艦載飛機進場著艦仿真模型的需求

姚海林，趙一飛，黃振威

（中航工業一飛院，陜西西安 710089）

艦載飛機進場著艦仿真模型的需求

姚海林，趙一飛，黃振威

（中航工業一飛院，陜西西安 710089）

分析了艦載飛機著艦過程的特點，以及在進場下滑、攔阻著艦、和復飛逃逸過程中影響飛行安全的環境因素，分析了為保證進場著艦安全要求飛機必須具有的機動能力。討論了艦載飛機進場著艦過程中飛行力學和飛行控制所要解決的主要問題，提出了進行飛機進場著艦仿真分析時需要建立的有關數學模型和數據庫需求。

艦載飛機；進場著艦；仿真建模；數據庫

1 引 言

進場著艦是艦載飛機最復雜、最危險的飛行階段。在隨機海浪影響下航母的運動響應也是隨機的。從進場到著艦嚙合前，航母運動形成的周期性擾動、航母艦島后方以及排放煙氣流形成的紊流等復雜的氣流環境對飛機著艦運動均形成影響。因此，復雜變化的氣流環境和航母的搖蕩運動，給駕駛員保持下滑航跡和精確著艦造成困難，是艦載飛機事故最多的飛行階段。

2 艦載飛機著艦過程簡介

艦載飛機是利用航空母艦上攔阻系統的攔阻索攔阻著艦的。航空母艦上一般布置有4根攔阻索，攔阻索垂直于著艦甲板中心線。

飛機的理想著艦點應位于攔阻鋼索的第二、三條之間，這樣飛機的掛鉤能有效地掛在鋼索上而使飛機被有效地攔阻。應該注意到由于海浪的影響，航空母艦上的著艦點是一個變化的動點，特別是著艦的最后階段，飛機必須能夠響應這種變化。

艦載飛機在降落前，先在空中放下起落架，同時把著艦尾鉤放下，準備降落。飛行甲板的攔阻索同時升起，攔阻裝置處于準備狀態。艦載機在進入著艦入口后采用固定下滑角、無平飄下滑方式著艦，下滑角一般為3.5～4度。飛機在下滑過程中，飛行員借助于菲涅耳透鏡光學助降系統、著艦導引系統保持相對航空母艦的著艦點，以合適的迎角和速度以固定的下滑角勻速直線下滑直至接艦，在接艦前沒有常規飛機接地前的平飄段。

接艦要求飛機的尾部鉤鉤住航母上的目標攔阻索，當飛機著艦后向前高速滑跑時，其伸出的尾鉤只要鉤著一根攔阻索，攔阻索帶動攔阻系統的阻尼筒產生攔阻力，便可強制使飛機在50－70米距離內減速停止，在攔阻力的作用下飛機安全著艦。

3 影響艦載飛機著艦安全的環境因素

影響艦載飛機安全著艦的環境因素包括：大氣紊流、艦尾氣流擾動及航空母艦運動［1］。

3.1 大氣紊流

通常的大氣紊流是考慮在海平面100英尺以上高度，而在這個高度和更低一些的高度上，大氣將在很大程度上影響飛機和航母甲板的嚙合環境.大氣紊流對飛機有三個方面的影響：其一是使飛機的空速發生變化；其二是使飛機的側滑角發生變化，另外是使飛機的迎角發生變化。前兩項由水平大氣紊流引起，第三項由垂直大氣紊流引起。

3.2 艦尾氣流擾動

不難想象，一艘運動著的航空母艦后部氣流的復雜性，不僅有自然風形成的氣流擾動，也有母艦艦橋造成的渦流等。艦面上氣流在通過甲板平臺后會突然向海面下沉，然后再向空中上升。飛機進入這股氣流中，如果駕駛員經驗不足，壓桿或拉桿過猛，則會導致飛機低于下滑道而撞艦尾或高于下滑道而不能準確掛鉤。

航母艦尾流是影響艦載機安全著艦的最重要因素之一，它直接影響飛機在著艦過程中的迎角、速度、高度等狀態參數，是導致艦載機著艦飛行事故和逃逸現象發生的一個重要原因，所以應仔細研究航母艦尾流特性。

航母艦尾流由三部分組成：

穩態尾流—一種僅僅由于母艦的存在而引起的均勻定常流；

縱搖誘導尾流—由于母艦周期性的縱搖引起的振蕩型氣流；

隨機尾流—一種不確定的隨機紊流。

3.3 母艦運動

航空母艦的運動對艦載機的著艦下滑有很大影響，在惡劣天氣下，特別是有大浪情況，母艦會產生大幅度的搖晃，發生縱傾、橫搖、上下升沉，給飛機下沉對準跑道、準確掛鉤帶來困難。飛行員往往是眼看著母艦后端升上來，在飛機差一步就要著艦時，甲板后端一下子又沉下去，使攔阻鉤抓空。如果這種縱搖的周期較長（如1分鐘），還好對付一些，如果周期較短（如20秒），著艦就更困難。

