劉苗鑫，劉 濤，原正庭，張國慶

（中國飛行試驗研究院，西安 710000）

彈射起飛是指用彈射器給艦載機施加外力，使其迅速增速而“彈射升空”。彈射起飛可以滿足不同起飛重量、不同推重比飛機在航母上起飛的要求，可以大大提高航母自身防衛(wèi)和攻擊能力，而且具有效率高、工作可靠、抗御風和航母搖晃等外界干擾能力強的特點，能極大地滿足實戰(zhàn)需要。隨著現(xiàn)代艦載機作戰(zhàn)載重的不斷增加和固定翼預警機、反潛機等特種飛機的上艦，采用彈射起飛已是大勢所趨。

目前，美國海軍艦載機全部采用彈射起飛，法國的新型航母上亦采用了這種起飛方式[1]。但艦載機在彈射起飛過程中的運動變化劇烈，并且受到多種環(huán)境因素的耦合影響，因而具有較大的復雜性和危險性[2]，因此很有必要對艦載機彈射起飛試驗的相關(guān)技術(shù)進行探索和研究。

本文根據(jù)國內(nèi)外相關(guān)文獻，確定了彈射起飛的安全評價準則和影響因素，在此基礎(chǔ)上，結(jié)合國外彈射起飛經(jīng)驗，重點對艦載機彈射起飛試驗技術(shù)進行研究，主要包括艦載機彈射包線、陸上彈射試驗、艦上彈射試驗等相關(guān)內(nèi)容，可為開展艦載機彈射起飛試驗提供技術(shù)參考。

1 彈射起飛影響因素分析

1.1 彈射起飛安全評價準則

在開展彈射起飛影響因素分析前，需充分了解彈射起飛安全準則，美國人Lucass[3]將仿真與試驗相結(jié)合，研究了不同型號艦載機彈射起飛規(guī)律，并進行分析比較，討論了各參數(shù)對艦載機彈射起飛性能的影響，總結(jié)出了艦載機彈射起飛的一般安全準則，趙一飛等[4]對艦載飛機彈射起飛安全評價準則在飛行性能、飛行品質(zhì)兩方面進行了深入研究，形成如下結(jié)論。

1）彈射起飛階段，飛行品質(zhì)指標需要滿足等級1要求；

2）彈射起飛階段，必須保證艦載機離艦后下沉量不超過3 m；

3）彈射起飛階段，最大迎角應(yīng)不超過告警迎角，最小末速應(yīng)大于失速告警速度；

4）彈射起飛階段，飛機離艦后縱向加速度大于0.065 g；

5）彈射起飛階段，離艦后俯仰角速率不超過12°/s。

上述安全準則主要涉及艦載機彈射后的縱向安全性要求，國外某型艦載機飛機手冊[4]指出，在非對稱裝載的情況下，期望飛機在彈射離艦后的3 s 內(nèi)滾轉(zhuǎn)角應(yīng)小于5°，故可以選擇滾轉(zhuǎn)角作為艦載機離艦后橫航向安全性評價準則。

綜上所述，彈射起飛安全準則主要涉及對飛行品質(zhì)、飛機加速性、飛機離艦后縱向姿態(tài)及橫航向姿態(tài)進行了規(guī)定，如圖1 所示。

圖1 艦載機彈射起飛安全準則

1.2 彈射起飛影響因素分析

為確定艦載機彈射起飛縱向姿態(tài)影響因素，在不考慮艦載機的偏航和滾轉(zhuǎn)運動的情況下，建立艦載機垂直和俯仰運動動力學模型[5]，艦載機起飛過程中的受力示意圖如圖2 所示，動力學方程為

圖2 艦載機彈射起飛受力示意圖

式中：m為艦載機重量；p為發(fā)動機推力；σP為發(fā)動機推力線安裝角；FL為升力；F前和F主分別為艦載機前、主起落架軸向突伸力；FT為彈射力；θ 為艦載機俯仰角；θT為彈射力與甲板夾角；IZ為艦載機縱向轉(zhuǎn)動慣量；MC（P）為推力P作用在飛機質(zhì)心的力矩；MC（F前）和MC（F主）分別為F前和F主作用在飛機質(zhì)心的力矩；MZ為氣動力俯仰力矩。

