張聲偉，段卓毅，耿建中，王立波

航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089

起飛與著陸是陸基飛機(jī)飛行事故的多發(fā)階段，艦載機(jī)著艦技術(shù)難度遠(yuǎn)大于陸基飛機(jī)，危險(xiǎn)性也更高。國(guó)內(nèi)外關(guān)于艦載機(jī)著艦技術(shù)方面的研究很多,研究?jī)?nèi)容涉及到艦載機(jī)著艦引導(dǎo)技術(shù)[1-3]、艦體運(yùn)動(dòng)對(duì)艦載機(jī)安全著艦的影響[4-5]、艦載機(jī)起降動(dòng)力學(xué)研究[6-8]、機(jī)艦適配性研究[9]、艦載機(jī)著艦攔阻技術(shù)[10-12]和艦載機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范[13]等多個(gè)方面。由于是小概率事件，關(guān)于阻攔索斷裂對(duì)艦載機(jī)著艦安全影響研究的文獻(xiàn)很少。但事實(shí)表明阻攔索斷裂所導(dǎo)致的艦載機(jī)墜海事件并不少見(jiàn)，如俄軍的SU-33、Mig-29K、美軍的F-18等艦載機(jī)均發(fā)生過(guò)此類(lèi)事故。阻攔索斷裂瞬間釋放的巨大動(dòng)能會(huì)對(duì)甲板工作人員造成致命傷害,若事故飛機(jī)偏離著艦跑道沖入艦載機(jī)群，將引起連環(huán)爆炸，造成巨大損失。

2016年3月8日，美軍艾森豪威爾號(hào)航母的一架E-2C艦載預(yù)警機(jī)在著艦滑跑時(shí)阻攔索斷裂，該機(jī)飛離航母后航跡下沉，經(jīng)6.3 s爬升至航母甲板高度。相對(duì)于噴氣動(dòng)力艦載機(jī),螺旋槳?jiǎng)恿ε炤d機(jī)推重比小，氣動(dòng)阻力大，不利于加速?gòu)?fù)飛。為解釋螺旋槳?jiǎng)恿ε炤d機(jī)逃逸復(fù)飛成功的原因，本文采用仿真技術(shù)，數(shù)值模擬了螺旋槳艦載機(jī)著艦、艦面滑跑與離艦復(fù)飛全過(guò)程主要運(yùn)動(dòng)參數(shù)的變化，并深入分析其動(dòng)力學(xué)特性。

本文首先根據(jù)艦載機(jī)攔阻滑跑、阻攔索斷裂滑跑與空中飛行3個(gè)階段的動(dòng)力學(xué)方程，分析其各階段的運(yùn)動(dòng)特性，并建立了螺旋槳?jiǎng)恿ε炤d機(jī)著艦復(fù)飛的仿真模型、攔阻索工作模型、發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力響應(yīng)模型、舵面操縱模型與螺旋槳?jiǎng)恿ε炤d機(jī)著艦構(gòu)型下的氣動(dòng)力動(dòng)力影響修正模型[14]。再基于以上模型，數(shù)值模擬了阻攔索斷裂情況下E-2C艦載機(jī)逃逸復(fù)飛過(guò)程，并對(duì)其航跡與主要運(yùn)動(dòng)參數(shù)進(jìn)行了數(shù)值分析，得出其逃逸復(fù)飛成功的原因。最后變參數(shù)分析了影響螺旋槳?jiǎng)恿ε炤d機(jī)復(fù)飛安全的敏感因素。

1 艦載機(jī)攔阻滑跑與復(fù)飛運(yùn)動(dòng)特性

阻攔索斷裂情況下艦載機(jī)逃逸復(fù)飛的運(yùn)動(dòng)參數(shù)分析可分為攔阻滑跑、斷裂滑跑與空中飛行3個(gè)階段。飛機(jī)每個(gè)階段的動(dòng)力學(xué)方程、發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)、操縱指令與運(yùn)動(dòng)參數(shù)變化均不相同。