4 渦槳飛機特點

一般渦槳飛機布局為翼吊發動機，飛機推重比都較小，著艦過程發動機加減速特性差，螺旋槳滑流對飛機氣動力／力矩影響顯著，這些特點都對飛機準確著艦有很大影響，如何保證其在航空母艦甲板上順利、安全的起降是設計和使用首要考慮的關鍵問題。同時由于發動機軸線距飛機對稱面遠，單發時產生的不對稱力矩較大，單發著艦能力需求對飛機操縱效能設計提出更高要求。

5 安全著艦要求

艦載機進場著艦的基本要求如下：

（1）飛機由平飛進入4°下滑軌跡時，飛行員必須看到艦尾水線［2］；

（2）飛機進場著艦時要有良好的速度／油門穩定性和飛機下滑軌跡穩定性。

（3）著艦速度的數值應不小于1.05倍的進場速度；要保證有足夠的安全余量，因為調整下滑角時可能減速。

（4）將油門位置固定在下滑軌跡所需要的正確功率位置時，飛機應能夠在5秒時間內，從下滑軌跡調整高度約15米；且調整機動過程中的最大法向過載值不應超過最大使用升力系數進行機動時法向過載的一半。

（5）飛機在接近失速速度時，變狀態特性要符合要求，不允許橫向擺動超過一定程度（例如±45°），不允許有自動上仰現象。

（6）復飛時，從飛機正常進場小轉速推力增加到最大加力的時間不應大于3秒，同時飛機的縱向加速度不應小于1.5 m／s2。

6 進場著艦過程飛行力學需研究的關鍵問題

6.1 進場下滑過程的穩定性研究

艦載飛機為了在航空母艦長度、寬度有限的甲板上著艦，必須以足夠小的速度進場，并且在整個著艦過程中精確地控制飛行軌跡，這要求飛機在著艦過程中必須具有軌跡穩定性。飛機軌跡穩定性取決于飛機的極曲線特性，飛機的飛行速度越低，軌跡穩定性越差。艦載戰斗飛機為了滿足在航空母艦上著艦要求，它的著艦速度通常要比陸基飛機小得多，通常處于操縱反區，此時軌跡穩定性較差。渦槳飛機特點是低速特性較好，其著艦速度有可能處于操縱正反區分界的靈敏區，所以必須采取措施改善艦載機軌跡穩定性［3］。

6.2 復飛決策包線研究

艦載機的復飛概率比常規陸基飛機要高得多，著艦時一旦掛索失敗必須立即復飛。由于航空母艦著艦區的甲板長度很短，因而對艦載機復飛操縱要求較高。通常，艦載機著艦時飛行員既要準確地操縱飛機以便掛鉤成功，又要隨時準備復飛。這就需要仔細研究飛行員著艦時的復飛準備操縱及復飛決策條件、復飛時機和復飛操縱動作。

當艦載飛機遇到不可預計的干擾或故障時，能否及時準確地進行復飛，對保證艦及飛機的安全是非常重要的。當艦載飛機下滑至艦尾某高度時，由于不滿足著艦要求，例如迎角不夠、高度下降過多等，不能保證安全著艦，就需要拉起復飛，這時主要是操縱升降舵（平尾）來實現。因此要求飛機舵面效率必須足夠，飛機縱向穩定度不能太大，否則不易拉起。

但不是在任何情況下，飛機都能夠安全復飛，還要有一定的限制和要求。著艦指揮官根據飛機著艦飛行的狀態和這些限制要求，要及時作出判斷決策并及時給飛行員發出復飛的命令。事實上對每一種艦載機都存在一個能夠使其安全復飛的復飛包線，而這一復飛包線的確定，主要依據以下三個原則：

（1）在航母艦尾處飛機攔阻鉤應在艦尾上方10英尺；

（2）允許飛行員對復飛信號響應時間為0.3秒。

（3）飛行員復飛技術，包括只用發動機推力。

艦載飛機的復飛過程是：位于航母上的精確跟蹤雷達不斷地測量飛機進場速度、下沉速率、飛機距艦尾的水平距離、及高度并將測量結果提供給著艦指揮官，當飛機有撞艦的危險時，由著艦指揮官判斷發出復飛指令，命令飛行員執行復飛任務。

