蔣啟登

中國飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所， 西安 710089

攔阻鉤是艦載固定翼飛機(jī)最關(guān)鍵的部件之一，也是艦載飛機(jī)區(qū)別于陸基飛機(jī)的顯著特點(diǎn)，其功用是在有限的航母甲板區(qū)內(nèi)將高速進(jìn)場下滑降落的飛機(jī)鉤住并強(qiáng)行制動(dòng)，以實(shí)現(xiàn)安全著艦[1]。世界上最早實(shí)現(xiàn)固定翼飛機(jī)攔阻著艦的是在1911年由美國飛行員尤金·伊利駕駛“冠蒂斯”雙翼機(jī)在鋪設(shè)有36 m長10 m寬的木質(zhì)甲板和沙袋重力式攔阻裝置MK1的22根攔阻索的“賓夕法尼亞”號巡洋艦上首次攔阻降落成功。飛機(jī)上3對攔阻鉤鉤住了5根攔阻索。從此，世界上發(fā)達(dá)國家的艦載航空逐漸發(fā)展壯大，尤其以美國為典型代表[2-7]。在美俄長達(dá)數(shù)十年的艦載機(jī)飛行中，曾數(shù)次出現(xiàn)嚴(yán)重飛機(jī)或攔阻索強(qiáng)度和結(jié)構(gòu)故障導(dǎo)致嚴(yán)重甚至災(zāi)難性的著艦事故。在艦載飛機(jī)載荷實(shí)測、統(tǒng)計(jì)與預(yù)計(jì)方面，美國早已針對不同攔阻系統(tǒng)、不同重量和速度的艦載機(jī)攔阻試驗(yàn)作了大量的實(shí)測與統(tǒng)計(jì)研究，形成了不同攔阻系統(tǒng)特性手冊供查詢使用，并據(jù)此編制相關(guān)海軍飛機(jī)攔阻鉤設(shè)計(jì)準(zhǔn)則與規(guī)范，如MIL-A-18717C和MIL-STD-2066[8-9]。在美國艦載適應(yīng)性手冊中也著重提到需對艦載飛機(jī)攔阻鉤載荷進(jìn)行實(shí)測與統(tǒng)計(jì)預(yù)計(jì)。前蘇聯(lián)及俄羅斯的與艦載飛機(jī)著艦載荷飛行驗(yàn)證相關(guān)的公開文獻(xiàn)極為少見。

國內(nèi)攔阻著艦動(dòng)力學(xué)及攔阻載荷理論分析與仿真研究于20多年前開始[10-21]。聶宏等從艦載飛機(jī)攔阻鉤、起落架、攔阻裝置等重點(diǎn)部件或系統(tǒng)的角度論述了攔阻著艦涉及到的關(guān)鍵動(dòng)力學(xué)問題及其研究現(xiàn)狀[2]。高澤迥從攔阻索應(yīng)變動(dòng)載的角度對攔阻載荷進(jìn)行了理論分析研究[10]。張萍和金棟平全面考慮了攔阻索拉力、甲板摩擦力、氣動(dòng)阻力以及發(fā)動(dòng)機(jī)推力等因素，并融入鋼索彎折波效應(yīng)對攔阻索拉力的影響，建立了較為精確的攔阻動(dòng)力學(xué)模型，其仿真結(jié)果與MIL-STD-2066中推薦的典型試驗(yàn)結(jié)果較為相近[11]。王海東等分析了MK7-3型攔阻裝置工作原理，建立了滑輪緩沖和鋼索末端緩沖的動(dòng)力學(xué)模型，研究得出滑輪緩沖裝置可有效減小攔阻初期發(fā)生的鋼索張力峰值，鋼索末端緩沖裝置可減小動(dòng)、定滑輪組之間的鋼索松弛，從而防止鋼索顫動(dòng)[18]。

近年來，國內(nèi)對艦載機(jī)攔阻動(dòng)力學(xué)和攔阻載荷進(jìn)行了有限的試驗(yàn)研究。熊文強(qiáng)等對艦載無人機(jī)攔阻著艦中機(jī)身沖擊響應(yīng)進(jìn)行了試驗(yàn)與分析[22]。楊全偉對攔阻鉤載荷進(jìn)行了飛行測量方法研究[23]。

在國內(nèi)有限的飛行試驗(yàn)資源和條件下，為了預(yù)測和降低某重型艦載飛機(jī)利用某型液壓攔阻系統(tǒng)進(jìn)行攔阻著陸/艦試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)，提高艦載試驗(yàn)的安全性、有效性以及數(shù)據(jù)利用價(jià)值，在飛機(jī)攔阻動(dòng)力學(xué)及攔阻受載影響因素分析的基礎(chǔ)上，優(yōu)選確定出攔阻受載過程的關(guān)鍵輸入輸出參數(shù)。結(jié)合該型飛機(jī)陸基攔阻實(shí)測、飛行培訓(xùn)和艦載適應(yīng)性試驗(yàn)，統(tǒng)計(jì)分析并建立實(shí)測常規(guī)飛行參數(shù)與最大攔阻力之間的載荷模型關(guān)系，并利用非建模數(shù)據(jù)對其進(jìn)行驗(yàn)證，推斷并預(yù)測大的陸基試驗(yàn)受載情況，再考慮風(fēng)速或甲板風(fēng)影響對模型進(jìn)行修正，以實(shí)現(xiàn)模型對攔阻著陸或著艦試驗(yàn)時(shí)攔阻力的預(yù)計(jì)。

