王釗，樊鵬，王福新，車(chē)海林

(1.上海交通大學(xué) 航空航天學(xué)院， 上海 200240)(2.航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 總體氣動(dòng)研究所， 西安 710089)(3.中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 信息化與檔案中心， 西安 710089)

0 引 言

在空中加油過(guò)程中，加、受油機(jī)快速、安全的對(duì)接，是完成加油任務(wù)的最直接衡量標(biāo)準(zhǔn)。特別是多機(jī)、大型加油機(jī)對(duì)不同種類(lèi)的受油機(jī)對(duì)接過(guò)程的復(fù)雜環(huán)境變化，加受油機(jī)編隊(duì)的進(jìn)近、進(jìn)入和退出的流程，加油機(jī)和受油機(jī)隨著加油和受油油量變化引起的飛機(jī)姿態(tài)的變化，而帶來(lái)的飛機(jī)隨迎角、速度、高度等操縱控制，均對(duì)加、受油任務(wù)的成功率和安全性具有嚴(yán)重影響。

現(xiàn)有的相關(guān)研究大多關(guān)注的是空中加受油對(duì)接過(guò)程中，加油機(jī)產(chǎn)生的或尾渦[1-2]、或翼尖渦[3]、或下洗流[4]單獨(dú)對(duì)后部受油機(jī)產(chǎn)生的擾動(dòng)影響，或是受油機(jī)前方氣流擾動(dòng)的形成機(jī)理[4]，或是加/受油過(guò)程中的加油軟管和錐套在空中的運(yùn)動(dòng)過(guò)程[5]，或是通過(guò)設(shè)計(jì)程序及環(huán)境仿真對(duì)加受油機(jī)能否實(shí)現(xiàn)精確對(duì)接控制的驗(yàn)證[6-8]。相關(guān)學(xué)者用數(shù)學(xué)模型說(shuō)明了飛機(jī)尾部流場(chǎng)對(duì)后部受油機(jī)產(chǎn)生影響[1-4]，但對(duì)其影響產(chǎn)生的原因沒(méi)有進(jìn)行詳細(xì)分析。王鵬等[5]僅對(duì)加油機(jī)尾流場(chǎng)對(duì)受油機(jī)產(chǎn)生干擾的機(jī)理進(jìn)行了總結(jié)研究；張穎等[6]通過(guò)數(shù)學(xué)模型與數(shù)字仿真對(duì)設(shè)計(jì)的受油機(jī)對(duì)接控制系統(tǒng)驗(yàn)證其能夠?qū)崿F(xiàn)受油插頭與加油錐套進(jìn)行精確跟蹤及對(duì)接；劉曌等[7]提出基于參考觀測(cè)器的全狀態(tài)反饋控制方法設(shè)計(jì)了受油機(jī)的飛行控制系統(tǒng)，通過(guò)仿真驗(yàn)證加油錐套在假定強(qiáng)度的陣風(fēng)干擾下，控制器能夠使加油錐套與受油插頭進(jìn)行精跟蹤對(duì)接。但并沒(méi)有相關(guān)文獻(xiàn)通過(guò)研究受油機(jī)動(dòng)態(tài)進(jìn)近軟式加油機(jī)全過(guò)程中，從宏觀上提出并總結(jié)對(duì)影響加受油機(jī)對(duì)接安全控制的所有潛在驗(yàn)證要素且對(duì)其進(jìn)行較詳細(xì)分析。

本文依據(jù)大型加油機(jī)(軟式)特殊布局和空中加受油編隊(duì)典型體系，對(duì)空中加受油安全對(duì)接控制驗(yàn)證要素進(jìn)行總結(jié)分析，以期得到對(duì)接速度對(duì)錐套運(yùn)動(dòng)的影響規(guī)律，為軟式空中加油的對(duì)接速度選取提供依據(jù)。

1 空中加受油(軟式)編隊(duì)

1.1 空中加受油編隊(duì)分類(lèi)