1.1 攔阻滑跑階段運(yùn)動(dòng)分析

離艦速度是影響艦載機(jī)復(fù)飛安全的重要參數(shù)，其值取決于著艦速度、第I階段的速度損失與第Ⅱ階段的速度增量。第I階段為急劇減速運(yùn)動(dòng)，動(dòng)力學(xué)方程為

(1)

式中：ne、Te與φe分別為發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量、拉力、拉力與機(jī)身軸線(xiàn)夾角；Daer、Dzl與Fz分別為飛機(jī)氣動(dòng)阻力、阻攔索拉力與滑跑摩擦阻力；m、v與α為艦載機(jī)著艦質(zhì)量、飛行速度與迎角。該階段飛機(jī)速度損失主要取決于阻攔索斷裂前所吸收的能量，較大的速度損失會(huì)影響艦載機(jī)復(fù)飛安全，因此有必要定量分析艦載機(jī)攔阻滑跑階段的受力情況、速度與位置變化情況。

1.2 斷裂滑跑階段運(yùn)動(dòng)分析

第Ⅱ階段飛機(jī)作加速運(yùn)動(dòng)，動(dòng)力學(xué)方程為

(2)

速度增量主要與發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力響應(yīng)特性、氣動(dòng)阻力與剩余甲板長(zhǎng)度有關(guān)。氣動(dòng)阻力計(jì)算需要考慮動(dòng)力影響、側(cè)滑及航向配平帶來(lái)的阻力增量，側(cè)滑角計(jì)算公式為

β=arctan(vcrsinθd/v)

(3)

式中：vcr為航母速度；θd為著艦跑道與航母艦體軸線(xiàn)的夾角。

1.3 空中飛行階段運(yùn)動(dòng)分析

艦載機(jī)離艦后經(jīng)歷下沉、拉平與爬升3個(gè)階段。飛機(jī)質(zhì)心作非定常曲線(xiàn)加速運(yùn)動(dòng)，同時(shí)伴隨著機(jī)體繞質(zhì)心軸作俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)。該階段飛機(jī)的迎角、航跡角φ及其角速度ωφ、俯仰姿態(tài)角θ及其角速度q快速變化，飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)方程為

(4)

式中:qv為速壓；S為飛機(jī)參考面積;ca為平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)；Iy為飛機(jī)俯仰慣性矩;CT為拉力系數(shù)；CL、CD和Cm分別為升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)。

2 仿真模型

真實(shí)反映敏感因素對(duì)艦載機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)的影響，不追求細(xì)節(jié)一致是仿真模型建立的原則。

2.1 建立系統(tǒng)仿真模型

螺旋槳?jiǎng)恿ε炤d機(jī)著艦復(fù)飛的運(yùn)動(dòng)仿真系統(tǒng)模型見(jiàn)圖1。

圖1表明：螺旋槳?jiǎng)恿ε炤d機(jī)著艦復(fù)飛仿真系統(tǒng)主要由飛行控制系統(tǒng)模型、動(dòng)力系統(tǒng)響應(yīng)模型、阻攔索工作模型、氣動(dòng)力修正模型與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程解算模塊組成。

圖1 螺旋槳艦載機(jī)著艦復(fù)飛仿真模型Fig.1 Simulation model of landing and re-flight of propeller carrier aircraft

2.2 氣動(dòng)力模型

艦面滑跑階段的氣動(dòng)力計(jì)算公式為

(5)

式中：CLoff、CDoff與Cmoff分別為艦載機(jī)無(wú)動(dòng)力狀態(tài)下的升力、阻力與俯仰力矩系數(shù)；CLT、CDT與CmT分別為螺旋槳拉力產(chǎn)生的的升力、阻力與俯仰力矩系數(shù)增量；CLN、CDN與CmN分別為螺旋槳法向力產(chǎn)生的的升力、阻力與俯仰力矩系數(shù)增量；CLs、CDs與Cms分別為螺旋槳滑流產(chǎn)生的的升力、阻力與俯仰力矩系數(shù)增量。