1 飛機(jī)攔阻動(dòng)力學(xué)分析

為便于分析, 對飛機(jī)攔阻過程作如下假設(shè):① 飛機(jī)作為剛體, 攔阻索為彈性體；② 考慮艦空母艦在海上的平移運(yùn)動(dòng)和甲板風(fēng)；③ 飛機(jī)以正常對稱姿態(tài)著陸/艦, 不考慮側(cè)向載荷及大氣紊流的影響, 全部載荷都作用在質(zhì)心上。

在飛機(jī)攔阻過程中，攔阻索通過著艦區(qū)兩側(cè)的滑輪滑緩系統(tǒng)帶動(dòng)攔阻機(jī)運(yùn)動(dòng)，它直接承受飛機(jī)攔阻鉤施加的攔阻力。此時(shí)，飛機(jī)主要承受發(fā)動(dòng)機(jī)推力T、重力mg、甲板對前機(jī)輪和主機(jī)輪的垂向反力Nn和Nm、氣動(dòng)阻力D和升力Y、道面摩擦力F和攔阻拉力Thk，見圖1。其中，V為飛機(jī)速度，ζ為飛機(jī)縱軸與攔阻鉤鉤桿軸線之間的夾角。

圖1 攔阻過程飛機(jī)受載示意Fig.1 Different forces acted on carrier-based aircraft during arresting course

據(jù)圖1，飛機(jī)攔阻動(dòng)力學(xué)方程為

max=Tcos(α+φ)-u(Nn+2Nm)-

D-Thkcosζ

(1)

maz=Tsin(α+φ)+Y+Nn+2Nm-

mg-Thksinζ

(2)

式中：m為飛機(jī)質(zhì)量；ax為飛機(jī)縱向加速度；az為飛機(jī)法向加速度；u為摩擦系數(shù)。

鑒于主輪接地后攔阻時(shí)，飛機(jī)迎角α已經(jīng)減小，而發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角φ很小，飛機(jī)地面滾動(dòng)摩擦系數(shù)u僅為0.02～0.03，故式(1)簡化為

max=T-D-Thkcosζ

(3)

式(3)中，氣動(dòng)阻力D主要與飛機(jī)速度平方V2有關(guān)，發(fā)動(dòng)機(jī)推力T主要與其高壓轉(zhuǎn)速NH有關(guān)。

在攔阻鉤與攔阻索嚙合后短暫時(shí)間內(nèi)，攔阻索緩沖系統(tǒng)剛啟動(dòng)工作不久，攔阻拉力不大，但足以克服攔阻鉤自重和收放作動(dòng)器緩沖器氣壓施加給攔阻鉤的對地壓緊力后，放下的飛機(jī)攔阻鉤被迅速拉平，此時(shí)飛機(jī)縱軸線與攔阻鉤鉤桿軸線夾角ζ幾乎為0。于是，由式(3)得到：

Thk=T-D-max

(4)

因此，對于飛機(jī)攔阻縱向受載而言，發(fā)動(dòng)機(jī)推力與高壓轉(zhuǎn)速等參數(shù)有關(guān)；氣動(dòng)阻力D主要與飛行速度有關(guān)；攔阻鉤拉力是飛機(jī)受載與攔阻系統(tǒng)受載的聯(lián)系紐帶，受飛機(jī)的自身特性、運(yùn)動(dòng)狀態(tài)和發(fā)動(dòng)機(jī)工作以及攔阻系統(tǒng)的設(shè)定和工作特性等影響；而縱向加速度ax或縱向過載Nx(Nx=ax/g，g為重力加速度)是飛機(jī)縱軸方向受載的綜合反映，攔阻鉤拉力Thk的產(chǎn)生與存在將使飛機(jī)迅速減速直至停止。

綜上，對于飛行試驗(yàn)所關(guān)心的攔阻鉤受載而言，可就攔阻力極值與嚙合速度、嚙合時(shí)刻發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)以及縱向過載極值等進(jìn)行參數(shù)統(tǒng)計(jì)與相關(guān)性研究，以給出基于試驗(yàn)數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)的定量關(guān)系——載荷預(yù)測模型。根據(jù)載荷預(yù)測模型和實(shí)測重要飛行參數(shù)，得以推測同型或改進(jìn)型飛機(jī)進(jìn)行攔阻試驗(yàn)時(shí)的最大攔阻載荷。

2 建模參數(shù)測量與飛行試驗(yàn)

在某型艦載飛機(jī)的飛行試驗(yàn)中，陸上和艦上使用的某型液壓攔阻系統(tǒng)具有相同的結(jié)構(gòu)組成和系統(tǒng)特性。對某型艦載飛機(jī)攔阻鉤進(jìn)行載荷飛行驗(yàn)證試驗(yàn)分3個(gè)階段：首先做地面滑行攔阻試驗(yàn), 然后進(jìn)行岸基艦載結(jié)構(gòu)驗(yàn)證性攔阻著陸, 最后實(shí)施著艦試驗(yàn)。地面滑行攔阻試驗(yàn)采用3點(diǎn)滑行攔阻鉤索，當(dāng)較輕重量和大嚙合速度組合試驗(yàn)時(shí)，需采用抬前輪兩點(diǎn)滑跑鉤索，但抬前輪不宜過高，以防攔阻后前起拍地受載太過嚴(yán)重。對于攔阻著陸/著艦，飛機(jī)采用兩點(diǎn)著陸姿態(tài)進(jìn)行攔阻降落。

