的情況下尤為明顯。

在加速滑跑過程中，駕駛桿受慣性作用突破啟動力后，慣性與機械間隙使桿位移發生變化，而采用前后艙雙桿配置的雙座飛機，進一步加大了桿位移變化量。為解決這種現象，可采用集成中央桿，內部設計自平衡機構，保證縱向推桿和拉桿時桿力的對稱性以及承受縱向過載時駕駛桿的穩定性。

3.5 重量特性

與滑躍起飛關系較為密切的重量特性指標主要包括：重量、重心以及轉動慣量。

3.5.1 重 量

飛機的重量一般包括機體結構重量、各系統重量、固定載荷重量、有效載荷重量以及可用燃油重量等。其中，除燃油相關重量外，其余各項重量數據一般都可以通過設計、計算以及稱重等手段進行確認，其結果誤差通常也能夠控制在可接受范圍內，并且這些重量指標在飛機實際使用過程中的變化是基本確定的。

燃油重量在飛機起降及飛行全過程中處于持續變化的狀態，而燃油總量的監控精度受到測量系統自身測量誤差、機內可排放不可用燃油量誤差，初始加油量誤差以及由此引入的系統累積誤差等多種因素的共同影響。

通常情況下，燃油總量誤差帶來的重量誤差不應引起飛機滑躍起飛特性的根本性偏離，但在飛機處于重量、重心使用邊界時，仍需考慮上述誤差帶來的性能變化。

3.5.2 重 心

和重量一樣，重心歷來都是飛機設計重點關注的指標之一，尤其是對氣動、操穩以及艦載起降特性更是如此。

能夠引起重量變化的因素，一般都可以引起重心位置的變化，除上節中的影響因素外，與重心位置相關，需重點關注的問題還包括油液晃蕩對重心的影響、法向重心位置對推力力矩的影響。

1) 油液晃蕩

在滑躍起飛制動輪擋釋放瞬間，飛機縱向過載由0瞬時增大到0.6g～0.7g，在機內油箱非滿油狀態時，油液在慣性力的作用下，產生涌動。機內燃油的晃動對重心的影響屬于典型固-液耦合動力學問題，可通過理論計算或試驗進行仿真評估[49-50]。

2) 法向重心位置

在滑躍起飛過程中，法向重心位置對飛機的影響主要還是體現在推力力矩的作用上。目前，對于法向重心位置的確定，基本還是通過計算得到的[46]。

圖10為某典型艦載機的法向(Y向)重心位置耗油曲線。隨飛機重量(機內載油量)的變化，法向(Y向)重心位置(與飛機水平基準線的垂向距離)的相對變化范圍較大，結合推力計算力矩時，往往會對全機力矩特性帶來較大變化。因此，在評估滑躍起飛過程中，飛機力矩特性時，需對法向重心位置的影響加以考慮。

圖10 飛機法向(Y向)重心位置耗油曲線Fig.10 Aircraft fuel consumption curve in Y direction of center of gravity position

3.5.3 轉動慣量

轉動慣量作為物體慣性運動特性的指標，和質量一樣，都表征物體改變運動狀態的難易程度。

在滑躍起飛過程中，需重點考慮的是飛機的俯仰轉動慣量，其直接影響飛機離板后建立俯仰方向姿態的過程。

在實際分析中，與重量、重心一樣，都需根據耗油曲線進行插值計算，分析轉動慣量變化對離板姿態建立過程的影響。

4 重點因素及指標總結

經上文分析，對影響滑躍起飛動力學與運動學特性的因素及重點關注問題進行總結，如表2所示。

表2 滑躍起飛動力學與運動學特性影響因素及重點關注問題

續表

5 結 論

滑躍起飛是目前主流的艦載機艦上起飛方式之一，影響起飛過程動力學和運動學特性的因素涉及多個系統。本文對主要的影響因素及需重點關注的問題進行了分析和總結。

滑躍起飛是多系統、多自由度復雜的運動學和動力學過程，在充分了解其力學本質并結合大量試驗試飛驗證結果之前，建議盡量綜合考慮各種影響因素，以免為設計、分析、評估引入不必要的誤差或錯誤。