空中飛行階段的氣動(dòng)力計(jì)算公式為

(6)

2.3 阻攔索工作模型

本文阻攔索受力的數(shù)學(xué)模型為

(7)

式中：E為艦載機(jī)著艦時(shí)的總能量;s為水平位移；smax為艦載機(jī)攔阻滑跑距離；η為阻攔裝置的機(jī)械效率；f為摩擦力系數(shù)；p1為主液壓缸活塞上的壓力；A2為活塞等效面積，攔阻系統(tǒng)的液壓緩沖裝置比較復(fù)雜，其詳細(xì)信息可參見(jiàn)文獻(xiàn)[15-17]。

該模型不同于彎折波模型，其重點(diǎn)關(guān)注攔阻索受力與飛機(jī)位移的函數(shù)關(guān)系，而不是拉力的波動(dòng)情況。

阻攔索強(qiáng)度損失的不確定性使艦載機(jī)攔阻滑跑的動(dòng)能損失具有隨機(jī)性，為模擬這種隨機(jī)性，本文采用斷裂系數(shù)(阻攔鎖斷裂時(shí)所受張力/阻攔索載荷峰值)用于仿真計(jì)算艦載機(jī)的動(dòng)能損失。

2.4 油門(mén)操縱及其響應(yīng)模型

艦載機(jī)著艦瞬間，飛行員將油門(mén)桿推到最大位置，若成功掛索，會(huì)將油門(mén)收到慢車(chē)位置，否則將繼續(xù)保持最大油門(mén)，發(fā)動(dòng)機(jī)拉力會(huì)持續(xù)增加。據(jù)美軍標(biāo)MIL-F-8785C要求，設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)油門(mén)響應(yīng)時(shí)間為2.5 s，飛行員操縱反應(yīng)時(shí)間為0.3 s。發(fā)動(dòng)機(jī)油門(mén)響應(yīng)曲線(xiàn)參考相似渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)。

2.5 升降舵操縱約束

艦載機(jī)飛離甲板時(shí)，飛行員感覺(jué)到飛機(jī)下沉后開(kāi)始拉桿，其反應(yīng)時(shí)間設(shè)為0.3 s。升降舵操縱模型參見(jiàn)艦載機(jī)設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)[18]對(duì)起飛過(guò)程中飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)的約束為：

1) 迎角不得大于90%CLmax所對(duì)應(yīng)的迎角。

2) 航跡最低點(diǎn)的加速度不得小于0.07g。

3) 飛機(jī)的俯仰姿態(tài)角速度不得大于12 (°)/s。

根據(jù)以上約束，艦載機(jī)第Ⅲ階段升降舵的控制律設(shè)計(jì)思想為：保證飛機(jī)迎角不大于12.8°，俯仰角速度不大于12 (°)/s。飛機(jī)縱向加速度不小于0.686 m/s2。

2.6 運(yùn)動(dòng)參數(shù)計(jì)算模型

1) 艦面滑跑階段速度與時(shí)間計(jì)算模型：

(8)

式中：Δv為飛機(jī)速度損失量;vland、ve分別為該階段的起始速度與終點(diǎn)速度;sz與tz分別為該階段的滑跑距離與滑跑時(shí)間。

2) 離艦飛行階段運(yùn)動(dòng)參數(shù)計(jì)算模型：

(9)

式中：Δh為飛機(jī)航跡相對(duì)于甲板的下沉量；s3z為水平飛行距離；t3z為空中飛行段的時(shí)間。

3 仿真計(jì)算與數(shù)據(jù)分析

數(shù)值模擬的對(duì)象為E-2C艦載機(jī)在艾森豪威爾號(hào)航母著艦逃逸復(fù)飛過(guò)程，目的在于揭示螺旋槳艦載機(jī)復(fù)飛軌跡、運(yùn)動(dòng)參數(shù)與其動(dòng)力學(xué)特性。