按照不同試驗(yàn)需求和環(huán)境條件，飛行試驗(yàn)考慮了飛機(jī)速度、重量、發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)以及相應(yīng)的攔阻系統(tǒng)設(shè)定和風(fēng)速風(fēng)向或甲板風(fēng)WOD(Wind Over Deck)等方面的變化與要求。就嚙合速度而言，地面滑行攔阻時(shí)嚙合速度的易控性更強(qiáng), 可控范圍更大，而攔阻著陸和著艦時(shí)可用的嚙合速度范圍相對而言窄得多，并且陸上試驗(yàn)時(shí)的道面風(fēng)和艦上試驗(yàn)的甲板風(fēng)WOD需求都會(huì)對嚙合速度產(chǎn)生重要影響。對于發(fā)動(dòng)機(jī)的使用控制：① 陸上滑行攔阻時(shí)，從起滑點(diǎn)開始加速滑行，當(dāng)達(dá)到要求的嚙合速度時(shí)，需減小發(fā)動(dòng)機(jī)推力以維持飛機(jī)勻速運(yùn)動(dòng)直至嚙合上攔阻索，飛行員感覺明顯的縱向過載后，隨即稍補(bǔ)油門，以便飛機(jī)反沖自動(dòng)脫索；若攔阻不成功，則先收油至慢車，再剎車減速停機(jī)；② 攔阻著陸/艦時(shí)，飛機(jī)帶動(dòng)力沿光學(xué)引導(dǎo)指示直線下滑，若攔阻成功，則稍補(bǔ)油門以自動(dòng)脫索；若攔阻失敗，則加大油門迅速逃逸復(fù)飛。

飛行試驗(yàn)采用機(jī)載采集系統(tǒng)記錄飛機(jī)的飛行高度、速度、油量、重心過載、姿態(tài)、發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)速等常規(guī)飛行參數(shù)以及攔阻鉤應(yīng)變參數(shù)等，采用艦載測試記錄系統(tǒng)記錄航母的運(yùn)動(dòng)參數(shù)和甲板風(fēng)。飛機(jī)攔阻鉤載荷實(shí)測包括應(yīng)變改裝、載荷校準(zhǔn)、載荷方程建立、飛行試驗(yàn)、攔阻鉤實(shí)測載荷計(jì)算與評估等環(huán)節(jié)[23-25]。某型飛機(jī)攔阻鉤主要由收放減擺作動(dòng)筒、鉤桿、鉤頭以及側(cè)向穩(wěn)定器等組成，如圖2所示。攔阻鉤測載應(yīng)變電橋主要改裝在鉤桿上，應(yīng)變改裝過的鉤桿末端情況見圖3。該攔阻鉤應(yīng)變載荷校準(zhǔn)結(jié)果表明，應(yīng)變電橋?qū)π?zhǔn)載荷的響應(yīng)特性良好，應(yīng)變測載模型的精度優(yōu)于3%，載荷校準(zhǔn)過的應(yīng)變電橋可用于攔阻鉤載荷實(shí)測。

圖2 攔阻鉤示意圖Fig.2 Schematic of arresting hook

圖3 鉤桿應(yīng)變改裝Fig.3 Strain gages on bar

在以下的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)和曲線及其分析中, 對攔阻拉力、嚙合速度、縱向過載以及嚙合重量等分別都進(jìn)行了無量綱歸一化處理，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)按高壓轉(zhuǎn)速百分比進(jìn)行記錄和處理。

攔阻嚙合時(shí)刻可由攔阻拉力由0開始上升的起始點(diǎn)來確定，攔阻拉力或縱向過載的極值可由攔阻數(shù)據(jù)歷程選點(diǎn)得到。值得注意的是，攔阻拉力和縱向過載的極值總是成對出現(xiàn)的，兩者之間存在基本恒定的時(shí)差。

如前所述，對于地面滑行攔阻而言，其中存在著加速滑跑，收油勻速前行，嚙合成功后，稍加油門飛機(jī)反沖自動(dòng)脫索等過程。典型的收油門到嚙合之前的主要飛行狀態(tài)參數(shù)歷程見圖4。

圖4中，從高壓轉(zhuǎn)速97%開始收油門，飛機(jī)速度仍有極小幅度從0.95到1.00的增速過程，繼續(xù)收油門，飛機(jī)縱向過載從0.14開始急劇減小，隨后速度不變，縱向過載隨著高壓轉(zhuǎn)速的減小而減小，嚙合前高壓轉(zhuǎn)速約為80%，縱向過載接近0。

圖4 嚙合前收油門勻速滑行時(shí)的速度與縱向過載變化Fig.4 History of speed and longitudinal load factor during uniform sliding when throttle down before engaging

