張文龍，李本威，韋　翔，張　赟

（海軍航空工程學(xué)院a.研究生管理大隊(duì)；b.飛行器工程系，山東煙臺(tái)264000）

某型無(wú)人機(jī)滑躍起飛性能分析

張文龍a，李本威b，韋翔b，張赟b

（海軍航空工程學(xué)院a.研究生管理大隊(duì)；b.飛行器工程系，山東煙臺(tái)264000）

針對(duì)艦載無(wú)人機(jī)滑躍起飛性能參數(shù)的選擇問(wèn)題，文章采用Matlab/Simulink建立了滑躍起飛模型，分析了不同推重比、停機(jī)角、甲板風(fēng)速、緯度和環(huán)境溫度時(shí)無(wú)人機(jī)滑躍起飛性能的變化情況。計(jì)算結(jié)果表明：停機(jī)角和甲板風(fēng)速對(duì)起飛性能影響大，應(yīng)著重關(guān)注；低緯度地區(qū)比中緯度地區(qū)需要更大的推力保證起飛安全。文章結(jié)論對(duì)后續(xù)無(wú)人機(jī)的滑躍起飛試驗(yàn)有借鑒意義。

滑躍起飛；無(wú)人機(jī)；起飛性能；推力

無(wú)人機(jī)具有成本低、體積小、作戰(zhàn)使用靈活、效費(fèi)比高、可避免人員傷亡等特點(diǎn)，無(wú)人機(jī)上艦后可以遂行遠(yuǎn)程火力打擊，情報(bào)、監(jiān)視與偵察（ISR），電子戰(zhàn)，為水面艦艇、潛艇及空中力量提供火力支援，實(shí)施沿海防御等多種使命任務(wù)，將改變海軍航母的作戰(zhàn)模式，為航母編隊(duì)?wèi)?zhàn)斗力帶來(lái)革命性的提升，能夠有效地提高航母編隊(duì)的遠(yuǎn)洋生存和遠(yuǎn)程打擊能力，增強(qiáng)航母編隊(duì)的威懾作用。

無(wú)人機(jī)滑躍起飛方式，相對(duì)于彈射起飛，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、造價(jià)低廉、增加安全性等優(yōu)點(diǎn)［1］。針對(duì)滑躍起飛方式，文獻(xiàn)［2-4］提出來(lái)2種滑躍的數(shù)學(xué)模型，分析了不同上翹角、推重比對(duì)起飛包線的影響并滑躍甲板的優(yōu)化進(jìn)行了研究；文獻(xiàn)［5-8］分析了航母縱搖和垂蕩、出口角、起飛質(zhì)量、起飛迎角、甲板風(fēng)、滑跑距離等對(duì)滑躍起飛性能和起落架的影響；文獻(xiàn)［9］分析了滑跑距離、起飛質(zhì)量和桿配平量對(duì)滑躍起飛性能的影響，并與試飛數(shù)據(jù)對(duì)比，對(duì)模型進(jìn)行了驗(yàn)證。然而大部分研究都集中于針對(duì)艦載機(jī)展開(kāi)的，針對(duì)無(wú)人機(jī)滑躍起飛的研究很少，無(wú)人機(jī)相對(duì)于艦載機(jī)，體積小，重量輕，氣動(dòng)性能也有很大差別，在無(wú)人機(jī)上艦已成為未來(lái)趨勢(shì)的情況下，有必要對(duì)無(wú)人機(jī)的滑躍起飛過(guò)程進(jìn)行預(yù)先研究，確定相關(guān)性能參數(shù)。本文利用Matlab/Simulink對(duì)某型無(wú)人機(jī)的滑躍起飛過(guò)程進(jìn)行了建模仿真，所得的結(jié)論對(duì)后續(xù)無(wú)人機(jī)滑躍起飛試驗(yàn)有借鑒意義。