3.1 仿真計(jì)算輸入數(shù)據(jù)

艾森豪威爾號(hào)航母的幾何參數(shù)：著艦跑道長(zhǎng)度為238 m，與艦體軸線(xiàn)的夾角為8.5°。第1道阻攔索距艦尾50 m，每道阻攔索的間距為12 m，甲板距海平面高度為19.8 m。飛機(jī)著艦時(shí)航母運(yùn)動(dòng)速度取27 km/h，阻攔索斷裂系數(shù)取0.86。

對(duì)象飛機(jī)的氣動(dòng)力計(jì)算采用模擬動(dòng)力影響的CFD數(shù)值計(jì)算方法。E-2C構(gòu)型數(shù)據(jù)來(lái)源于文獻(xiàn)[19]，建立的數(shù)字模型與真實(shí)飛機(jī)會(huì)有一定差別，但這種差別不會(huì)產(chǎn)生大的氣動(dòng)特性變化。

3.2 仿真計(jì)算

仿真數(shù)據(jù)顯示：對(duì)象飛機(jī)甲板上滑跑的時(shí)間為3.8 s；飛離航母至爬升到航母甲板高度所用時(shí)間為6.2 s。對(duì)象飛機(jī)著艦復(fù)飛3個(gè)階段的末端速度vend、水平位移量sx與所用時(shí)間見(jiàn)表1。

對(duì)象飛機(jī)第Ⅲ階段的航跡下沉量與速度的變化曲線(xiàn)見(jiàn)圖2。仿真計(jì)算顯示：對(duì)象飛機(jī)空中段的初始速度為42 m/s，略小于其失速速度，但升降舵效率并未明顯下降。飛機(jī)飛離甲板3.4 s，航跡達(dá)到最低點(diǎn)，航跡最大下沉量為10.2 m。飛機(jī)離艦6.2 s時(shí)爬升至甲板高度，速度增大到53.1 m/s。

視頻顯示E-2C著艦復(fù)飛的過(guò)程為：飛機(jī)于13∶55∶6攔阻鉤掛索，在著艦跑道上滑跑3.9 s之后飛離航母，6.3 s后爬升至甲板高度。仿真數(shù)據(jù)與視頻顯示的時(shí)間比較吻合。

表1對(duì)象飛機(jī)著艦逃逸復(fù)飛3個(gè)階段的運(yùn)動(dòng)參數(shù)

Table1Dynamicparametersofthreestagesoflandingandescapere-flightofobjectaircraft

StageTime/ssx/mvend /(m·s-1)Ⅰ1.360.837.4Ⅱ2.592.242Ⅲ6.2303.953.1

圖2 飛機(jī)速度與航跡下沉量隨時(shí)間變化Fig.2 Variation of aircraft’s velocity and track sinking value with time

3.3 仿真數(shù)據(jù)

對(duì)飛機(jī)各階段主要運(yùn)動(dòng)參數(shù)變化與受力情況的分析，可得到對(duì)象飛機(jī)復(fù)飛成功的原因。

3.3.1 艦上滑跑階段

仿真計(jì)算顯示：第Ⅰ階段艦載機(jī)速度從53.3 m/s急劇減小到37.1 m/s，加速度由0.6 m/s2迅速變化為-34.1 m/s2，艦上滑跑距離為60.8 m。第Ⅱ階段平緩加速，離艦時(shí)速度增加到42.1 m/s，加速度增大到2.56 m/s2。該階段艦載機(jī)的速度損失量為21.1%，速度與加速度變化見(jiàn)圖3，阻攔索拉力變化見(jiàn)圖4。