因此，根據飛機操縱能力，確定合適的復飛邊界是艦載飛機著艦安全的重要工作。

6.3 攔阻滑跑的動力學研究

艦載飛機為了在有限長度的航母甲板上著艦，飛機在助降系統導引下撞擊式著艦后，必須通過航母上的攔阻系統強制飛機減速止動。當艦載飛機的攔阻掛鉤與攔阻索嚙合后，其動力學分析與陸基飛機常規無攔阻著陸動力學分析的主要差別在于它還要受攔阻索給于它的攔阻力，因此艦載飛機著艦攔阻動力學分析的關鍵在于攔阻力的確定。

準確而完整的數學建模是進行艦載機攔阻動力學分析的基礎。艦載機在攔阻狀態的數學模型應包括以下幾個部分：

（1）飛機的氣動力；

（2）發動機的推力（或螺旋槳拉力）；

（3）飛機的重力和艦面的反作用力；

（4）起落架減震支柱和輪胎壓縮狀態的阻尼力；

（5）攔阻系統的攔阻力。

對不同的飛機以及同一飛機不同著艦載荷情況，攔阻系統應設置不同的攔阻載荷以保證艦載機在掛上攔阻索后能穩定的被攔阻停下，需要考慮飛機的對稱攔阻與非對稱攔阻情況、不同攔阻載荷的影響、側風的影響、飛行員操縱動作的影響以及飛機結構參數如尾鉤位置等的影響。

6.4 逃逸復飛滑跑動力學特性研究

飛機在著艦攔阻區外著艦會發生脫掛。駕駛員發現沒能夠掛上攔阻索后，就需要快速推油門至最大推力，沿斜甲板加速滑跑，迅速達到安全離艦速度復飛，又稱逃逸復飛。此情況要求發動機加速性好，以使飛機在很短時間內能夠迅速加速。在著艦斜甲板長度內，安全逃逸復飛是艦載飛機應具備的能力，是航母／飛機適配性設計中最基本、最重要的要求之一。飛機逃逸復飛過程由加速滑跑段和上升段組成。離艦上升特性雖與加速滑跑特性密切有關，但其計算方法與陸基飛機離地上升段計算方法本質上是一樣的。因此，需重點研究脫掛后的加速滑跑運動。

飛機的逃逸復飛滑跑動力學特性通過數值仿真方法研究，逃逸復飛滑跑動力學特性涉及飛機機體運動、起落架伸縮運動和輪胎變形運動以及艦體運動特性。

7 飛機進場著艦模擬的數學模型與數據庫

艦載飛機著艦飛行過程始終存在很強的外界大氣擾動，因此，要研究艦載飛機的著艦飛行動力學問題，必須采用數值仿真的方法。在飛機的六自由度運動方程的基礎上，建立一系列新的數學模型和數據庫。

7.1 航母運動模型

針對航空母艦的海上運動狀態模擬，有兩種方法較為常用：一是基于實際航母運動數據統計，利用平穩隨機過程理論建立的頻率譜函數模型，但得出的頻譜函數不是解析形式，使用不便；二是將航母運動看作諧波疊加，并航母六自由度運動分解為各個單自由度運動的線性組合，研究航母運動的振幅、頻率和離艦時刻相位角等參數變化對著艦的影響。航母運動諧波模型的方程可以描述為：

式中：振幅Ai和頻率ωi為各自由度對應的均方值，相位角φi可任意選取。

在通常的航速下，首搖、縱蕩和橫蕩運動對飛機著艦特性的影響較小，因此需要著重考慮縱搖（俯仰運動）、橫搖（滾轉運動）、垂蕩（升沉運動）三種運動對飛機著艦安全的影響。

美國海軍規定艦載飛機著艦時，航母縱搖不得超過2°；橫搖不得超過7°（俄羅斯海軍規定也是這樣）。而艦尾的下沉不得超過1.5米。另外，母艦艦體的縱搖對飛機主起落架和著陸鉤的強度設計也有很大影響，因為這時的沖擊載荷是很大的。

7.2 大氣紊流數學模型和數據庫

在艦載飛機的著艦飛行模擬研究中，除通常的大氣紊流外還需要建立與航空母艦環境相關的特殊的大氣紊流數學模型和數據庫，包括艦首上洗氣流、艦尾公雞尾尾流、斜角甲板產生的側洗氣流等。

（1）艦尾處“公雞尾”氣流模型研究

航空母艦行駛時，通過艦面的氣流有時會在尾部突然向海面下沉，然后再上升，形狀象公雞尾，亦稱“公雞尾”氣流.飛機著艦時必須通過該區域，會受到該氣流向下的作用而掉高度，這對艦載機實現軌跡精確控制和著艦安全都影響很大。