1　滑躍起飛的數(shù)學(xué)模型

滑躍起飛過(guò)程可以分為水平甲板段、滑躍甲板段和離艦飛行段。無(wú)人機(jī)在起飛甲板上起飛加速滑跑過(guò)程中，要受到甲板運(yùn)動(dòng)（橫搖、縱搖和垂蕩等）、甲板風(fēng)、海情等諸多因素的影響。這些因素會(huì)影響無(wú)人機(jī)的離艦速度和姿態(tài)，最終會(huì)影響無(wú)人機(jī)在離艦飛行段的航跡。

本文作為初步分析，假設(shè)航母做勻速直線運(yùn)動(dòng)，暫不考慮航母的甲板運(yùn)動(dòng)和無(wú)人機(jī)起落架變形的影響。

1.1水平甲板段

在航母作勻速直線運(yùn)動(dòng)假設(shè)下，艦載無(wú)人機(jī)沿平甲板加速滑跑運(yùn)動(dòng)與陸基無(wú)人機(jī)的加速滑跑運(yùn)動(dòng)類(lèi)似，在航跡坐標(biāo)系中的運(yùn)動(dòng)方程為：

式（1）～（2）中：v為無(wú)人機(jī)絕對(duì)速度；F=μN(yùn)為甲板摩擦力，μ為摩擦系數(shù)；N=N1+N2為甲板總支反力，N1為主輪支反力，N2為前輪支反力；D為空氣阻力；L為升力；α為迎角；?p為發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角；P為發(fā)動(dòng)機(jī)推力。

1.2滑躍甲板段

無(wú)人機(jī)在滑躍甲板上曲線滑跑時(shí)，前后輪支反力方向互不平行，前后輪摩擦力也相互不平行，但考慮到滑躍甲板的曲率一般較小，且前后輪間距與滑躍甲板曲率半徑相比也是小量，故采用下面的近似假設(shè)：

1）認(rèn)為支反力方向平行，并都垂直于無(wú)人機(jī)輪基線（前、后輪與甲板接觸點(diǎn)連線），摩擦力沿輪基線方向；

2）無(wú)人機(jī)的相對(duì)速度平行于輪基線，即平行于無(wú)人機(jī)重心垂線與甲板曲線交點(diǎn)的切線方向；

3）無(wú)人機(jī)的俯仰角?等于過(guò)無(wú)人機(jī)重心鉛垂線與甲板交點(diǎn)處的當(dāng)?shù)厣下N角γ與無(wú)人機(jī)停機(jī)角?s之和；

4）不考慮起落架及輪胎的壓縮量。

上述假設(shè)下，無(wú)人機(jī)在滑躍甲板段的運(yùn)動(dòng)方程為：

式（3）～（5）中：ωz=d? dt=dγ dt為無(wú)人機(jī)上仰角速度；Mz為空氣動(dòng)力矩；ep為推力偏心矩離；Iz為無(wú)人機(jī)對(duì)過(guò)重心的橫軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；l1和l2分別為無(wú)人機(jī)重心在輪基線上的投影至主、前輪的距離；l3為重心高度；θ為航跡角。

為求解出運(yùn)動(dòng)參數(shù)v和θ，應(yīng)先解出支反力N1和N2。為此引入運(yùn)動(dòng)學(xué)關(guān)系式：

式中，vr為無(wú)人機(jī)沿艦面曲線滑跑的切向速度［2-3］。

另外，由運(yùn)動(dòng)幾何關(guān)系，在航母勻速直線運(yùn)動(dòng)，即vj=const時(shí)，無(wú)人機(jī)的絕對(duì)速度為：