圖4表明：掛索成功后，阻攔索拉力急速增大，經(jīng)1.3 s達(dá)到其可承受最大拉力778 kN后斷裂，阻攔索的拉力隨時(shí)間非線(xiàn)性變化。圖4曲線(xiàn)變化形態(tài)與美國(guó)軍用標(biāo)準(zhǔn)MIL-STD-2066所示曲線(xiàn)相似。美軍航母所用的MARK7-mod3阻攔系統(tǒng)最大行程94.5 m，阻攔索載荷峰值為911 kN，出現(xiàn)位置在最大攔阻行程的0.59～0.61處。

圖3 前2個(gè)階段飛機(jī)速度與加速度隨時(shí)間變化Fig.3 Variation of v and a with time in the first two stages

圖4 阻攔索拉力隨時(shí)間變化Fig.4 Variation of drag of block cable with time

3.3.2 離艦飛行階段

評(píng)判艦載機(jī)復(fù)飛安全的直接參數(shù)為航跡下沉量，減小航跡下沉量最直接的措施是增大艦載機(jī)航跡角速度。航跡角是俯仰姿態(tài)角與迎角之差，提高艦載機(jī)的俯仰操縱效能，增大俯仰角加速度是快速改變艦載機(jī)飛行航跡的關(guān)鍵措施。

分析艦載機(jī)航跡角的變化，必須考慮飛機(jī)俯仰姿態(tài)角與迎角的變化。對(duì)象飛機(jī)第Ⅲ階段的航跡角、俯仰姿態(tài)角、迎角與升降舵偏轉(zhuǎn)角變化曲線(xiàn)見(jiàn)圖5，航跡角速度、俯仰角速度、迎角變化率與升降舵偏轉(zhuǎn)角變化曲線(xiàn)見(jiàn)圖6。

圖5和圖6顯示：對(duì)象飛機(jī)離艦2.3 s時(shí)俯仰姿態(tài)角速度達(dá)到最大值9.1(°)/s， 3.0 s時(shí)迎角達(dá)到最大值12.5°，迎角與俯仰角速度最大值均符合設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)的要求。飛機(jī)離艦3.5 s時(shí)航跡角由負(fù)值變?yōu)檎?，航跡由下沉改為爬升。由于飛機(jī)的慣性與氣動(dòng)阻尼所致,對(duì)象飛機(jī)俯仰姿態(tài)角、航跡角與迎角的變化滯后于升降舵偏角的變化。

由第Ⅲ階段艦載機(jī)的動(dòng)力學(xué)方程可知，艦載機(jī)俯仰姿態(tài)角與航跡角的變化主要取決于其靜態(tài)俯仰力矩特性，氣動(dòng)阻尼特性、升降舵操縱效率與俯仰慣性矩。對(duì)象飛機(jī)的靜態(tài)俯仰力矩系數(shù)Cmwz、氣動(dòng)阻尼產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù)Cmzn、飛機(jī)動(dòng)態(tài)俯仰力矩系數(shù)Cmz與升降舵偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù)Cmδe變化見(jiàn)圖7。

圖5 舵偏角、俯仰角、航跡角與迎角隨時(shí)間變化Fig.5 Variation of δe，θ，φ and α with time

圖6 舵偏角、俯仰角速度、航跡角速度與迎角變化率隨時(shí)間變化Fig.6 Variation of δe，q,ωφ and ωα with time

圖7中曲線(xiàn)說(shuō)明對(duì)象飛機(jī)的靜態(tài)俯仰力矩系數(shù)在-0.1～-0.2之間變化，下俯力矩較小。由于升降舵的快速偏轉(zhuǎn)，由飛機(jī)俯仰角速度與洗流時(shí)差效應(yīng)所產(chǎn)生的氣動(dòng)阻尼力矩系數(shù)較大，且變化劇烈。對(duì)象飛機(jī)的動(dòng)態(tài)俯仰力矩系數(shù)大部分時(shí)間在-0.07～0.06之間變化。升降舵最大偏角產(chǎn)生的上仰操縱力矩系數(shù)為0.35，大部分時(shí)間內(nèi)可提供較大的上仰力矩。對(duì)象飛機(jī)俯仰力矩特性與升降舵操縱性能，為迅速改變飛機(jī)航跡提供了足夠的上仰驅(qū)動(dòng)力矩。

