崔益華, 韓意新, 王啟

(1.中國飛行試驗研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089; 2.中國飛行試驗研究院 技術(shù)中心, 陜西 西安 710089)

戰(zhàn)斗機(jī)空滑迫降技術(shù)研究

崔益華1, 韓意新1, 王啟2

(1.中國飛行試驗研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089; 2.中國飛行試驗研究院 技術(shù)中心, 陜西 西安 710089)

針對可能引起發(fā)動機(jī)停車的風(fēng)險科目試飛需要,開展了戰(zhàn)斗機(jī)空滑迫降技術(shù)研究,提出了下滑速度、最佳空滑比、180°轉(zhuǎn)彎高度損失等空滑迫降關(guān)鍵參數(shù)的確定方法及兩種空滑迫降航線的制定方法,并通過飛行試驗進(jìn)行了驗證。該項研究對保障試飛安全有重要意義。

空滑迫降; 空滑比; 迫降航線

0 引言

戰(zhàn)斗機(jī)在大迎角、大側(cè)滑飛行中,很可能由于進(jìn)氣不順暢而導(dǎo)致發(fā)動機(jī)空中停車[1]。一旦發(fā)動機(jī)停車,飛行員必須抉擇發(fā)動機(jī)空中起動、空滑迫降或棄機(jī)逃生,而飛機(jī)空滑迫降特性是飛行員決策的最重要因素之一?？栈冉凳前l(fā)動機(jī)停車或發(fā)生故障時保證飛機(jī)安全的緊急措施,這不僅是對飛行員駕駛技術(shù)的考驗,更是對其心理的考驗,一旦迫降失敗,很可能發(fā)生重大事故[2]。因此,飛行員必須掌握飛機(jī)空滑迫降技術(shù)(包括空滑迫降關(guān)鍵參數(shù)確定、迫降航線制定等),才能做出正確的決策,最大限度地將飛機(jī)安全帶回[3]。

1 基本原理

戰(zhàn)斗機(jī)空滑迫降可以分解為無動力直線下滑和無動力轉(zhuǎn)彎下滑兩種形式。對于無動力直線下滑,應(yīng)盡可能使用最大空滑比,即單位垂直高度損失能獲得的最大水平飛行距離,確保飛機(jī)盡可能滑至機(jī)場。因此,首先必須確定飛機(jī)的最佳空滑比和下滑速度;對于無動力轉(zhuǎn)彎下滑,應(yīng)在已確定的下滑速度下,使180°轉(zhuǎn)彎的高度損失盡可能小,同時滿足飛行員視場和操縱要求。因此,需要確定飛機(jī)的轉(zhuǎn)彎坡度、轉(zhuǎn)彎半徑及180°轉(zhuǎn)彎的高度損失。

1.1 最佳空滑比和下滑速度確定

最佳空滑比和下滑速度的確定主要考慮以下因素:

(1)飛機(jī)氣動特性。應(yīng)盡可能接近有利下滑速度,以獲得最大空滑比;

(2)發(fā)動機(jī)啟動邊界。下滑速度應(yīng)接近發(fā)動機(jī)空中最小啟動速度,以便發(fā)動機(jī)空中啟動嘗試;

(3)著陸拉平階段速度損失。拉平后速度不小于且接近著陸速度,以保證著陸安全;

(4)對于電傳飛機(jī)而言,空滑最長時間不應(yīng)超過應(yīng)急動力最大工作時間(一般為10 min)[4],以保證液壓系統(tǒng)能夠進(jìn)行正常操縱。

以某型戰(zhàn)斗機(jī)為例,該飛機(jī)最大升阻比為8.77,對應(yīng)的迎角為4.3°，如圖1所示。

飛機(jī)縱向運(yùn)動平衡方程為:

(1)

式中,T為發(fā)動機(jī)推力;?為軌跡傾角;D為阻力;L為升力。

假定停車后發(fā)動機(jī)推力為零,根據(jù)式(1)可得停車后的空滑比為cot ?=L/D。根據(jù)飛機(jī)升阻特性,并按飛機(jī)1/2余油以及標(biāo)準(zhǔn)大氣條件,換算到對應(yīng)的表速和空滑比如圖2所示。由圖2可知,飛機(jī)無動力最大空滑比應(yīng)為飛機(jī)最大升阻比8.77,對應(yīng)的下滑軌跡傾角則為6.5°,但綜合考慮到該飛機(jī)發(fā)動機(jī)空中啟動包線及著陸拉平階段的速度損失,最終確定空滑速度為Vi=450 km/h,對應(yīng)的迎角為5.1°,空滑比為8.30。這樣考慮的原因有:

(1)在大迎角失速尾旋狀態(tài)下意外停車,飛行員首先需將飛機(jī)改出到平飛狀態(tài),如果高度允許,則首先俯沖增速至發(fā)動機(jī)啟動包線,啟動發(fā)動機(jī),即使開車不成功,還可繼續(xù)進(jìn)行空滑迫降;

(2)在空滑過程中,由于特殊原因,發(fā)現(xiàn)高距比不滿足空滑迫降要求,同時高度也不足以俯沖至啟動包線內(nèi),飛行員仍然可以一邊尋找應(yīng)急離機(jī)地點(diǎn),一邊嘗試空滑開車。

不同高度對應(yīng)的下降率和迎角如圖3所示。

圖3 不同高度對應(yīng)的下降率和迎角Fig.3 Rates of decent and angle of attacks corresponding to different altitudes

1.2 轉(zhuǎn)彎坡度確定

該過程實質(zhì)是穩(wěn)定盤旋下降,其運(yùn)動方程為:

(2)

式中,φ為坡度;R為半徑。

無動力180°轉(zhuǎn)彎過程中,同樣假定推力為零,可得到tan ?=D/(Lcosφ);180°轉(zhuǎn)彎時間為t=πR/(Vcos ?);180°轉(zhuǎn)彎高度損失為:

ΔH=Vyt

(3)

式中,下降率Vy=Vsin ?。

顯然,在速度、重量以及升阻比確定的情況下,采用45°轉(zhuǎn)彎高度損失最小。采用已確定的空滑速度Vi=450 km/h轉(zhuǎn)彎,同樣按1/2余油和標(biāo)準(zhǔn)大氣條件,對于不同的坡度,根據(jù)式(3)可以得到對應(yīng)的180°轉(zhuǎn)彎高度損失、下降率、迎角、航跡傾角,其曲線如圖4和圖5所示。

根據(jù)圖4結(jié)果,可以得到高度損失最小的坡度應(yīng)在45°～50°,但是考慮到飛行員視角和駕駛技術(shù)難度,并兼顧高度損失,最終將轉(zhuǎn)彎坡度確定為

30°～35°。

圖4 不同轉(zhuǎn)彎坡度對應(yīng)的高度損失及下降率Fig.4 Rates of decent and height loss corresponding to different roll angles

圖5 不同轉(zhuǎn)彎坡度對應(yīng)的迎角和航跡傾角Fig.5 Angle of attack and flight path corresponding to different turning banks

1.3 空滑迫降航線設(shè)計

以某機(jī)場為例,進(jìn)行空滑迫降航線設(shè)計。該機(jī)場跑道長度為3 km,按飛機(jī)進(jìn)場高度差異設(shè)計了兩條航線,如圖6所示。第一條航線:飛機(jī)直接沿跑道方向著陸,著陸過程中設(shè)置了兩個檢查點(diǎn)(遠(yuǎn)點(diǎn)和近點(diǎn)),在近點(diǎn)放起落架,目標(biāo)著陸點(diǎn)為跑道1/3處;第二條航線:飛機(jī)沿著跑道側(cè)方下滑,在跑道端頭進(jìn)行180°轉(zhuǎn)彎下滑著陸,著陸過程中設(shè)置了兩個檢查點(diǎn),在檢查點(diǎn)2處放起落架,目標(biāo)著陸點(diǎn)為跑道1/3處。整個過程中,盡可能保持表速恒定。

圖6 兩條迫降航線及檢查點(diǎn)Fig.6 Two force landing routes and checkpoints

空滑迫降時,首先保持好預(yù)定速度向機(jī)場方向空滑,努力向檢查點(diǎn)滑行。在這一過程中,飛行員可以根據(jù)高度和高距比進(jìn)行調(diào)整。高度過高,可以采用機(jī)動(仍然要求保持好預(yù)定速度)的方法來調(diào)整;速度過大,可以通過機(jī)動動作如蛇形機(jī)動等來減速進(jìn)行調(diào)整[5]。到達(dá)預(yù)定空滑航線第一檢查點(diǎn)后,飛行員可以根據(jù)高度采用控制放起落架的時機(jī)來進(jìn)行調(diào)整,即高度比檢查點(diǎn)高,提前放起落架;高度比檢查點(diǎn)低,則需要推遲放起落架來調(diào)整。