就嚙合前的油門控制而言，由于飛行員操作和嚙合時(shí)刻具有一定的隨機(jī)性，圖4中0.1～1.4 s之間任意時(shí)刻的過載值和高壓轉(zhuǎn)速都可能成為嚙合時(shí)刻的初始狀態(tài)。這就是說，嚙合時(shí)刻的速度易于準(zhǔn)確控制，而要實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)較小推力的初始狀態(tài)則難以控制。特別在實(shí)施較大速度甚至極限速度嚙合時(shí)，若推力或高壓轉(zhuǎn)速仍然較大，則對攔阻索或攔阻鉤而言，其承受的載荷也將越大甚至超限，因而面臨著結(jié)構(gòu)安全風(fēng)險(xiǎn)。

典型的飛機(jī)滑行攔阻試驗(yàn)曲線見圖5。在攔阻過程中，飛機(jī)重量基本保持不變，故文中未給出相應(yīng)重量曲線。

從圖5看出，當(dāng)特定嚙合重量me的飛機(jī)加速滑行后以一定速度Ve嚙合上攔阻索，攔阻鉤上迅速產(chǎn)生拉力Thk，約0.1 s后，滑行速度開始逐漸減小，隨即飛機(jī)產(chǎn)生縱向過載Nx。為了真實(shí)模擬著艦情況，嚙合之前將油門推至要求狀態(tài)。嚙合之前高壓轉(zhuǎn)速約91%，隨后小幅收油門至高壓轉(zhuǎn)速約81%，攔阻后期又稍微增大油門至高壓轉(zhuǎn)速約88%，以便飛機(jī)反沖自動(dòng)脫索。從歷程上看，縱向過載與攔阻拉力波形相似，各自達(dá)到自身極大值均約歷時(shí)0.5 s，但兩者存在著固定的時(shí)差，約0.2 s。嚙合后，縱向過載與攔阻拉力先急劇上升，上升中含極小的波動(dòng)，升至較高時(shí)，產(chǎn)生較大波動(dòng)，波動(dòng)衰減約5周后至平穩(wěn)緩變狀態(tài)，最后減

圖5 飛機(jī)地面滑行攔阻主要參數(shù)時(shí)間歷程Fig.5 History of key parameters during arresting gear roll-in

至0。此波動(dòng)的幅度、周期以及衰減規(guī)律等與鋼索的彈性、彎折波動(dòng)以及攔阻系統(tǒng)的緩沖特性等密切相關(guān)，其中鋼索彈性、彎折波動(dòng)主要體現(xiàn)在攔阻受載的初期上升過程中，上升曲線中有小鋸齒為其特征，而載荷上升至高處后的大幅波動(dòng)及其衰減則主要受攔阻系統(tǒng)緩沖阻尼特性所影響。

攔阻著陸時(shí)，飛機(jī)攔阻鉤及相關(guān)參數(shù)典型歷程見圖6。據(jù)圖6，在攔阻著陸過程中，各參數(shù)歷程變化特點(diǎn)總體上與圖5中的滑行攔阻相似。圖6和圖5的細(xì)微差異體現(xiàn)在：① 攔阻著陸在成功鉤索之前，尾鉤存在著先觸地的過程，故攔阻鉤載荷反映出瞬時(shí)的鉤桿受壓沖擊。② 在著陸攔阻中后期，縱向過載和攔阻拉力曲線的飽滿程度有所差異，并且嚙合時(shí)刻的發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)速也不同，這些都與發(fā)動(dòng)機(jī)油門使用的時(shí)機(jī)和幅度以及保持時(shí)長等有關(guān)。攔阻著艦的試驗(yàn)曲線與圖6相似, 在此不做贅述。

圖6 飛機(jī)攔阻著陸主要參數(shù)時(shí)間歷程Fig.6 History of key parameters during arrested landing at airport

3 數(shù)據(jù)建模、驗(yàn)?zāi)Ｅc預(yù)計(jì)

如圖5和圖6所示，大量的攔阻試驗(yàn)和數(shù)據(jù)分析表明，對飛行安全和攔阻鉤結(jié)構(gòu)安全影響較大的最大攔阻拉力基本上都出現(xiàn)在每次攔阻受載上升之后的大幅波動(dòng)中，而影響波動(dòng)及其衰減的因素較多，難于準(zhǔn)確建模進(jìn)行多因素分離和量化解耦。基于此，將最大攔阻拉力作為關(guān)注重點(diǎn)和建模輸出，從總體上尋找影響每次攔阻中攔阻拉力的各因素，并力圖量化建立各因素與最大攔阻拉力關(guān)系。因此，最大攔阻拉力的飛行數(shù)據(jù)建模與預(yù)計(jì)的思路是，利用地面滑行攔阻試驗(yàn)的關(guān)鍵參數(shù)、參數(shù)間關(guān)系以及攔阻載荷極值等進(jìn)行最大攔阻力統(tǒng)計(jì)建模，并用攔阻著陸試驗(yàn)數(shù)據(jù)對模型進(jìn)行預(yù)計(jì)和驗(yàn)證，最終預(yù)測和推斷著艦時(shí)的最大攔阻力。