離艦速度的減小會(huì)明顯降低噴氣動(dòng)力艦載機(jī)的升降舵操縱效率。螺旋槳?jiǎng)恿︼w機(jī)的滑流一方面會(huì)改善飛機(jī)失速特性并減小其縱向靜穩(wěn)定性，另一方面使平尾處速壓增大，提升升降舵的操縱效率。螺旋槳?jiǎng)恿ε炤d機(jī)可保證小速度下其升降舵的操縱效率不會(huì)明顯下降。

圖7 飛機(jī)俯仰力矩與操縱力矩系數(shù)隨時(shí)間變化Fig.7 Variation of aircraft’s Cmwz, Cmzn, Cmz and Cmδe with time

4 敏感因素分析

理論分析表明：艦載機(jī)的氣動(dòng)特性、動(dòng)力特性、離艦速度與飛行員的操縱技術(shù)均會(huì)對(duì)艦載機(jī)航跡改變產(chǎn)生較大影響。但各因素對(duì)航跡下沉量的影響與敏感性需通過(guò)仿真計(jì)算獲得。

4.1 氣動(dòng)特性影響

動(dòng)力對(duì)螺旋槳飛機(jī)氣動(dòng)特性影響的仿真計(jì)算比較復(fù)雜，相關(guān)方法可參見(jiàn)文獻(xiàn)[20]。仿真計(jì)算表明：螺旋槳?jiǎng)恿ε炤d機(jī)著艦構(gòu)型的氣動(dòng)特性受動(dòng)力影響明顯，其中動(dòng)力對(duì)升力與俯仰力矩特性的影響最為顯著。圖8～圖10為對(duì)象飛機(jī)著艦構(gòu)型無(wú)動(dòng)力狀態(tài)與不同拉力系數(shù)狀態(tài)下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)曲線(xiàn)的對(duì)比。

對(duì)象飛機(jī)的縱向氣動(dòng)特征參數(shù)對(duì)比見(jiàn)表2。表中數(shù)據(jù)顯示螺旋槳的動(dòng)力增升效應(yīng)明顯：對(duì)象飛機(jī)在拉力系數(shù)為0.4時(shí)的最大升力系數(shù)CLmax與升力線(xiàn)斜率CLα分別比無(wú)動(dòng)力狀態(tài)下增加了39%與29.7%。螺旋槳艦載機(jī)一般為低速運(yùn)輸機(jī)或預(yù)警機(jī)，低翼載與大展弦比直機(jī)翼氣動(dòng)布局使飛機(jī)具有良好的升力特性與較小的失速速度。動(dòng)力增升效應(yīng)進(jìn)一步提高了飛機(jī)的升力線(xiàn)斜率與最大升力系數(shù)。飛機(jī)航跡改變的速率直接取決于升力的增量與增速，螺旋槳艦載機(jī)著艦構(gòu)型的升力線(xiàn)斜率約為小展弦比艦載戰(zhàn)斗機(jī)的2.6倍，因此其航跡改變能力遠(yuǎn)高于噴氣動(dòng)力戰(zhàn)斗機(jī)。

圖8 螺旋槳?jiǎng)恿?duì)升力系數(shù)的影響Fig.8 Effect of propeller power on CL

圖9 螺旋槳?jiǎng)恿?duì)阻力系數(shù)的影響Fig.9 Effect of propeller power on CD

圖10 螺旋槳?jiǎng)恿?duì)俯仰力矩系數(shù)的影響Fig.10 Effect of propeller power on Cm

表2 對(duì)象飛機(jī)的氣動(dòng)特征參數(shù)Table 2 Aerodynamics parameter of objects aircraft