將式（6）、（7）整理后，聯(lián)立式（3）～（7）即可求解出支反力N1和N2［6］。此階段受力如圖1所示。

圖1　無(wú)人機(jī)滑躍甲板段受力圖Fig.1 Stress of UAV on ski-jump deck

1.3離艦空中飛行段

無(wú)人機(jī)滑離斜甲板后的動(dòng)力學(xué)方程為：

運(yùn)動(dòng)學(xué)方程為：

基于以上數(shù)學(xué)模型用Matlab/Simulink建立的無(wú)人機(jī)滑躍起飛程序如圖2所示。

圖2　無(wú)人機(jī)滑躍起飛程序圖Fig.2 Program of UAV's ski-jump taking-off

2　原始數(shù)據(jù)與計(jì)算方法

本文采用的無(wú)人機(jī)數(shù)據(jù)是通過(guò)采用CFD建模仿真技術(shù)計(jì)算得到的，各參數(shù)符合設(shè)計(jì)要求。

使用的滑躍甲板數(shù)據(jù)來(lái)自于“庫(kù)滋涅佐夫”級(jí)航母該級(jí)航母最大排水量超過(guò)60 000 t，艦長(zhǎng)300 m，艦艏為上翹12°的滑躍甲板（綜合研究表明，12°是兼顧了飛機(jī)離艦姿態(tài)和起落架強(qiáng)度要求的比較有利的角度），上翹段長(zhǎng)60 m，最大上翹高度6 m。該級(jí)航母有3個(gè)起飛點(diǎn)，其中前面2個(gè)距艦艏約100 m（水平段40 m，上翹段60 m），后面1個(gè)距艦艏約200 m（水平段140 m，上翹段60 m）。甲板曲線一般多采用曲率可調(diào)整的三次多項(xiàng)式來(lái)描述滑躍段的形狀，此艦的甲板曲線為：

式中，h為任一點(diǎn)x處的甲板高度，坐標(biāo)原點(diǎn)為滑躍段的起始點(diǎn)。

滑躍段任一點(diǎn)的曲率半徑為：

式（14）中：h′=dh dx；h″=d2h dx2［6］。

計(jì)算時(shí)無(wú)人機(jī)從后面一個(gè)起飛點(diǎn)起飛，設(shè)置水平甲板高度為0 m，起飛過(guò)程中無(wú)人機(jī)起飛質(zhì)量為13 500kg，發(fā)動(dòng)機(jī)推力為常值，不考慮無(wú)人機(jī)的地面效應(yīng)。

本文基于滑躍起飛各個(gè)階段的運(yùn)動(dòng)方程，使用Matlab/Simulink軟件對(duì)艦載無(wú)人機(jī)滑躍起飛的過(guò)程進(jìn)行建模仿真，程序流程如圖3所示。

艦載無(wú)人機(jī)的運(yùn)動(dòng)微分方程求解方法采用Ode45求解器，步長(zhǎng)取自動(dòng)步長(zhǎng)，這是利用Simulink求解微分方程時(shí)最常用的一種方法。這種算法精度適中，是計(jì)算方程的首選項(xiàng)［7，16-17］。

圖3　程序流程圖Fig.3 Program flow chart

3　計(jì)算結(jié)果與分析

3.1不同推重比時(shí)的航跡包線

無(wú)人機(jī)在甲板風(fēng)速為10 m/s，停機(jī)角為2°，15℃國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣環(huán)境時(shí)，計(jì)算了不同推重比對(duì)航跡包線的影響，結(jié)果如圖4所示。不同推重比時(shí)無(wú)人機(jī)滑躍起飛性能參數(shù)見(jiàn)表1。

圖4　不同推重比時(shí)的航跡包線Fig.4 Track envelope in condition of different thrust-weight ratio

表1　不同推重比時(shí)無(wú)人機(jī)滑躍起飛性能參數(shù)Tab.1 Ski-jump taking-off performance parameters of different thrust-weight ratio