3.1 滑行攔阻試驗(yàn)數(shù)據(jù)建模

利用地面滑行攔阻試驗(yàn)數(shù)據(jù)來建立攔阻鉤載荷模型，采用相對攔阻系統(tǒng)的嚙合速度Ve，即考慮了嚙合時(shí)的飛機(jī)空速和道面風(fēng)速對攔阻受載的協(xié)同作用。以發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)速NH來表征發(fā)動(dòng)機(jī)推力T的作用。就某次攔阻而言，嚙合重量me可以認(rèn)為是恒定值，但不同的攔阻試驗(yàn)，嚙合重量通常存在著變化或差異。依據(jù)前述的理論分析和飛行測試便利性，可將嚙合速度Ve、發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)速NH、嚙合重量me等作為模型的輸入，最大攔阻拉力作為輸出，縱向過載Nx既可當(dāng)做載荷模型的輸入，也可當(dāng)做嚙合速度等因素影響下載荷模型的無量綱載荷輸出。飛行數(shù)據(jù)建模將主要采用線性或非線性統(tǒng)計(jì)擬合的方法，模型為簡潔、易用的單輸入單輸出或雙輸入單輸出型，可使攔阻受載的統(tǒng)計(jì)特征更清晰。

根據(jù)式(4)所表達(dá)的飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)和縱向受載關(guān)系，對于最大攔阻拉力Thk max或最大攔阻縱向過載Nxmax而言，選擇嚙合時(shí)刻的飛機(jī)相對攔阻系統(tǒng)的水平速度(即嚙合速度)Ve、發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)速或推力等作為其影響因素，也可將攔阻過程中的最大縱向過載作為最大攔阻拉力的重要影響因素。攔阻鉤載荷建模相關(guān)因素及所用數(shù)據(jù)情況見表1。

對地面滑行攔阻而言，當(dāng)飛機(jī)滑行速度達(dá)到要求的嚙合速度時(shí)，需減小發(fā)動(dòng)機(jī)推力以維持飛機(jī)勻速運(yùn)動(dòng)直至嚙合上攔阻索。

表1 攔阻鉤載荷建模的輸入輸出參數(shù)以及修正因素

在地面滑行攔阻嚙合前的收油門期間，飛行員控制飛機(jī)，力求做近似勻速直線運(yùn)動(dòng)，可認(rèn)為氣動(dòng)阻力D基本不變，并且攔阻鉤拉力Thk也為0。根據(jù)式(4)，可得出發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化量ΔT與飛機(jī)縱向慣性力變化量近似相等，即

ΔT=meΔNx

(5)

而推力變化量ΔT與發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)速NH及其變化量有關(guān)。要確定嚙合時(shí)刻高壓轉(zhuǎn)速與縱向過載之間的近似定量關(guān)系，由圖4中的數(shù)據(jù)直接擬合得到如圖7所示的嚙合前收油門以維持勻速運(yùn)動(dòng)期間的高壓轉(zhuǎn)速NH和縱向過載NxNH關(guān)系曲線。

如前所述，在每次完整的滑行攔阻試驗(yàn)過程中，縱向過載Nx和攔阻拉力Thk之間存在著時(shí)差，攔阻拉力超前約0.2 s，如圖5和圖6所示，若將圖5中Nx與Thk的時(shí)差平移0.2 s后，再繪制整個(gè)攔阻過程中Nx與Thk之間的關(guān)系曲線，可得到圖8的結(jié)果。

圖7 嚙合前收油門勻速運(yùn)動(dòng)期間高壓轉(zhuǎn)速NH與飛機(jī)縱向過載NxNH的關(guān)系Fig.7 Relationship between NxNH and NH during uniform sliding when throttle down before engaging

圖8 滑行攔阻過程中忽略初始時(shí)差后的縱向過載Nx與攔阻鉤拉力Thk之間的線性關(guān)系Fig.8 Linear relation between Thk and Nx ignoring initial time diffenence during roll-in arresting

據(jù)圖8可知，在整個(gè)滑行攔阻過程中，若忽略初始時(shí)差，除前述的劇烈波動(dòng)引起偏離外，則縱向過載和攔阻拉力之間幾乎呈線性關(guān)系，僅有少量的波動(dòng)偏差點(diǎn)分布在直線兩側(cè)，此波動(dòng)偏差主要反映出攔阻鉤載荷在飛機(jī)縱向承力結(jié)構(gòu)中的動(dòng)態(tài)傳遞情況以及對飛機(jī)整體受載的影響，其中載荷波動(dòng)分散點(diǎn)體現(xiàn)出攔阻初期和中期時(shí)的載荷動(dòng)態(tài)傳遞，載荷密集點(diǎn)相連的近似直線預(yù)示著攔阻后期載荷基本穩(wěn)定且近乎靜態(tài)傳遞。該直線擬合結(jié)果為Thk=0.010 5-0.984 3Nx，線性相關(guān)系數(shù)為R=0.997 6。根據(jù)圖8和式(4)可知，發(fā)動(dòng)機(jī)推力T和氣動(dòng)阻力D變化對此線性關(guān)系的影響較為有限，于是在忽略推力和氣動(dòng)力影響的情況下，可將式(4)進(jìn)一步簡化為Thk=-max。

對各次滑行攔阻試驗(yàn)的嚙合速度、發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)、最大攔阻拉力與最大縱向過載等進(jìn)行統(tǒng)計(jì)匯總后，將各輸入?yún)?shù)分別與輸出參數(shù)直接進(jìn)行單因素的統(tǒng)計(jì)相關(guān)分析，繪制得到圖9～圖11的攔阻鉤受載相關(guān)曲線及相應(yīng)擬合結(jié)果。