空中加油/受油編隊(duì)程序按作戰(zhàn)任務(wù)類(lèi)型可分為戰(zhàn)術(shù)編隊(duì)和戰(zhàn)略編隊(duì)[9]；按加油機(jī)數(shù)量可分為單架加油機(jī)編隊(duì)和多架加油機(jī)編隊(duì)；按受油方式編隊(duì)可分為軟式加油編隊(duì)，硬式加油編隊(duì)和硬管錐套適配器編隊(duì)；按受油機(jī)機(jī)型編隊(duì)可分為重型受油機(jī)編隊(duì)和戰(zhàn)斗類(lèi)，輕型受油機(jī)編隊(duì)；按編隊(duì)布局形式可分為密集型編隊(duì)和標(biāo)準(zhǔn)型編隊(duì)。

1.2 空中加受油編隊(duì)程序

空中加受油正常對(duì)接程序分為預(yù)對(duì)接、接近、對(duì)接。

預(yù)對(duì)接位置是加油裝置伸出后(軟管錐套后或硬管后)的一個(gè)穩(wěn)定位置。受油機(jī)從加油機(jī)左側(cè)觀察位置移到錐套之后(低于錐套)約15～30 m處加油等待區(qū)域，保持穩(wěn)定姿態(tài)后以0.6～3.0 m/s的追趕速度(即速度差)推進(jìn)，在錐套后約1.5～8.0 m處(根據(jù)受油機(jī)類(lèi)型不同，預(yù)對(duì)接位置在加油裝置伸出后約1.5～8.0 m變化)，受油機(jī)保持在穩(wěn)定的預(yù)對(duì)接位置。

當(dāng)受油機(jī)保持穩(wěn)定后(加油控制員通知可以安全對(duì)接時(shí))，即可開(kāi)始接近并不斷靠近錐套，根據(jù)國(guó)外軟式加油機(jī)的加油經(jīng)驗(yàn)統(tǒng)計(jì)，受油機(jī)必須以設(shè)定的逼近速率約1.0～1.5 m/s向前移動(dòng)進(jìn)入對(duì)接區(qū)域，進(jìn)行對(duì)接。

一旦受油機(jī)與軟管-錐套對(duì)接成功，為使燃油順利流動(dòng)，軟管必須被推進(jìn)約至少1.5 m，達(dá)到規(guī)定的最佳輸油區(qū)域內(nèi)，此時(shí)相應(yīng)的指示燈開(kāi)啟，對(duì)接成功，如圖1所示。

圖1 軟式加油對(duì)接程序

2 空中加受油安全對(duì)接控制驗(yàn)證要素

2.1 空中加受油編隊(duì)、加油空域確定及加油包線匹配驗(yàn)證

由于大型空中加油機(jī)(機(jī)翼掛裝兩具吊艙和機(jī)身下加裝一具中心線加油平臺(tái))設(shè)計(jì)，如圖2所示[8]。單機(jī)加油(機(jī)翼單側(cè)、中線加油平臺(tái))、雙機(jī)加油(機(jī)翼單側(cè)、中心線加油平臺(tái)雙機(jī)或機(jī)翼兩側(cè))和三機(jī)同時(shí)加油任務(wù)需求的確定，需要通過(guò)空域的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行驗(yàn)證，建立加、受油機(jī)相對(duì)運(yùn)動(dòng)的協(xié)調(diào)性，編隊(duì)的進(jìn)入、退出信息和加油流程等。執(zhí)行加/受油任務(wù)時(shí)，按照既定的空中加油任務(wù)規(guī)劃和調(diào)度、加油航跡的任務(wù)分配，實(shí)施空中加油任務(wù)。不同受油機(jī)機(jī)型、裝載構(gòu)型有不同的加油狀態(tài)、加油包線、高度分層，滿(mǎn)足加/受油機(jī)機(jī)型的最優(yōu)匹配高度、速度。每一個(gè)機(jī)型都應(yīng)制定適合本機(jī)型的空中加油規(guī)程和程序，同時(shí)根據(jù)空中加油環(huán)境確定空中加油空域?？罩屑佑惋w行軌跡最常用的是跑道式，空域大時(shí)可用直線式，空域小時(shí)可用盤(pán)旋式。不論采用何種方式，皆要以空域安全為首要保障。