2 飛行試驗驗證

模擬空滑迫降主要驗證無動力直線下滑和轉(zhuǎn)彎下滑兩種形式。考慮到發(fā)動機(jī)停車風(fēng)險,首先可以采用發(fā)動機(jī)慢車來模擬停車情況試驗,考慮到發(fā)動機(jī)慢車時實際有一定推力,而且發(fā)動機(jī)停車后還存在額外的風(fēng)車阻力,可以采用放減速板來抵消發(fā)動機(jī)推力、模擬風(fēng)車阻力。根據(jù)試驗結(jié)果可以制定初步的空滑迫降航線,再進(jìn)行發(fā)動機(jī)空中停車空滑驗證,最終確定空滑迫降航線。通過不同下滑速度試驗確定下滑速度,再通過不同坡度180°轉(zhuǎn)彎確定坡度,最后選取下滑速度Vi=450 km/h,180°轉(zhuǎn)彎坡度為30°～35°。該狀態(tài)的試驗結(jié)果如表1所示,其中無動力空滑是從H=10 km下滑至8 km的結(jié)果。

表1 空滑迫降關(guān)鍵參數(shù)驗證結(jié)果Table 1 Verification results of key parameters for force landing

根據(jù)戰(zhàn)斗機(jī)大迎角特性試飛實際需求以及發(fā)動機(jī)停車后空滑迫降實際需求,并綜合考慮實際試飛結(jié)果,結(jié)合機(jī)場附近地標(biāo),制定了兩種空滑迫降路線,如圖7所示。該航線已經(jīng)過飛行試驗驗證。

圖7 兩條驗證過的空滑迫降航線Fig.7 Two proved forced landing routes

3 影響因素分析

影響空滑迫降精度的因素很多,包括風(fēng)場及紊流、發(fā)動機(jī)停車阻力、氣壓高度、飛行員(駕駛技能、心理抗壓能力)等。

考慮不同高度的水平風(fēng)場(包括順、逆風(fēng),風(fēng)速0～15 m/s)和垂直風(fēng)場(包括上、下風(fēng),風(fēng)速0～5 m/s),影響情況大致如下:在10 m/s逆風(fēng)(水平風(fēng))空滑10 km,高度損失增加120 m;在1 m/s上升氣流(垂直風(fēng)),空滑10 km,高度損失減小110 m。

考慮停車阻力對空滑比有一定影響,而且采用慢車模擬停車,對空滑比的確定有一定的影響,必須使用停車空滑進(jìn)行修正(詳見表1),本文中采用慢車放減速板的方法來抵消慢車推力及模擬風(fēng)車阻力與真實停車情況的空滑比相當(dāng),可以采用該方法進(jìn)行空滑迫降訓(xùn)練,提高飛行員的信心。

4 結(jié)束語

本文為可能存在發(fā)動機(jī)停車的試驗科目提出了空滑迫降方案的確定方法,提出了兩種空滑迫降路線,并經(jīng)過飛行試驗進(jìn)行了驗證,該方法和結(jié)果為進(jìn)行同類飛機(jī)空滑迫降方案設(shè)計提供了參考。

[1] 劉志友,侯敏杰,文剛.航空發(fā)動機(jī)風(fēng)車阻力的試驗確定[J].航空動力學(xué)報,2006,21(2):214-218.

[2] 蔣德秋.超輕型飛機(jī)的空滑迫降[J].航空知識,1996,(10):18-21.

[3] 徐道琦,費(fèi)景榮.某型轟炸機(jī)空滑迫降分析[J].沈陽航空工業(yè)學(xué)院學(xué)報,2005,22(1):19-22.

[4] 桑雨生,魏余生,田培彥.停車迫降中風(fēng)速對四轉(zhuǎn)彎改出高度的影響[J].飛行力學(xué), 2000,18(3):69-71.

[5] Borst C,Sjer F A,Mulder M,et al.Ecological approach to support pilot terrain awareness after total engine failure[J].Journal of Aircraft,2008,45(1):22-26.

(編輯：姚妙慧)

Reasearchonfighterforcedlandingtechnologies

CUI Yi-hua1, HAN Yi-xin1, WANG Qi2

(1.Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China; 2.Research Center of Flight Test Technology and Engineering, CFTE, Xi’an 710089, China)

According to the flight test requirements of risk subjects which may cause engine shutdown, this paper carried out the research on fighter forced landing technologies, put forward the method for determining key parameters of fighter forced landing technologies such as glide speed, optimum glide ratio, height loss in 180°turn and so on. In the end, the paper put forward two methods for setting forced landing route, which were verified by the test flight. It is of great significance to guarantee flight safety.

forced landing; glide ratio; forced landing route

V212.1; V217.3

A

1002-0853(2013)06-0549-04

2013-04-07;

2013-09-05; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時間

時間:2013-10-22 14:13

崔益華( 1980-)，男，江蘇海安人，高級工程師，碩士,研究方向為飛行力學(xué)。