（2）著艦區紊流模型研究

為使飛機著艦時有足夠的甲板風，母艦要根據實際情況高速航行。這時甲板風不是沿著著艦區的中心線流動，而是沿母艦的軸線方向流動。對飛機來說，這種氣流是來自右舷的側風，而且，來自艦首方向的氣流遇到飛行甲板上的艦橋后產生紊流向艦尾處流去，這種紊流會對著艦產生更復雜的不利影響。

7.3 攔阻力模型

航空母艦上的著艦攔阻系統也是一個非常復雜的系統。建立準確的攔阻系統的動態模型是真實地模擬研究艦載飛機攔阻著艦特性的必要條件，包括艦載飛機著艦時的對稱攔阻與非對稱攔阻情況。

一般對于攔阻器，已知的是無因次攔阻力與無因次攔阻沖程之間的關系。而此攔阻力應位于攔阻索平面內，并且與通過跑道中心線與甲板面垂直的平面平行。在確定飛機的對稱、對中攔阻力時，計算較為簡便。但是，由于艦載飛機的著艦條件十分復雜，飛機著艦時一般帶有一定的偏心、滾轉和偏航，這樣飛機所受到的攔阻力是不對稱的，攔阻掛鉤和攔阻索之間存在摩擦，兩者間還可能產生相對滑動，攔阻力的確定就比較復雜。它是艦載飛機著艦動力學分析的難點所在。

7.4 艦載飛機氣動力數學模型和數據庫

氣動力數學模型是飛行模擬真實程度的關鍵，對于渦槳類飛機的數學模型除了包含常規渦噴類飛機的氣動力影響因素外，還應完整的考慮滑流影響的數學模型和氣動力數據庫。地面效應變化影響數學模型和數據庫。

7.5 艦載機發動機數學模型

發動機特性的特殊之處應在數學模型和數據庫中反映出來。渦槳發動機除了要考慮發動機推力外，還要考慮槳葉的法向力作用。

發動機推力一般作用在飛機對稱平面內，若已知發動機推力T、發動機安裝角σT和飛機質心到發動機推力線的距離Zt，發動機推力及力矩在飛機體軸中的分量表示為：

7.6 菲涅爾鏡光學導引系統數學模型

在艦載飛機著艦過程中使用菲涅爾鏡光學導引系統是它與常規陸基飛機不同的一個重要特點。因此，建立菲涅爾鏡光學導引系統的數學模型和數據庫對艦載飛機的著艦飛行模擬是很重要的。該數學模型主要是根據艦船運動給出理想的下滑道的位置，以及飛機相對于下滑道位置，確定飛行員所能看見的燈球顏色。

7.7 飛行控制系統數學模型和數據庫

艦載飛機的飛行控制系統與常規陸基飛機有很大的不同，為減輕飛行員操縱負擔，應在控制增穩系統的基礎上增加動力補償功能，尾流抑制等功能。應根據特定飛機的特性建立相應的數學模型和控制律參數。

8 結束語

［1］ 楊一棟.艦載機著艦引導與控制［M］.北京：國防工業出版社，2007.

YANG Yidong.Guidance and control of carrier－based airplane［M］.Beijing：National Defense Industry Press，2007.

［2］ 王萌輝，趙波.艦載飛機起降動力學研究［J］.飛機設計，1997，3（1）：21－33.

WANG Menghui，ZHAO Bo.Study of carrier-based airplane launch and landing dynamics［J］.Aircraft Design，1997，3（1）：21－33.

［3］ 張子彥.艦載飛機起飛和著艦的地面飛行模擬試驗［J］.飛行力學，1997，9（3）：61－66.

ZHANG Ziyan.Ground flight simulation test of the aircraft taking off and landing on the ship［J］.Flight Mechanics，1997，9（3）：61－66.

姚海林 男（1969－），陜西禮泉人，高級工程師，主要研究方向為飛機操縱性與穩定性分析與飛行仿真的研究設計工作。

趙一飛 男（1983－），江蘇南京人，高級工程師，主要研究方向為飛機操縱性與穩定性設計。

Requirements of a Carrier-based Airplane Approaching and Carrier Landing Simulation Models

YAO Hailin，ZHAO Yifei，HUANG Zhenwei
（AVIC The First Aircraft Institute，Xian 710089，China）

This research analyzed the characteristics in the airplane carrier landing process，and the environment factors which influencing the flight safety during the airplane approaching，arrested decklanding，wave off and bolting.This research also analyzed the maneuver capability required for safty flighting during approaching and deck-landing.We discussed the main problems of the flight dynam ics and the flight control during the carrier-based airplane approaching and deck-landing.Finally，We presents the requirement of themath models and database in the carried-based airplane approaching and deck-landing simulation.

carried-based airplane；approaching and landing；simulation modeling；database

TP 391

A