可見(jiàn)，隨著推重比的增大，離艦時(shí)間由11.745 4 s減少到10.161 8 s，減少了1.583 6 s，離艦速度由42.357 4 m/s增加到47.820 3 m/s，增加了5.462 9 m/s，離艦航跡的下沉量逐漸減小。推重比為0.36時(shí)，航跡最低點(diǎn)為0.031 5 m，若為地面試驗(yàn)離地面太近十分危險(xiǎn)，推重比為0.38時(shí)，航跡最低點(diǎn)為11.358 0 m，與艦首有5.358 0 m的高度差。若以過(guò)艦首下沉量不大于3 m，作為判定成功起飛的標(biāo)準(zhǔn)［10］，此無(wú)人機(jī)取推重比為0.37較為適宜，保守暫取推重比為0.38。

3.2不同停機(jī)角時(shí)的航跡包線

不同停機(jī)角時(shí)，無(wú)人機(jī)的滑躍起飛性能參數(shù)可參見(jiàn)表2。無(wú)人機(jī)在推重比為0.38，甲板風(fēng)速為10 m/s，計(jì)算了不同停機(jī)角對(duì)航跡的影響，結(jié)果如圖5所示。

表2　不同停機(jī)角時(shí)無(wú)人機(jī)的滑躍起飛性能參數(shù)Tab.2 Ski-jump taking-off performance parameters of different ground angle

圖5　不同停機(jī)角時(shí)的停機(jī)包線Fig.5 Track envelope in condition of different ground angle

無(wú)人機(jī)在0°時(shí)離艦時(shí)間最長(zhǎng)為11.627 4 s，離艦速度最小為42.352 0 m/s；2°時(shí)離艦時(shí)間最小為10.988 9 s，離艦速度最大為44.907 4 m/s。圖中停機(jī)角為0°時(shí)，無(wú)人機(jī)離艦后爬升高度最低，航跡最低點(diǎn)距水平甲板高度為-4.935 7 m；停機(jī)角從2°增加到6°過(guò)程中，航跡最低點(diǎn)逐漸降低。這主要是因?yàn)榇藷o(wú)人機(jī)最大升阻比出現(xiàn)在2°～4°附近，升力大，阻力小，離艦速度最大。從圖中可以看出不同的停機(jī)角，無(wú)人機(jī)的航跡包線變化很大。因此，無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)停機(jī)角應(yīng)選在最大升阻比對(duì)應(yīng)的迎角附近，以在相同的推力下獲得最大的離艦速度。

3.3不同甲板風(fēng)速時(shí)的航跡包線

無(wú)人機(jī)在停機(jī)角為2°，推重比為0.38情況下，計(jì)算了航母在不同的甲板風(fēng)速時(shí)，航跡的變化，結(jié)果如圖6所示。不同甲板風(fēng)速時(shí)無(wú)人機(jī)滑躍起飛性能參數(shù)見(jiàn)表3。

圖6　不同甲板風(fēng)速時(shí)的航跡包線Fig.6 Track envelope in condition of different vessel speed

表3　不同甲板風(fēng)速時(shí)無(wú)人機(jī)滑躍起飛性能參數(shù)Tab.3 Ski-jump taking-off performance parameters of different vessel speed

由此可見(jiàn)，甲板風(fēng)速由0 m/s變?yōu)?5.43 m/s時(shí)，無(wú)人機(jī)的離艦時(shí)間由11.011 5 s增加到11.040 8 s，增加了 0.029 3 s；離艦速度由 34.720 1 m/s增加到50.092 9 m/s，增加了15.372 8 m/s；離艦速度為無(wú)人機(jī)的絕對(duì)速度，與甲板風(fēng)速相減后得到的相對(duì)速度分別為34.720 1 m/s、34.662 6 m/s、34.645 6 m/s、34.662 9 m/s，無(wú)人機(jī)的加速性變?nèi)酰x艦時(shí)間的變長(zhǎng)，加速時(shí)間也變長(zhǎng)，因而隨著甲板風(fēng)速的增加，離艦時(shí)間增加，離艦的相對(duì)速度變小，但影響都不大。上述甲板風(fēng)速對(duì)應(yīng)的分別為在0 kn、10 kn、20 kn、30 kn情況下，航跡的下沉量逐漸變小。甲板風(fēng)速為20 kn時(shí)，航跡最低點(diǎn)的高度為12.995 2 m，可判定為起飛成功。不同的甲板風(fēng)速對(duì)航跡包線的影響很大，低航速情況下，無(wú)人機(jī)對(duì)推力的需求大幅增加。在此推力水平下，只有甲板風(fēng)速在20 kn以上，才可以保證無(wú)人機(jī)安全滑躍起飛。