通過上述艦載機彈射起飛動力學模型可以得到，影響艦載機彈射起飛離艦后縱向姿態(tài)的因素主要包括飛機重量、重心、彈射力、發(fā)動機推力、縱向轉(zhuǎn)動慣量和起落架突伸力。

此外，蔡麗青[6]和朱熠[7]通過建立彈射起飛控制仿真模型，明確了升降舵預置偏角對彈射起飛中迎角和俯仰角速率會帶來影響；王志偉[8]、賈忠湖等[9]、馮宇鵬等[10]通過艦面縱搖對彈射起飛的仿真分析，明確了航母縱搖對艦載機彈射起飛影響較大；林佳銘等[11]和于浩等[12]考慮非對稱影響因素對彈射起飛的仿真分析，明確了定位偏心、非對稱構(gòu)型、航母橫搖會使飛機在離艦后出板滾轉(zhuǎn)姿態(tài)偏離，不利于彈射起飛安全；綜上所述，影響艦載機彈射起飛安全因素主要包括飛機狀態(tài)、彈射裝置、航母運動，如圖3 所示。

圖3 艦載機彈射起飛影響因素分析圖

2 艦載機彈射包線

艦載機彈射起飛，需綜合考慮飛機狀態(tài)（重量、重心、構(gòu)型和發(fā)動機狀態(tài)等）、彈射器性能、甲板風條件和母艦運動等相關(guān)因素。為保證彈射起飛的安全，需明確艦載機的彈射包線，典型的艦載機彈射包線如圖4 所示。

圖4 典型的艦載機彈射包線

從圖4 中可以看到，艦載機彈射包線主要考慮以下幾個方面。

其一，推薦彈射末速，即艦載機正常彈射所需的末端空速，以該末速彈射可保證艦載飛機順利彈射起飛；

其二，彈射器性能限制，指在彈射器最大彈射功量條件下，使艦載機加速到最大末端空速的限制；

其三，飛機結(jié)構(gòu)強度限制，指艦載機所能承受的最大彈射末速限制；

其四，最大彈射重量限制，指艦載機彈射的最大重量限制；

其五，所需WOD（甲板風），當艦載機重量達到一定程度以上，僅靠彈射器無法使艦載機的彈射末速達到推薦彈射末速，此時必須依靠甲板風。

為得到各型艦載機的彈射包線，必須開展相應(yīng)的試飛驗證。通常情況下，彈射試飛驗證主要包括陸上試驗和艦上試驗2 個階段，首先需在陸上開展彈射起飛試驗后再開展艦上彈射起飛試驗。

3 陸上彈射試驗

艦載機彈射起飛試驗主要包括陸上彈射試驗和艦上彈射試驗[13]，艦載機在上艦前，建議首先開展陸上試驗，對于彈射型艦載機來說，也必須在陸上進行充分驗證。結(jié)合彈射起飛影響因素分析及彈射包線，在艦載機陸上彈射性能試驗中，建議主要開展的試驗科目。①推薦彈射末速陸上彈射試驗；②最大彈射末速陸上彈射試驗；③偏中心定位陸上彈射試驗；④縱向配平設(shè)置陸上彈射試驗；⑤陸上側(cè)風彈射試驗；⑥非對稱外掛陸上彈射試驗。

由于陸上彈射起飛試驗不涉及飛機離艦，因此無法驗證離艦后飛機的下沉量，除此之外，其他安全準則均可在陸上彈射起飛試驗中進行驗證。

3.1 彈射末速陸上彈射試驗

該項試驗的主要目的是在陸上對艦載機的推薦彈射末速進行驗證，并充分驗證在推薦彈射末速下飛機狀態(tài)（重量、重心、轉(zhuǎn)動慣量和發(fā)動機狀態(tài)等）對彈射起飛的影響。艦載機的推薦彈射末速首先由仿真計算得到，并通過陸上彈射試驗結(jié)果進行修正。

