于嘉暉，陶 楊，翟鴻君，付霖宇

(1.海軍航空工程學(xué)院 指揮系，山東 煙臺(tái) 264001;2.海軍航空工程學(xué)院研究生大隊(duì)，山東 煙臺(tái) 264001;3.海軍航空工程學(xué)院基礎(chǔ)部，山東 煙臺(tái) 264001;4.海軍航空工程學(xué)院兵器科學(xué)與技術(shù)系，山 東煙臺(tái) 264001)

0 引言

艦船的高速行駛和甲板的運(yùn)動(dòng)，艦船尾部存在著復(fù)雜的氣流擾動(dòng)，飛機(jī)在著艦的過(guò)程中不可避免的要受到這種氣流影響[1]。艦尾流對(duì)飛機(jī)的著艦有很大影響，是威脅飛行安全的主要因素之一。受艦船的隨機(jī)運(yùn)動(dòng)和大氣紊流的擾動(dòng)影響，艦尾流具有很大的隨機(jī)性，不同的艦船、不同的海域，其艦尾流特性也不盡相同。另外，空氣流場(chǎng)內(nèi)大流動(dòng)角氣流的總壓、靜壓和流向的測(cè)量等問(wèn)題也給艦尾流研究增加了一定難度[2]。因此研究艦尾流對(duì)飛機(jī)下滑著艦的影響對(duì)飛機(jī)安全回收具有重要意義[2～4]。

1 艦尾流模型

美軍標(biāo)[5]中規(guī)定，在對(duì)飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)的最后800米內(nèi)艦尾流進(jìn)行模擬時(shí)，應(yīng)用最終著艦進(jìn)場(chǎng)的擾動(dòng)模型。總擾動(dòng)速度由自由大氣紊流分量，尾流穩(wěn)態(tài)分量，尾流周期分量，尾流隨機(jī)分量所產(chǎn)生的各部分相互疊加得出[6～8]，總的艦尾流擾動(dòng)如圖1所示。

圖1 總艦尾流擾動(dòng)

2 飛機(jī)下滑過(guò)程動(dòng)力學(xué)方程

2.1 質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程

飛機(jī)在下滑過(guò)程中，受到的外力主要有發(fā)動(dòng)機(jī)推力T、空氣動(dòng)力R(包括升力Y阻力Q側(cè)力Z)和自身重力G。

為方便表述，定義由風(fēng)產(chǎn)生的迎角和側(cè)滑角為

著艦時(shí)的艦尾流風(fēng)速遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于飛機(jī)空速u，可以用式(2)來(lái)簡(jiǎn)化求解αw，βw值。

在對(duì)存在有艦尾流的飛機(jī)下滑過(guò)程分析時(shí)，只考慮了起主要作用的水平分量和垂直分量，而對(duì)βw的變化并未加以考慮，故可對(duì)式(1)第二式做適當(dāng)?shù)暮?jiǎn)化，即β=βh。則飛機(jī)質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程可用式(3)來(lái)表示。

式中，v為飛機(jī)速度;α為迎角;β為側(cè)滑角;φT為發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用線與機(jī)體縱軸夾角;γs為航跡速度滾轉(zhuǎn)角;αh為航跡速度迎角;βh為航跡速度側(cè)滑角。

2.2 質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)方程

下滑過(guò)程中的質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)方程與一般飛行器的相同。質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)方程如式(4)所示。

式中，Ix為機(jī)體x軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;Iy，Iz為機(jī)體y，z軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;I為慣性積;eT為發(fā)動(dòng)機(jī)安裝偏心距。

另外，質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)微分方程在有、無(wú)風(fēng)切變情況下也同樣有

式中，?為俯仰角;ψ為偏航角;γ為滾轉(zhuǎn)角。

2.3 運(yùn)動(dòng)補(bǔ)充方程

在地面坐標(biāo)系中，運(yùn)動(dòng)學(xué)方程為

3 飛機(jī)下滑著艦艦尾流影響分析

依據(jù)前面建立的艦尾流模型，在一定的初始條件下，通過(guò)Matlab軟件采用自主編制的四階龍格庫(kù)塔法求解飛機(jī)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，考慮有艦尾流和無(wú)艦尾流兩種情況，對(duì)某型飛機(jī)下滑過(guò)程中的迎角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角、偏航角、偏航距離及俯仰角等參數(shù)隨時(shí)間變化關(guān)系進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果如圖2～圖7所示，由圖中兩種情況比較可知，艦尾流的存在影響到了飛機(jī)著艦攔阻的初始條件。

如圖2所示，飛機(jī)在下滑初期迎角均減小，艦尾流對(duì)其影響不大。減小到4.42°后無(wú)艦尾流情況下基本保持穩(wěn)定，而當(dāng)有艦尾流時(shí)，迎角的波動(dòng)很強(qiáng)烈，峰值差最大達(dá)到了2.06°，此時(shí)的飛行狀態(tài)將很不穩(wěn)定，飛機(jī)將不停的抬頭低頭。從圖3～圖6所示的飛機(jī)側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角、偏航角和偏航距離隨時(shí)間的變化曲線中可見(jiàn)，艦尾流對(duì)這三個(gè)姿態(tài)角及偏航距離的影響較小。如圖7所示的俯仰角隨時(shí)間的變化中可見(jiàn)，在沒(méi)有艦尾流影響時(shí)，俯仰角先是下降較快，而后降至1.59°后下降較平穩(wěn);而加入了艦尾流后，原先較平穩(wěn)的俯仰角下滑過(guò)程也變得波動(dòng)不已，且俯仰角的均值也有大幅度減小。飛行高度隨水平離艦距離的變化如圖8所示，從同一位置開(kāi)始下滑，在相同下滑高度上存在艦尾流時(shí)其水平離艦距離要更為靠前，這樣導(dǎo)致最終的著艦點(diǎn)會(huì)比無(wú)艦尾流時(shí)向前偏差。對(duì)于本來(lái)長(zhǎng)度就較短的航母飛行甲板而言，著艦點(diǎn)位置的前移意味著不能按照預(yù)定著艦位置攔阻，這樣對(duì)于著艦而言可能會(huì)威脅到飛機(jī)的安全性。

圖8 飛行高度隨水平離艦距離的變化

4 結(jié)語(yǔ)

上面分析了艦船尾流的成因，建立了艦尾流模型和飛機(jī)下滑著艦動(dòng)力學(xué)模型，對(duì)飛機(jī)下滑過(guò)程中艦尾流的影響進(jìn)行了分析。通過(guò)計(jì)算分析和仿真驗(yàn)證可知，著艦環(huán)境對(duì)飛機(jī)著艦時(shí)的姿態(tài)角會(huì)產(chǎn)生很大影響，如果不加以控制，飛機(jī)將很難保持飛行中的平衡狀態(tài)，嚴(yán)重時(shí)會(huì)導(dǎo)致飛行事故的發(fā)生。該力學(xué)模型的建立，對(duì)如何控制著艦飛機(jī)的飛行，維持其平衡的飛行狀態(tài)，可以提供非常精確的理論數(shù)據(jù)。

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