3.4不同緯度時(shí)的航跡包線

航母在不同地區(qū)航行時(shí)，面臨的大氣環(huán)境也不相同。不同緯度時(shí)無(wú)人機(jī)的滑躍起飛性能參數(shù)見(jiàn)表4。在推重比為0.38，停機(jī)角為2°下，從相關(guān)資料查出40°N120°E、35°N120°E和20°N120°E三地20℃時(shí)的大氣環(huán)境參數(shù)，計(jì)算得到不同緯度時(shí)的航跡包線，結(jié)果如圖7所示。

表4　不同緯度時(shí)無(wú)人機(jī)的滑躍起飛性能參數(shù)Tab.4 Ski-jump taking-off performance parameters of different latitude

圖7　不同緯度時(shí)的航跡包線Fig.7 Track envelope in condition of different latitude

無(wú)人機(jī)在35°N時(shí)，離艦時(shí)間最大為11.027 5 s，40°N時(shí)最小為11.026 9 s，兩者相差0.000 6 s；在40°N時(shí)離艦速度最高為 44.648 0 m/s，最低為44.646 3 m/s，兩者相差0.001 7 m/s。40°N的航跡最低點(diǎn)高度最低，其次為20°N，35°N高度最高。由此可見(jiàn)，不同緯度對(duì)離艦時(shí)間和離艦速度的影響很小，在離艦速度相差不大的情況下，三地航跡最低點(diǎn)主要受三地密度不同的影響，35°N處的密度最大航跡最低點(diǎn)最高。所以，無(wú)人機(jī)在40°N附近執(zhí)行任務(wù)時(shí)所需的起飛推力比在35°N大。

3.5不同溫度時(shí)的航跡包線

航母在同一地區(qū)一年中不同的月份環(huán)境溫度不同，會(huì)對(duì)無(wú)人機(jī)的起飛航跡產(chǎn)生不同的影響。在推重比0.38，停機(jī)角2°情況下，計(jì)算了35°N附近0℃、10℃、20℃不同溫度時(shí)的航跡包線，結(jié)果如圖8所示。不同溫度時(shí)無(wú)人機(jī)的滑躍起飛性能參數(shù)見(jiàn)表5。

圖8　不同溫度時(shí)的航跡包線Fig.8 Track envelope in condition of different ambient temperature

表5　不同溫度時(shí)無(wú)人機(jī)的滑躍起飛性能參數(shù)Tab.5 Ski-jump taking-off performance parameters of different ambient temperature

隨著溫度從0℃增大到20℃，無(wú)人機(jī)的離艦時(shí)間從11.029 8 s增加到11.027 5 s，減少了0.001 3 s，離艦速度從 44.640 2 m/s增加到 44.646 3 m/s，增加了0.006 1 m/s，航跡最低點(diǎn)高度逐漸減小。由此看出隨著溫度的變化，離艦時(shí)間和離艦速度的變化很小，在離艦速度相差不大的情況下，溫度越高，離艦航跡下沉得越大，這主要是因?yàn)闇囟壬叽髿饷芏葴p小造成的。一年中溫差大的地區(qū)，大氣密度變化也會(huì)比較大，滑躍起飛推力需求變化也比較大。