加油機(jī)和受油機(jī)在飛行包線上有充分重疊是進(jìn)行空中加油的最基本必要前提，給加油機(jī)分配的飛行包線必須與受油機(jī)所期望的空中加油包線進(jìn)行比較，從而決定加油機(jī)、受油機(jī)飛行包線的重疊區(qū)域，定義出空中加油時(shí)加油機(jī)、受油機(jī)組合的最寬的潛在包線。

(a) 機(jī)翼下吊艙加油點(diǎn)

(b) 機(jī)身下中心線加油平臺(tái)

2.2 空中加受油模擬空中加油動(dòng)態(tài)特性飛控驗(yàn)證

對(duì)于大型空中加油機(jī)(吊艙和中心線加油平臺(tái)軟式)多點(diǎn)加油狀態(tài)、復(fù)雜的流場(chǎng)條件下，加油過(guò)程中的加油機(jī)、受油機(jī)、加油吊艙/中心線加油平臺(tái)軟管、錐套等的氣動(dòng)性能均受到一定程度的影響，場(chǎng)內(nèi)各個(gè)單元的氣動(dòng)特性和干擾產(chǎn)生機(jī)理復(fù)雜，流動(dòng)控制難以把握(俄羅斯某大型加油機(jī)CFD計(jì)算的部分結(jié)果，如圖3所示[10])，因此需要建立加油機(jī)、受油機(jī)和加油裝置的動(dòng)力學(xué)模型，模擬空中包線下的飛機(jī)動(dòng)態(tài)特性飛行。由于目前多機(jī)編隊(duì)試驗(yàn)，不同模態(tài)與載機(jī)氣動(dòng)干擾及干擾耦合特種風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)精確模擬有較大難度，在大型飛機(jī)成功對(duì)接之前，需要進(jìn)行充分的地面試驗(yàn)驗(yàn)證，以保障空中的安全性。

圖3 俄羅斯某大型加油機(jī)CFD計(jì)算結(jié)果

同時(shí)在受到外界干擾情況下，如陣風(fēng)、突防或系統(tǒng)故障時(shí)，應(yīng)付空中遇到的突發(fā)情況，必須在地面進(jìn)行充分驗(yàn)證。因?yàn)榧佑蜋C(jī)—加油裝置—軟管/錐套—受油裝置—受油機(jī)在空中形成一個(gè)整體，每一個(gè)環(huán)節(jié)都要保證絕對(duì)安全，必須通過(guò)地面驗(yàn)證，并通過(guò)飛控實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)安全性操縱，因此需要開(kāi)展地面加油機(jī)、受油機(jī)相對(duì)運(yùn)動(dòng)驗(yàn)證。

特別是作為戰(zhàn)斗單元的受油，由于其平臺(tái)本身、帶外掛載荷等不同構(gòu)型的氣動(dòng)特性差異較大，因此其空中受油的飛行姿態(tài)各不相同，特別是在大型空中加油機(jī)的干擾中，受油機(jī)受到的加油機(jī)下洗、側(cè)洗引起的附加縱向、橫向力矩更為復(fù)雜[11-15]，需要進(jìn)行充分驗(yàn)證，以降低空中加油的不確定因素。

受油機(jī)若從大型加油機(jī)對(duì)稱(chēng)面正后方進(jìn)入時(shí)，在加油機(jī)下洗流場(chǎng)的干擾下，受油機(jī)將產(chǎn)生抬頭力矩，且升力有所減少。若從大型加油機(jī)的翼尖加油吊艙后進(jìn)入時(shí)，由于加油吊艙基本位于翼尖集中渦渦核軸線的正下方，其尾渦將使受油機(jī)產(chǎn)生較大的滾轉(zhuǎn)力矩。當(dāng)受油機(jī)逐步向加油機(jī)靠近時(shí)，干擾流場(chǎng)逐步加強(qiáng)，到達(dá)預(yù)對(duì)接位置處兩機(jī)相距很近，受油機(jī)完全處在加油機(jī)的尾渦區(qū)內(nèi)，并在尾渦的強(qiáng)烈干擾下，對(duì)受油機(jī)氣動(dòng)特性產(chǎn)生很大影響。