圖9為多次滑行攔阻中的最大攔阻力與最大縱向過載和嚙合重量之積之間的統(tǒng)計(jì)關(guān)系曲線。該曲線總體上呈線性關(guān)系，該直線擬合結(jié)果為Thk max=-0.000 75+1.076 88Nxmaxme，線性相關(guān)系數(shù)為R=0.988 54。不過當(dāng)最大攔阻力小于0.45 時(shí)，數(shù)據(jù)點(diǎn)聚集在擬合直線上；而最大攔阻力大于0.45時(shí)，數(shù)據(jù)點(diǎn)更多地分布在擬合直線兩側(cè)附近。這說明最大攔阻力較大時(shí)，縱向過載與攔阻力之間動(dòng)態(tài)跟隨差異的存在，這與飛機(jī)結(jié)構(gòu)彈性、鋼索彈性與彎折以及大載荷時(shí)攔阻力方向存在小幅變化等有關(guān)。

圖9 最大攔阻力Thkmax與最大縱向過載和嚙合重量me之積之間的線性關(guān)系Fig.9 Linear relation between maximum Thkmax and product of maximum Nx and me

圖10 最大攔阻力Thkmax與最大縱向過載Nxmax之間的線性關(guān)系Fig.10 Linear relation between maximum Thkmax and maximum Nxmax

圖10為多次滑行攔阻中的最大攔阻力與最大縱向過載之間的關(guān)系曲線。該曲線總體上也呈線性關(guān)系，該直線擬合結(jié)果為Thkmax=-0.003 91+1.089 33Nxmax，線性相關(guān)系數(shù)為R=0.977 24。但同圖9相比，大載荷時(shí)的數(shù)據(jù)點(diǎn)相對更分散一些。這說明重量對最大攔阻過載和最大攔阻力之間線性關(guān)系有輕微的影響。

圖11 嚙合速度Ve與最大攔阻力Thkmax之間的關(guān)系Fig.11 Relationship between maximum Thkmax and Ve

圖10和圖11表明：滑行攔阻時(shí)，變化范圍較大的攔阻嚙合速度對攔阻鉤最大拉力影響較大，且呈二次曲線遞增關(guān)系，而飛機(jī)最大縱向過載與攔阻鉤最大拉力幾乎呈線性關(guān)系。據(jù)此預(yù)估，當(dāng)嚙合速度分別達(dá)到1.00和1.07時(shí)，攔阻鉤最大拉力將達(dá)到0.85和1.00，最大縱向過載可達(dá)0.78 和0.90。這說明嚙合速度達(dá)到限制時(shí)，攔阻鉤靜強(qiáng)度還有一定的富余，當(dāng)嚙合速度超限7%時(shí)，最大攔阻力將達(dá)到限制值1.00。嚙合速度小于0.80時(shí)，雖然樣本較少，但分散程度較小，而速度在0.80～0.92，樣本較多，分散程度稍大，這與嚙合速度較大、嚙合時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小隨機(jī)等引起的載荷波動(dòng)較大有關(guān)。

在圖8～圖10的擬合分析中，暫時(shí)沒有將嚙合時(shí)刻的發(fā)動(dòng)機(jī)推力單獨(dú)分離出來考慮。下面將各次滑行攔阻嚙合時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)速分為4個(gè)區(qū)段后，再分別進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析，以便考慮不同高壓轉(zhuǎn)速下的嚙合速度對最大攔阻力影響。高壓轉(zhuǎn)速NH分為4個(gè)區(qū)段：NH79～82、NH83～85、NH86～89、NH90～95。其中NH79～82區(qū)間的試驗(yàn)點(diǎn)較多，速度分布較廣，究其原因：一是試驗(yàn)逐步逼近、安全推進(jìn)的需要；二是在絕大多數(shù)攔阻試驗(yàn)中飛行員都能在嚙合時(shí)刻提前將油門收至接近要求的低高壓轉(zhuǎn)速或極小推力狀態(tài)；三是低中速滑行攔阻時(shí)，飛行員有更多的時(shí)間用以準(zhǔn)確控制發(fā)動(dòng)機(jī)。其他幾個(gè)高壓轉(zhuǎn)速區(qū)段分別有3～6個(gè)典型的試驗(yàn)點(diǎn)。

圖12為圖11的按高壓轉(zhuǎn)速分區(qū)后的細(xì)分統(tǒng)計(jì)結(jié)果。

圖12 不同高壓轉(zhuǎn)速下嚙合速度與最大攔阻力的關(guān)系Fig.12 Relationship between Thk and Ve for different NH sections

為了細(xì)查推力對最大攔阻力的影響，將圖12的中高嚙合速度區(qū)的曲線局部放大后，得到圖13所示的細(xì)節(jié)情況。

由圖13看出，飛機(jī)分別在NH86～89和NH90～95的高速攔阻(Ve：0.83～0.96)時(shí)，隨著嚙合速度增大，最大攔阻力也增大，但兩者擬合直線并不重合，并且兩者均在低的高壓轉(zhuǎn)速區(qū)擬合曲線之上；發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)速NH90～95時(shí)的更大推力對最大攔阻力的貢獻(xiàn)更大一些，2個(gè)高壓轉(zhuǎn)速區(qū)在高嚙合速度區(qū)時(shí)對最大攔阻力的貢獻(xiàn)量值分別為約0.03～0.07以及0.05～0.13。這可由圖7中的曲線得到解釋和印證。因此，發(fā)動(dòng)機(jī)推力對最大攔阻力的最大貢獻(xiàn)可達(dá)0.13。對于每次攔阻而言，其發(fā)動(dòng)機(jī)推力的貢獻(xiàn)大小可由圖7及其擬合公式近似得到。