為保證彈射試驗的安全開展，推薦彈射末速陸上彈射試驗應(yīng)按照以下程序進行。

1）首先選定一組飛機狀態(tài)，先以較低的彈射器功量（CSV）開展陸上彈射試驗，由于彈射末速較低，尚達不到起飛條件，因此該部分試驗為陸上彈射滑行試驗，以驗證飛機與彈射裝置的適配情況[14]；

2）其次在該飛機狀態(tài)下，逐步增加彈射器功量（CSV），使試驗機的彈射末速逐步逼近推薦彈射末速包線，最終對試驗機在該狀態(tài)下的推薦彈射末速進行驗證；

3）最后調(diào)整飛機重量、重心、轉(zhuǎn)動慣量和發(fā)動機狀態(tài)等，在不斷逼近極限狀態(tài)情況下，對各狀態(tài)下推薦彈射末速進行試驗驗證，從而得到推薦彈射末速下不同的重量、重心、轉(zhuǎn)動慣量和發(fā)動機狀態(tài)等對彈射起飛的影響。

在推薦彈射末速陸上彈射試驗完成后，即初步確定了艦載機彈射包線的左邊界，也為后續(xù)試驗奠定了堅實的基礎(chǔ)。

3.2 最大彈射末速陸上彈射試驗

該項試驗的主要目的是得到完整的艦載機彈射包線，同時驗證彈射力對彈射起飛的影響，最大彈射末速陸上彈射試驗可分為2 個部分。

1）當飛機重量在圖4 中的交點以上時，即使在彈射器最大功量狀態(tài)，其彈射末速仍無法達到推薦彈射末速，必須依靠甲板風才能實現(xiàn)彈射起飛，因此該狀態(tài)下的試驗在推薦彈射末速陸上彈射試驗中已經(jīng)完成，無需重復開展。

2）當飛機重量在圖4 中的交點以下時，最大彈射末速大于推薦彈射末速，因此需開展專門試驗來確定該狀態(tài)下的最大彈射末速。

最大彈射末速陸上彈射試驗主要需考慮2 方面的限制，一為彈射器性能限制，二為飛機結(jié)構(gòu)強度限制。在具體的試驗中，建議選定幾組飛機狀態(tài)，采取逐步增加彈射功量的方法逐步增加彈射末速，直至彈射末速達到2 個限制中的任何一個限制時，試驗結(jié)束。

當最大彈射末速陸上彈射試驗完成后，即可確定艦載機彈射包線的右邊界，并得到不同彈射力對彈射起飛的影響。

3.3 偏心定位陸上彈射試驗

偏心定位陸上彈射試驗的主要目的是對艦載機的偏心定位彈射能力進行驗證，同時驗證偏心定位對彈射起飛的影響。

目前的艦載機彈射起飛主要采用前輪拖曳的方式，所謂前輪拖曳式彈射起飛，就是給艦載飛機的前輪支架裝上拖曳桿，把前輪直接掛在彈射滑塊上，彈射時由滑塊直接拉著飛機的前輪加速起飛。

前輪拖曳的方式有可能導致艦載機在彈射器上就位時無法與彈射軌道完全對中，造成偏心定位彈射滑跑，如圖5 所示。

圖5 偏中心定位彈射滑跑示意圖

偏心定位彈射將導致彈射桿的受載變得非常復雜，同時使飛機在彈射拖曳過程中發(fā)生繞前起落架支柱的擺動，其擺動振幅隨初始偏心距離的增加而增加，嚴重時將影響飛機的起飛安全。因此，美軍對各型艦載機的偏心定位限制做了相應(yīng)規(guī)定[1]，見表1。

表1 美軍典型艦載機偏心定位彈射限制值cm

因此，在偏心定位彈射試驗中，建議首先通過仿真計算得到理論最大定位偏心量，之后在試驗實施中逐步增加偏心定位距離開展試驗，最終完成最大偏心定位限定值的驗證，從而得到不同偏心定位對彈射起飛的影響。