由于加油機(jī)下洗的影響，受油機(jī)升力向后傾斜，從而增加了升致阻力，當(dāng)受油機(jī)從加油機(jī)的下方向趨近時(shí)，還會(huì)發(fā)生配平變化。

(1) 縱向特性分析

受油機(jī)的縱向特性，俯仰力矩的產(chǎn)生，主要是由于在機(jī)翼和平尾上(依賴(lài)于平尾位置)的平均下洗強(qiáng)度的不同所致。當(dāng)一個(gè)高平尾的受油機(jī)從下面趨近正常受油位置時(shí)，在平尾上的下洗強(qiáng)度比在機(jī)翼上的要大，受油機(jī)則產(chǎn)生抬頭部力矩。在正常的加油位置時(shí)，飛機(jī)顯示了對(duì)垂直位移的靜穩(wěn)定性，這是因?yàn)槭苡蜋C(jī)向上位移，會(huì)使其產(chǎn)生較小的升力和低頭力矩，反之亦然。

(2) 橫側(cè)向特性分析

對(duì)于受油機(jī)的橫側(cè)向特性，最重要的氣動(dòng)干擾項(xiàng)是加油機(jī)機(jī)翼滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑位移在受油機(jī)上產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩。從穩(wěn)定性意義上來(lái)說(shuō)，滾轉(zhuǎn)力矩作用在滾轉(zhuǎn)位移之后，導(dǎo)致受油機(jī)試圖使機(jī)翼恢復(fù)到水平位置。側(cè)滑位移的變化，導(dǎo)致受油機(jī)升力偏向加油機(jī)的對(duì)稱(chēng)面。由于加油機(jī)尾渦引起受油機(jī)氣動(dòng)力導(dǎo)數(shù)的變化，使受油機(jī)的穩(wěn)定性出現(xiàn)發(fā)散振蕩現(xiàn)象。

大型受油機(jī)在空中加油時(shí)，還有可能失去方向穩(wěn)定性，且隨著加油機(jī)升力系數(shù)的增加，方向不穩(wěn)定性也增加，其部分原因是由于加油機(jī)側(cè)洗對(duì)受油機(jī)垂尾的影響。有關(guān)試驗(yàn)表明，受油機(jī)的方向安定性導(dǎo)數(shù)隨偏航位移的增加會(huì)大幅減少。

顯然，隨著加油機(jī)和受油機(jī)之間相對(duì)距離的縮短及其相互干擾流場(chǎng)的加強(qiáng)，受油機(jī)的氣動(dòng)力以及氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)均隨之變化，飛行姿態(tài)也要改變，因此需要適時(shí)調(diào)節(jié)受油機(jī)的各有關(guān)舵面(副翼、升降舵、方向舵等)和迎角、油門(mén)的大小等，以保持加/受油機(jī)的相對(duì)速度和飛行姿態(tài)，保證飛機(jī)加油任務(wù)的完成和飛行的安全。

此外，加/受油機(jī)相對(duì)速度是空中加油過(guò)程中的氣動(dòng)力敏感參數(shù)。受油機(jī)相對(duì)于加油機(jī)的前進(jìn)速度必須保持在一定的范圍內(nèi)。前進(jìn)速度過(guò)慢，加油錐套會(huì)在受油機(jī)前推氣流作用下逐漸擺離受油探頭，難以實(shí)現(xiàn)對(duì)接；前進(jìn)速度過(guò)快，則可能釀成飛行事故。不同型號(hào)的軟式加油裝置所要求的安全對(duì)接速度范圍也各有不同，通常為1～1.5 m/s。