5　結(jié)論

1）考慮停機(jī)角對(duì)航跡包線的影響，停機(jī)角應(yīng)選在最大升阻比附近以獲得最大的離艦速度，保證無(wú)人機(jī)的安全起飛。

2）甲板風(fēng)速對(duì)無(wú)人機(jī)的航跡包線影響很大，高甲板風(fēng)速有利于無(wú)人機(jī)的起飛安全，但通常情況下采用滑躍起飛的航母為常規(guī)動(dòng)力航母，高甲板風(fēng)速對(duì)航母的動(dòng)力系統(tǒng)要求高，同時(shí)意味著耗油率的增加。對(duì)于此無(wú)人機(jī)，甲板風(fēng)速要達(dá)到20 kn才可保證無(wú)人機(jī)的安全起飛。

3）中緯度地區(qū)，常年溫度低，大氣密度較大；而低緯度地區(qū)，常年溫度高，密度小，需要適當(dāng)?shù)卦黾油屏?lái)保證滑躍起飛的安全。

以上結(jié)論可以在前期為無(wú)人機(jī)上航母提供一定的技術(shù)支持，對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)行滑躍起飛試驗(yàn)具有一定的借鑒意義。

［1］曲東才，周勝明.艦載機(jī)起飛技術(shù)研究［J］.航空科學(xué)技術(shù)，2004，15（4）：25-29. QU DONGCAI，ZHOU SHENGMING.Study of technologies of shipboard plane taking off［J］.Aeronautical Science and Technology，2004，15（4）：25-29.（in Chinese）

［2］周文峰，金長(zhǎng)江.艦載飛機(jī)斜板滑跳起飛動(dòng)力學(xué)問(wèn)題初步分析［J］.飛行力學(xué)，1992，10（2）：23-30. ZHOU WENFENG，JIN CHANGJIANG.The initial research of carrier-aircraft taking-off dynamic problems［J］. Flight Dynamics，1992，10（2）：23-30.（in Chinese）

［3］金銀軍，王立新.艦載飛機(jī)的滑跳起飛過(guò)程及其數(shù)學(xué)描述［J］.飛行力學(xué)，1994，12（3）：45-52. JIN YINJUN，WANG LINXIN.The process and mathematic description of ski-jump take off of shipboard aircraft［J］.Flight Dynamics，1994，12（3）：45-52.（in Chinese）

［4］胡孟權(quán)，林國(guó)華.艦載機(jī)滑躍起飛斜板形狀的優(yōu)化研究［J］.飛行力學(xué)，1997，15（2）：52-56. HU MENGQUAN，LIN GUOHUA.The study of optimum ski-jump ramp for shipboard aircraft［J］.Flight Dynamics，1997，15（2）：52-56.（in Chinese）

［5］金長(zhǎng)江，車(chē)軍.斜板滑跳起飛動(dòng)力學(xué)特性研究［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，1997，23（3）：356-361. JIN CHANGJIANG，CHE JUN.Study of ramp ski-jump take-off dynamic characteristics［J］.Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，1997，23（3）：356-361.（in Chinese）

［6］畢玉泉，孫文勝.某型戰(zhàn)機(jī)滑躍起飛性能初步分析［J］.飛行力學(xué)，2006，24（4）：18-21. BI YUQUAN，SUN WENSHENG.Analysis on ski-jump take off performance for a fighter［J］.Flight Dynamics，2006，24（4）：18-21.（in Chinese）

［7］徐燕.艦載飛機(jī)滑躍起飛動(dòng)力學(xué)研究［D］.南京：南京航空航天大學(xué)，2008. XU YAN.Dynamic study of ski-jump take off of carrierbased aircraft［D］.Nanjing：Nanjing University of Aeronautics andAstronautics，2008.（in Chinese）

［8］劉湘一，劉書(shū)巖，王允良.艦—機(jī)適配條件對(duì)艦載機(jī)滑躍起飛性能的影響［J］.海軍航空工程學(xué)院學(xué)報(bào)，2014，29（1）：57-61. LIU XIANGYI，LIU SHUYAN，WANG YUNLIANG.Influence of carrier-aircraft adaptation condition on performance of carrier-based aircraft ski-jump takeoff［J］.Journal of Naval Aeronautical and Astronautical，2014，29（1）：57-61.（in Chinese）