3.4 舵面預置偏度陸上彈射試驗

舵面預置偏度陸上彈射試驗的主要目的是確定艦載機彈射時的最優(yōu)升降舵預置偏度，同時驗證不同舵面預置偏度對彈射起飛的影響。

升降舵預置偏度產(chǎn)生的操縱力矩使艦載機在彈射起飛時獲得一個抬頭力矩，該力矩使飛機在離艦后迎角增大，升力增加。當升降舵預置偏度增加時，飛機離艦俯仰角和最大迎角都隨之增大，航跡下沉量隨之減小。但過大的升降舵預置偏度會導致飛機離艦飛行段的迎角建立過快，容易造成飛機失速。

因此，在該項試驗中，建議選定確定的飛機狀態(tài)，逐步增加舵面預置偏度進行陸基彈射試驗，通過試驗來確定最優(yōu)的升降舵預置偏度，從而得到不同舵面預置偏度對彈射起飛的影響。

3.5 陸上側(cè)風彈射試驗

該項試驗的主要目的是驗證艦載機在大側(cè)風條件下的彈射特性。

側(cè)風是艦載機在艦上起飛時幾乎無法回避的環(huán)境條件，由于側(cè)風會在船體側(cè)面上形成上洗氣流，增加飛機上風側(cè)機翼的仰角，進而增加彈射桿的扭矩，一旦飛機離艦，飛機會出現(xiàn)沿側(cè)風向的偏航和滾轉(zhuǎn)。因此需要通過開展側(cè)風條件下的彈射試驗來評估飛機在側(cè)風條件下的起飛性能。

因此，在該型試驗中，建議首先通過仿真計算得到理論側(cè)風彈射限制，為保證試驗安全，在試驗中應(yīng)逐步增加側(cè)風開展彈射起飛，在達到艦載機的最大側(cè)風彈射限制或安全準則的邊界時結(jié)束試驗，從而確定彈射起飛的側(cè)風要求。

3.6 非對稱構(gòu)型陸上彈射試驗

該項試驗的主要目的是驗證艦載機在非對稱構(gòu)型下的陸上彈射特性。

非對稱外掛彈射試驗是美軍艦載機彈射的一項試驗科目，由于飛機的非對稱構(gòu)型必然會帶來航向的非對稱扭矩，在飛機彈射起飛后，飛機不可避免地產(chǎn)生偏航和滾轉(zhuǎn)，試驗風險較大。

因此建議在其他陸上彈射試驗全部完成，并對艦載機彈射特性基本掌握后，再開展非對稱外掛陸上彈射試驗。在該項試驗中，建議首先通過仿真計算得到理論最大非對稱扭矩的限制，為保證試驗安全，在試驗中應(yīng)逐步增加飛機非對稱扭矩，在達到艦載機的最大非對稱扭矩限制或安全準則的邊界時結(jié)束試驗，從而確定彈射起飛非對稱扭矩的要求。

4 艦上彈射試驗

在艦載機陸上彈射試驗完成后，便可開展艦上彈射試驗。艦上試驗條件與陸上試驗條件有較大不同，其試驗科目與陸上也不盡相同。艦上彈射試驗科目主要有：①推薦彈射末速艦上彈射試驗；②最小彈射末速艦上彈射試驗；③縱向配平設(shè)置艦上彈射試驗；④艦上側(cè)風彈射試驗；⑤航母運動彈射試驗；⑥非對稱構(gòu)型艦上彈射試驗。

4.1 推薦彈射末速艦上彈射試驗

該項試驗的主要目的是對陸上試驗確定的艦載機各狀態(tài)下的推薦彈射末速進行上艦驗證。

在進行不同飛機狀態(tài)彈射起飛試驗時，為保證試驗安全，建議先以大于推薦彈射末速5~10 節(jié)的彈射末速進行艦上試驗，然后逐步減小彈射末速，直至驗證到推薦彈射末速。

彈射末速的調(diào)整需以陸上彈射試驗結(jié)果為依據(jù)，通過改變彈射器彈射功量和甲板風來實現(xiàn)。

4.2 最小彈射末速艦上彈射試驗

最小彈射末速，即艦載機能夠在艦艏安全彈射時所需的最低末端空速。在美軍規(guī)范中，將最小彈射末速作為基礎(chǔ)構(gòu)建飛機的彈射能力，而推薦彈射末速一般高于最小彈射末速15 節(jié)。