2.3 空中加受油軟式空中加油對(duì)接規(guī)律驗(yàn)證

由于軟式空中加油的對(duì)接過(guò)程涉及加油機(jī)與受油機(jī)氣動(dòng)力、軟管-錐套的特性、環(huán)境因素、加受油包線等約束，對(duì)接速度還要受不同受油機(jī)、多架受油機(jī)同時(shí)加油的影響，因此在確定最終的加油對(duì)接速度時(shí)，需要綜合考慮上述因素。通過(guò)模擬單架受油機(jī)不同對(duì)接速度下錐套的運(yùn)動(dòng)規(guī)律，根據(jù)加油機(jī)供油量和受油機(jī)受油量的變化，對(duì)飛機(jī)姿態(tài)進(jìn)行控制，從而為其對(duì)接速度、脫離位置的合理選取提供參考，采用地面驗(yàn)證[16]及分析方法可適用于其他空中受油情況。

如果受油機(jī)以較低速度對(duì)接，加油軟管受到機(jī)翼側(cè)洗、下洗影響有一定下沉量和外偏量，錐套呈現(xiàn)周期性震蕩，對(duì)接具有一定的難度，受油機(jī)難以跟隨加油機(jī)成功加油；當(dāng)對(duì)接速度過(guò)快，易在氣動(dòng)力作用下形成軟管上翻揚(yáng)起現(xiàn)象，承受巨大彎矩，受油插頭將出現(xiàn)折斷的危險(xiǎn)。同時(shí)由于受油機(jī)飛行姿態(tài)隨著受油量的變化而不及時(shí)調(diào)整，容易引起受油插頭與錐套的夾角增大，也容易造成受油插頭折斷或脫開(kāi)困難。因此，需要地面充分驗(yàn)證加油機(jī)、受油機(jī)的對(duì)接規(guī)律。

2.4 空中加受油成功對(duì)接態(tài)勢(shì)感知加油系統(tǒng)驗(yàn)證

空中加受油時(shí)，前/后及左/右飛機(jī)間必須保持一定的防撞間距，預(yù)留反應(yīng)時(shí)間，避免空中撞機(jī)事故。受油機(jī)與加油機(jī)會(huì)合過(guò)程中，未建立目視聯(lián)系前，北約ATP-56《空中加油程序手冊(cè)》中要求：兩機(jī)至少應(yīng)保持150 m的垂直間距和450 m的水平間距，如圖4所示[9]。

圖4 未建立目視聯(lián)系前兩機(jī)間距

受油機(jī)與加油錐套對(duì)接成功并進(jìn)入輸油狀態(tài)后，各國(guó)對(duì)于受油機(jī)與加油機(jī)之間的防撞間距也有嚴(yán)格限制[17-18]，我國(guó)GJB 1398-1992《插頭-錐管式空中加油系統(tǒng)通用規(guī)范》對(duì)機(jī)翼吊艙式軟式加油要求如下：“當(dāng)在全拖曳位置前方至少4.6 m的加油位置對(duì)接好時(shí)(指最佳加油區(qū))，受油機(jī)機(jī)頭應(yīng)位于加油機(jī)機(jī)翼后緣之后；吊艙軟管放出口中心與受油機(jī)插頭軸線之間的垂直間隔不小于1.5 m”[19]，如圖5所示。關(guān)于并列兩架受油機(jī)間的橫向間距，我國(guó)目前還沒(méi)有具體標(biāo)準(zhǔn)。

圖5 受油機(jī)與加油機(jī)之間的防撞間距

除防撞外，確保后方受油機(jī)處于較好的流動(dòng)區(qū)域也是相鄰飛機(jī)應(yīng)保持安全間距的重要原因。空中加油時(shí)，處于加油機(jī)尾流場(chǎng)中的受油機(jī)能否保持較好的操穩(wěn)品質(zhì)直接關(guān)系到能否成功對(duì)接以及對(duì)接后能否穩(wěn)定輸油。因此，針對(duì)加油機(jī)尾流場(chǎng)特性，合理規(guī)劃受油機(jī)與加油機(jī)間的安全間距(含縱向、橫向及高度方向)，使受油機(jī)避開(kāi)加油機(jī)的強(qiáng)渦流區(qū)，是軟式空中加油順利實(shí)施的關(guān)鍵步驟之一。