CTCLαCLmaxCD0CMα0CmCLOff0.1012.50.1211-0.252-0.250.10.1192.950.2112-0.067-0.1440.250.123.230.1955-0.072-0.0850.40.1313.480.2582-0.091-0.0360.580.1413.730.2582-0.118-0.003

動(dòng)力對(duì)螺旋槳艦載機(jī)俯仰力矩特性的影響最為顯著，對(duì)改變飛機(jī)航跡的影響也最直接。受動(dòng)力影響的對(duì)象飛機(jī)俯仰力矩曲線(xiàn)整體上移，拉力系數(shù)為0.4時(shí)0°迎角的俯仰力矩系數(shù)Cmα0與縱向靜穩(wěn)定性CmCL僅為無(wú)動(dòng)力狀態(tài)的35.7%與14.4%(-1°～8°迎角區(qū)間)。螺旋槳飛機(jī)氣動(dòng)特性的動(dòng)力影響來(lái)源于槳盤(pán)法向力、螺旋槳滑流與拉力。與外吹式襟翼動(dòng)力增升技術(shù)[21]不同，噴氣式襟翼會(huì)使飛機(jī)的下俯力矩增加，而螺旋槳的法向力與滑流對(duì)平尾的下洗作用會(huì)顯著增大飛機(jī)的上仰力矩，并減小飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性，可顯著改善飛機(jī)操縱的敏捷性。

動(dòng)力影響也有不利的一面，對(duì)象飛機(jī)在拉力系數(shù)為0.4時(shí)零升阻力系數(shù)CD0達(dá)到了0.258 2，比無(wú)動(dòng)力狀態(tài)增大了113%，不利于飛機(jī)加速。

為說(shuō)明氣動(dòng)特性變化對(duì)螺旋槳艦載機(jī)逃逸復(fù)飛航跡下沉的影響，本文采用對(duì)象飛機(jī)無(wú)動(dòng)力狀態(tài)下的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)進(jìn)行了仿真計(jì)算。帶動(dòng)力與無(wú)動(dòng)力2種狀態(tài)下對(duì)象飛機(jī)的航跡下沉量與俯仰姿態(tài)角速度曲線(xiàn)見(jiàn)圖11與圖12。

圖11 2套氣動(dòng)數(shù)據(jù)模擬的航跡下沉量對(duì)比Fig.11 Comparison of values of Δh between two sets of aerodynamic data simulation

圖12 2套氣動(dòng)數(shù)據(jù)模擬的俯仰姿態(tài)角速度對(duì)比Fig.12 Comparison of values of q of two sets of aerodynamic data simulation

圖11和圖12表明：未經(jīng)動(dòng)力修正狀態(tài)下飛機(jī)的最大俯仰角速度只能達(dá)到2.1 (°)/s，遠(yuǎn)小于動(dòng)力修正狀態(tài)的9.1 (°)/s，舵面操縱能力太差，因此無(wú)動(dòng)力狀態(tài)下飛機(jī)航跡角負(fù)值一直在增大，離艦6.2 s后其航跡下沉量達(dá)到81 m。

4.2 離艦速度影響

離艦速度取決于艦載機(jī)著艦速度與阻攔索斷裂系數(shù)。算例中著艦速度為1.25Vs，阻攔索斷裂系數(shù)取0.86，離艦速度計(jì)算值為0.99Vs。當(dāng)斷裂系數(shù)系數(shù)取0.93或著艦速度減小至1.2Vs，離艦速度計(jì)算值為0.91Vs。2個(gè)離艦速度艦載機(jī)的航跡下沉量變化曲線(xiàn)見(jiàn)圖13。

圖13 不同離艦速度的航跡下沉量對(duì)比Fig.13 Comparisons of track sinking value at different approach velocities

圖13顯示：0.91Vs離艦速度，對(duì)象飛機(jī)的航跡下沉量增大到15.2 m，爬升到甲板高度的時(shí)間增大到9.4 s，分別比0.99Vs離艦速度的航跡下沉量與爬升時(shí)間增大50%與52%。