［9］肖華，楊生民，余俊雅.某型飛機(jī)滑躍起飛性能仿真分析［J］.飛行力學(xué)，2009，27（4）：78-80. XIAO HUA，YANG SHENGMIN，YU JUNYA.Performance simulation analysis of aircraft's ski-jumping takesoff［J］.Flight Dynamics，2009，27（4）：78-80.（in Chinese）

［10］嚴(yán)重中.艦載飛機(jī)下沉量計(jì)算及影響因素分析［J］.飛行力學(xué)，1993，11（3）：42-49. YAN CHONGZHONG.The calculation of sink and analysis of influence factors for a carrier based airplane［J］. Flight Dynamics，1993，11（3）：42-49.（in Chinese）

［11］胡淑玲，林國(guó)峰.前起落架突伸對(duì)艦載機(jī)起飛特性的影響［J］.飛行力學(xué)，1994，12（1）：28-34. HU SHULING，LIN GUOFENG.The effects of nose landing gear jump on the carrier aircraft catapult take-off flight path［J］.Flight Dynamics，1994，12（1）：28-34.（in Chinese）

［12］房興波，聶宏，于浩.艦載機(jī)前輪滑躍起飛技術(shù)［J］.南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2011，43（4）：453-457. FANG XINGBO，NIE HONG，YU HAO.Carriered-aircraft taking-off with nose landing gear on ski-jump ramp profile［J］.Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2011，43（4）：453-457.（in Chinese）

［13］徐士良.數(shù)值分析與算法［M］.北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2007：321-336. XU SHILIANG.Numerial calculation and analysis［M］. Beijing：China Machine Press，2007：321-336.（in Chi-nese）

［14］方振平，陳萬(wàn)春，張曙光.航空飛行器飛行動(dòng)力學(xué)［M］.北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005：33-74. FANG ZHENPING，CHEN WANCHUN，ZHANG SHUGUANG.Dynamics of flight of aircraft［M］.Beijing：Beihang University Press，2005：33-74.（in Chinese）

［15］黎明安.Matlab/Simulink動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)建模與仿真［M］.北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2012：62-69. LI MINGAN.Modeling and simulation of dynamic systems on Matlab/Simulink［M］.Beijing：National Defense Industry Press，2012：62-69.（in Chinese）

［16］姚俊，馬松輝.Simulink建模與仿真［M］.西安：西安電子

科技大學(xué)出版社，2002：101-105.

YAO JUN，MA SONGHUI.Modeling and simulation on Simulink［M］.Xi'an：Xidian University Press，2002：101-105.（in Chinese）

Research on the Ski-Jump Takeing off Performance for a UAV

ZHANG Wenlonga，LI Benweib，WEI Xiangb，ZHANG Yunb
（Naval Aeronautical and Astronautical University a.Graduate Students'Brigade；b.Department of Airborne Vehicle Engineering，Yantai Shandong 264001，China）

For selection problem of carrier-based unmanned aerial vehicle's（UAV）ski-jump taking-off performance parameters，in this paper，a model with Matlab/Simulink was established，the performance change of the UAV under different situation of thrust-weight ratio，ground angle，wind-over-deck speed，latitude and ambient temperature was analyzed.The results showed that firstly ground angle and wind-over-deck speed had a greater effect on takeing-off performance，so more efforts should be made on these two aspects，and secondly low latitudes needed more thrust than high latitudes to ensure the safety of taking-off.The results could be used as reference for the future ski-jump testing of the UAV.

ski-jumping；UAV；takeing-off performance；thrust

V279

A

1673-1522（2016）05-0554-07

10.7682/j.issn.1673-1522.2016.05.010

2016-05-24；

2016-07-10

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目（51505492）；山東省自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目（ZR2013EEQ001）

張文龍（1988-），男，碩士生。