對(duì)于翼下吊艙式加油裝置而言，對(duì)接和輸油時(shí)加/受油機(jī)間的安全間距主要由吊艙展向吊掛位置和輸油軟管長(zhǎng)度來(lái)確定；對(duì)于身下中心線加油平臺(tái)而言，加/受油機(jī)間的安全間距則主要由輸油軟管長(zhǎng)度來(lái)確定。不同型號(hào)的加油機(jī)，由于自身尾流影響區(qū)域及強(qiáng)度的不同，其輸油軟管的長(zhǎng)度存在很大差別，如KC-10翼下吊艙的輸油軟管長(zhǎng)達(dá)24 m，而早期軟管全拖曳長(zhǎng)度僅為14.6 m。

空中加油過(guò)程中，加油機(jī)和受油機(jī)相距僅有二十幾米，且在加油對(duì)接過(guò)程和加油過(guò)程中兩機(jī)較長(zhǎng)時(shí)間保持近距離飛行，加油機(jī)和受油機(jī)需要協(xié)同飛行，需要驗(yàn)證航電系統(tǒng)提供高精度的機(jī)載防撞算法、機(jī)載防撞測(cè)向、復(fù)雜環(huán)境下解碼輸入，給出加受油機(jī)定位、保持距離、位置監(jiān)測(cè)和反饋,保持相同的飛行速度、航向和姿態(tài)，固定飛行高度。因此需要通過(guò)驗(yàn)證飛控系統(tǒng)對(duì)外界信息感知和加油過(guò)程中飛機(jī)狀態(tài)參數(shù)的變化規(guī)律，研究干擾流場(chǎng)下飛行動(dòng)力學(xué)特性，給出空中加油總體防撞策略，制定協(xié)同飛行實(shí)時(shí)傳輸解算作為協(xié)同飛行設(shè)計(jì)輸入，以保證加油過(guò)程安全進(jìn)行。

2.5 大型空中加油機(jī)與受油機(jī)空中加油成功對(duì)接培訓(xùn)需求

由于軟式加油主要為受油機(jī)飛行員追蹤加油機(jī)錐套進(jìn)行跟進(jìn)對(duì)接，對(duì)受油機(jī)飛行的掌控飛機(jī)具有較高的要求。特別在高T型垂尾、上單翼面的大型加油機(jī)強(qiáng)干擾流場(chǎng)下，小型受油機(jī)受到的干擾較大。多機(jī)氣動(dòng)干擾分析，受油機(jī)受到前方大型加油機(jī)側(cè)洗和下洗影響，其偏航力矩和縱向力矩變化在5%～8%。經(jīng)統(tǒng)計(jì)，受油機(jī)在受油初始狀態(tài)對(duì)接成功率不到20%，經(jīng)過(guò)訓(xùn)練后逐步提升到50%，后期能達(dá)到80%以上。因此，需要加強(qiáng)對(duì)地面飛行員的操作培訓(xùn)，熟練掌握對(duì)接規(guī)律，可有效提高飛行中加油對(duì)接的成功率，縮短飛行周期，節(jié)約經(jīng)費(fèi)。

3 結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)對(duì)國(guó)外典型的大型加油機(jī)的加油編隊(duì)體系及其空中安全加油程序進(jìn)行研究并總結(jié)，給出受油機(jī)動(dòng)態(tài)進(jìn)近前方大型加油機(jī)過(guò)程中安全對(duì)接基本流程，提出并分析總結(jié)確保大型加油機(jī)空中加受油安全對(duì)接控制驗(yàn)證要素，由這些要素可以看出大型加油機(jī)空中加/受油是一個(gè)復(fù)雜的系統(tǒng)工程，影響因素與大型加油機(jī)/加油裝置、受油機(jī)/受油裝置的布局及位置等息息相關(guān)。