開展艦載機的最小彈射末速試驗，可對艦載機的小速度彈射性能進行更深入的研究，同時也將拓展艦載機彈射包線，并將帶來以下優(yōu)勢。

1）降低彈射的甲板風需求，從而提升船艦/飛機的操作性能；

2）降低彈射器施加于飛機上的負載，從而延長飛機的使用壽命；

3）降低船艦的蒸汽/電磁消耗，大量節(jié)省燃油/電磁消耗。

最小彈射末速艦上彈射試驗是一項高風險的試驗，根據(jù)美國的最小彈射末速艦上彈射試驗經(jīng)驗，為保證試驗的安全開展，最小彈射末速試驗應(yīng)遵循以下原則。

1）最小末端空速項目里的第一個彈射，應(yīng)當在高于預測最小值的15 節(jié)上（即推薦彈射末速）進行；

2）接下來的彈射中，彈射器末端空速呈3～5 節(jié)遞減，通過觀測每次飛機離艦后的重心下沉量來判斷飛機是否達到起飛邊界，直到確定最小末端空速。

3）目標剩余末端空速在15 節(jié)和6 節(jié)之間的下降通常是在恒定的甲板風情況下通過減小彈射器功量實現(xiàn)，之后的試驗則是保持彈射器功量不變、通過減小艦船速度來減小甲板風而實現(xiàn)。

F-35C 在開展最小彈射末速艦上彈射試驗時，其工況見表2[15]。

對于同一型艦載機，其最小彈射末速的測定通常需要在不同的飛機狀態(tài)（重量、重心、轉(zhuǎn)動慣量、發(fā)動機狀態(tài)等）下開展。試驗時需要綜合考慮各項彈射起飛安全準則、飛行員舒適度、飛行控制響應(yīng)在內(nèi)的多種因素，以獲得完整準則的試驗結(jié)果，便于后續(xù)部隊的作戰(zhàn)使用。

4.3 舵面預置偏度艦上彈射試驗

該項試驗的主要目的是對舵面預置偏度陸上彈射試驗的結(jié)果進行上艦驗證，以確定最終的最優(yōu)舵面預置偏度設(shè)置。

4.4 艦上側(cè)風彈射試驗

該項試驗的主要目的是對艦載機抗側(cè)風彈射能力進行上艦驗證。

由于可以方便調(diào)整母艦航向和航速，因此艦上試驗可以得到較好的側(cè)風試驗條件。在試驗中，建議逐步增大彈射側(cè)風，直至驗證到最大側(cè)風狀態(tài)。

4.5 航母運動彈射試驗

該項試驗的主要目的是對艦載機在不同的航母運動條件下彈射起飛能力進行驗證。

由于航母縱橫搖均會對彈射起飛帶來影響，需要開展航母不同運動條件下的彈射起飛驗證。在試驗中，由于航母的縱搖程度很大一部分是由海面環(huán)境因素決定的，所以在實際試驗實施時，需要在前述試驗中綜合考慮航母運動帶來的影響，視情盡量控制航母縱橫搖程度，逐步增加縱橫搖程度，直到驗證到最大航母縱橫搖限制。

4.6 非對稱構(gòu)型艦上彈射試驗

該項試驗的主要目的是驗證艦載機在非對稱構(gòu)型時的艦上彈射特性。

由于該項試驗風險較大，應(yīng)在其他艦上彈射試驗全部完成，并對艦載機彈射特性基本掌握后，再開展非對稱外掛艦上彈射試驗。

5 結(jié)論

通過本文研究，形成以下結(jié)論。

1）根據(jù)國內(nèi)外相關(guān)文獻，確定了彈射起飛的安全評價準則和影響因素；

2）對艦載機彈射包線進行了研究確定，明確了艦載機彈射的各方面限制；

3）結(jié)合國外彈射起飛經(jīng)驗，對艦載機陸上和艦上彈射試驗的主要科目、試驗?zāi)康?、試驗方法提出了參考性建議。