圖13 圖12中高嚙合速度區(qū)的局部放大圖Fig.13 Magnification view of high Ve section in Fig.12

綜合上述分析，依據(jù)嚙合時(shí)刻與攔阻期間的主要常規(guī)飛行參數(shù)得到最大攔阻力，有如下三類方法：

1) 在不細(xì)化考慮氣動(dòng)阻力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力因素的情況下，可根據(jù)下述擬合模型由縱向過載、嚙合重量等得到攔阻力或最大攔阻力：

a) 圖8的攔阻力Thk=0.010 5+0.984 3Nx，R=0.997 6。

b) 圖9的最大攔阻力Thk max=-0.000 75+1.076 88Nxmaxme，R=0.988 54。

c) 圖10的最大攔阻力Thkmax=-0.003 91+1.089 33Nxmax，R=0.977 24。

2) 在不細(xì)化考慮氣動(dòng)阻力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力因素的情況下，可利用嚙合速度由圖11得到最大攔阻力：

R2=0.958 39。

3) 忽略氣動(dòng)阻力變化，綜合考慮發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化和嚙合速度各自的影響，得到最大攔阻力(即攔阻力最大變化量，而攔阻力初值為0)：

a) 由圖7得到每次嚙合時(shí)刻以及最大攔阻力時(shí)刻所對應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)速及其變化過程中以縱向過載變化量ΔNxNH表達(dá)的推力變化量：

ΔThkNH=me·ΔNxNH

c) 將此兩者疊加得到細(xì)化考慮發(fā)動(dòng)機(jī)推力和嚙合速度后的最大攔阻力：

Thkmax=ThkmaxNH79-82+ΔThkNH。

上述三類統(tǒng)計(jì)建模方法中，前兩類方法將氣動(dòng)阻力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力因素的影響籠統(tǒng)地體現(xiàn)在不同模型的系數(shù)和常數(shù)項(xiàng)之中，屬于單輸入單輸出模型，模型精度相對低一些；而第三類方法細(xì)化考慮了發(fā)動(dòng)機(jī)推力和嚙合速度的影響，屬雙輸入單輸出模型，模型精度稍高。

3.2 攔阻著陸/艦試驗(yàn)預(yù)計(jì)與驗(yàn)證

在前面的統(tǒng)計(jì)建模和接下來的攔阻著陸飛行驗(yàn)證中，采用了相對道面上攔阻系統(tǒng)的嚙合速度，即嚙合時(shí)的飛機(jī)地速，而在攔阻著艦時(shí)，需采用相對艦上攔阻系統(tǒng)的嚙合速度，為此需要進(jìn)行甲板風(fēng)WOD的測定與修正。

統(tǒng)計(jì)攔阻著陸時(shí)攔阻鉤受載相關(guān)飛行參數(shù)，代入相關(guān)飛行參數(shù)由地面滑行攔阻的最大攔阻力模型，可計(jì)算得到預(yù)計(jì)的攔阻鉤載荷，其具體量值由前述載荷模型計(jì)算給出，將實(shí)測攔阻著陸/著艦最大攔阻力和預(yù)計(jì)的最大攔阻力一并繪制得到圖14～圖16。圖14為最大攔阻力Thkmax與最大縱向過載Nxmax嚙合重量me之積的滑行攔阻數(shù)據(jù)線性擬合和攔阻著陸/艦預(yù)測與驗(yàn)證結(jié)果。圖15為最大縱向過載Nxmax與嚙合速度Ve的滑行攔阻數(shù)據(jù)二次曲線擬合和攔阻著陸/艦預(yù)測與驗(yàn)證結(jié)果。圖16為最大攔阻拉力Thkmax與嚙合速度Ve的滑行攔阻數(shù)據(jù)二次曲線擬合和攔阻著陸/艦預(yù)測與驗(yàn)證結(jié)果。

圖14～圖16中，小正方塊為滑行攔阻建模樣本，最中間實(shí)線為其統(tǒng)計(jì)擬合最大攔阻力模型，其兩側(cè)的實(shí)線為擬合最大攔阻力模型的95%概率置信范圍，最外側(cè)2條虛線為模型95%概率的最大攔阻力預(yù)測范圍。實(shí)心圓點(diǎn)為攔阻著陸時(shí)最大攔阻力及對應(yīng)嚙合速度和最大縱向過載的數(shù)據(jù)樣本。實(shí)心三角為攔阻著艦時(shí)的攔阻鉤實(shí)測載荷及對應(yīng)嚙合速度和過載的數(shù)據(jù)樣本。

圖14 最大攔阻力Thkmax與最大縱向過載Nxmax嚙合重量me之積的線性擬合和預(yù)測Fig.14 Maximum Thk linear prediction using product of maximum Nx and me