4.3 操縱指令影響

推拉桿的轉(zhuǎn)換時(shí)間與操縱速率對(duì)艦載機(jī)復(fù)飛的運(yùn)動(dòng)參數(shù)產(chǎn)生較大的影響。圖14為bz、lv與hv這3種操縱方式對(duì)應(yīng)的升降舵偏角變化曲線(xiàn)。bz為仿真計(jì)算所使用的升降舵操縱方式。lv方式相對(duì)bz方式將推桿速度減小46%。hv方式相對(duì)bz方式，推桿與拉桿速度均增大25%。

bz操縱方式：對(duì)象飛機(jī)離艦之后，飛行員以13 (°)/s的速度快速拉桿，迅速改變飛機(jī)的姿態(tài)角。當(dāng)升降舵偏角達(dá)到最大值，以7.2 (°)/s的速度推桿，防止飛機(jī)迎角與姿態(tài)角速度超過(guò)設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)的約束值。當(dāng)迎角反饋值小于7°，再以6.8 (°)/s的速度拉桿，增大升降舵偏角，以防止飛機(jī)迎角過(guò)小所導(dǎo)致的機(jī)翼氣流分離。

對(duì)象飛機(jī)3種操縱方式的航跡下沉量、迎角與俯仰角速度變化曲線(xiàn)見(jiàn)圖15～圖17。

圖15～圖17曲線(xiàn)顯示：lv操縱方式由于升降舵偏角長(zhǎng)時(shí)間處于大偏角，致使迎角超過(guò)對(duì)象飛機(jī)的最大使用值。hv操縱方式操縱速率增大，需經(jīng)多次調(diào)整升降舵偏轉(zhuǎn)方向，方可保證艦載機(jī)迎角與俯仰角速度不超出約束值，航跡下沉量相對(duì)bz方式減小0.71 m，但爬升時(shí)間增加了26%。

通過(guò)優(yōu)化操縱策略，可減小艦載機(jī)的航跡下沉量，并保證逃逸復(fù)飛操縱的安全。

圖14 3種操縱方式升降舵偏角-時(shí)間曲線(xiàn)對(duì)比Fig.14 Comparison of curves of δe and time in three models

圖15 3種操縱方式航跡下沉量-時(shí)間曲線(xiàn)對(duì)比Fig.15 Comparison of curves of track sinking value and time in three models

圖16 3種操縱方式迎角-時(shí)間曲線(xiàn)對(duì)比Fig.16 Comparison of curves of α and time in three models

圖17 3種操縱方式俯仰角速度-時(shí)間曲線(xiàn)對(duì)比Fig.17 Comparison of curves of q and time in three models

5 結(jié) 論

1) 螺旋槳艦載機(jī)動(dòng)力影響產(chǎn)生的氣動(dòng)特性變化，有利于快速改變飛機(jī)航跡角，是影響其復(fù)飛安全的關(guān)鍵因素。

2) 螺旋槳滑流對(duì)平尾的下洗與槳盤(pán)法向力使飛機(jī)俯仰力矩曲線(xiàn)顯著上移，8°迎角以下的縱向靜穩(wěn)定度減小85%，大大提高了飛機(jī)操縱的敏捷性。

3) 螺旋槳飛機(jī)特有的動(dòng)力增升效應(yīng)，使對(duì)象飛機(jī)的升力線(xiàn)斜率增大29.7%，最大升力系數(shù)增大39%，提升了升力對(duì)航跡角改變的貢獻(xiàn)，并改善了失速特性。

4) 螺旋槳滑流增大了平尾處的速壓與下洗，一方面保證了升降舵小速度下的操縱效率，另一方面提供了額外的上仰力矩。

5) 螺旋槳?jiǎng)恿ε炤d機(jī)低翼載、大展弦比直機(jī)翼氣動(dòng)布局，具有良好的升力特性與較小的失速速度，是安全復(fù)飛的基礎(chǔ)。