圖15 嚙合速度Ve與最大縱向過載Nxmax的二次擬合與預(yù)測Fig.15 Quadratic prediction of maximum Nx using Ve

圖16 嚙合速度Ve與最大攔阻力Thkmax的二次擬合與預(yù)測Fig.16 Quadratic prediction of maximum Thkmaxusing Ve

據(jù)圖14～圖16看出，由滑行攔阻建立的模型可用于攔阻著陸，但攔阻著陸的最大攔阻力通常都較大，載荷波動(dòng)也較大，實(shí)測數(shù)據(jù)相對模型偏離也更大一些，對于攔阻著陸而言，最大攔阻力的預(yù)測精度約8%。此外，比較圖15和圖14知，當(dāng)攔阻嚙合重量也加入模型后，攔阻著陸驗(yàn)?zāi)?shù)據(jù)的分散性稍有降低。

著艦時(shí)，航母與飛機(jī)同向運(yùn)動(dòng)，通過調(diào)整艦速來到達(dá)甲板風(fēng)WOD要求(其大小約為限制嚙合速度的10%～15%)，以期減小飛機(jī)和攔阻系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)安全風(fēng)險(xiǎn)。相對攔阻著陸而言，著艦時(shí)飛機(jī)嚙合速度明顯減小，因此攔阻鉤最大載荷也將減小。依據(jù)前述模型，采用相對于甲板攔阻系統(tǒng)的嚙合速度，則最大攔阻鉤拉力將為0.60～0.70， 此載荷極值相對陸基試驗(yàn)攔阻鉤曾經(jīng)受的最大拉力而言，明顯減小。在著艦中，預(yù)測的最大攔阻拉力相對實(shí)測的最大攔阻拉力而言，最大誤差小于5%。

4 結(jié) 論

通過飛機(jī)攔阻動(dòng)力學(xué)分析和某型艦載飛機(jī)飛行試驗(yàn)實(shí)測與統(tǒng)計(jì)建模研究表明：

1) 利用攔阻鉤對飛機(jī)進(jìn)行攔阻強(qiáng)制減速時(shí)，攔阻時(shí)的嚙合速度為最大攔阻拉力的最主要影響因素，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)為其次要影響因素，而試驗(yàn)時(shí)因重量變化較小，對最大攔阻拉力的影響不明顯，氣動(dòng)阻力變化和道面摩擦影響可不考慮。

2) 忽略攔阻過程中的動(dòng)態(tài)波動(dòng)和響應(yīng)時(shí)差因素后，飛機(jī)攔阻縱向過載與攔阻鉤拉力基本呈線性關(guān)系，這與簡化的理論分析相符，發(fā)動(dòng)機(jī)推力和氣動(dòng)阻力對此線性關(guān)系的影響有限。

3) 攔阻拉力或縱向過載的波動(dòng)幅度大小與鋼索彈性以及攔阻系統(tǒng)的預(yù)張力和緩沖阻尼特性等有關(guān)，設(shè)法減小攔阻拉力的大幅波動(dòng)對提高飛機(jī)和攔阻系統(tǒng)的使用壽命極為有利。

4) 最大攔阻力、最大攔阻縱向過載與嚙合速度近似呈二次曲線關(guān)系，最大攔阻力與最大攔阻縱向過載幾乎呈線性關(guān)系。嚙合時(shí)刻發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)速約在75%～95%內(nèi)，高壓轉(zhuǎn)速低于85%時(shí)，高壓轉(zhuǎn)速對最大攔阻力的影響較??；高壓轉(zhuǎn)速高于85%時(shí)，高壓轉(zhuǎn)速越高，發(fā)動(dòng)機(jī)推力對最大攔阻力的貢獻(xiàn)越大，其最大貢獻(xiàn)不超過攔阻限制載荷的13%。

5) 根據(jù)地面滑行攔阻試驗(yàn)統(tǒng)計(jì)建立的最大攔阻力模型經(jīng)適當(dāng)修正后可用于攔阻著陸或攔阻著艦時(shí)的載荷預(yù)計(jì)與結(jié)構(gòu)風(fēng)險(xiǎn)控制。

6) 現(xiàn)有試驗(yàn)和數(shù)據(jù)顯示出地面滑行攔阻或攔阻著艦時(shí)的嚙合速度可控性更好、可控度更高，而攔阻著陸因動(dòng)力進(jìn)場速度的綜合限制和道面突風(fēng)以及嚙合時(shí)刻發(fā)動(dòng)機(jī)推力控制的隨機(jī)性等不利影響，容易使嚙合速度和嚙合時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力的綜合作用達(dá)到甚至超越飛機(jī)或攔阻系統(tǒng)的使用邊界而引起攔阻超載，應(yīng)予以重點(diǎn)關(guān)注和深入研究。

上述研究結(jié)果與數(shù)據(jù)針對某型飛機(jī)和液壓攔阻系統(tǒng)而得到，且暫未考慮高低溫環(huán)境對發(fā)動(dòng)機(jī)推力的影響，研究涉及的建模與分析方法具有一定通用性，給出的預(yù)計(jì)模型和具體系數(shù)僅適用于同型飛機(jī)或改型飛機(jī)利用文中涉及的液壓攔阻系統(tǒng)進(jìn)行攔阻試驗(yàn)時(shí)的最大攔阻力預(yù)計(jì)。