王永慶，于浩，施巖

航空工業(yè)沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽 110031

固定翼艦載機(jī)的起飛方式是基于國家戰(zhàn)略和技術(shù)體系的綜合選擇，對于不同類型的航母，艦載機(jī)的起飛方式也不同，目前艦載機(jī)在航母上起飛的方式主要有：滑躍起飛、彈射起飛和垂直/短距滑跑起飛3種[1-3]。其中滑躍起飛是指艦載機(jī)先依靠自身動力在航母水平甲板上滑跑，后經(jīng)航母艦艏斜曲面甲板(又稱滑跳式甲板和滑橇式甲板)，使艦載機(jī)在離艦瞬間被賦予一定的航跡傾斜角和向上的垂直分速度，從而躍入空中，實(shí)現(xiàn)離艦起飛[4]。

受航母甲板起飛條件與海上復(fù)雜工況的影響，艦載機(jī)滑躍起飛的動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)特性分析與設(shè)計(jì)比常規(guī)陸基起飛飛機(jī)更加復(fù)雜，是艦載機(jī)設(shè)計(jì)的重點(diǎn)和難點(diǎn)之一，但其基本手段與陸基起飛飛機(jī)是相通的，包括理論計(jì)算、數(shù)值與人在環(huán)仿真以及飛行試驗(yàn)等[5-8]。而滑躍起飛動力學(xué)與運(yùn)動學(xué)特性影響因素的梳理及需重點(diǎn)關(guān)注問題的識別分析是實(shí)施上述手段，開展艦載機(jī)滑躍起飛動力學(xué)與運(yùn)動學(xué)設(shè)計(jì)的前提。在介紹滑躍起飛的發(fā)展現(xiàn)狀及趨勢后，對影響滑躍起飛動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)特性的關(guān)鍵因素進(jìn)行了全面和系統(tǒng)的討論。

1 滑躍起飛技術(shù)的現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢

1.1 發(fā)展現(xiàn)狀

滑躍起飛技術(shù)是在20世紀(jì)70年代中期發(fā)展起來的，最早由英國海軍軍官道格拉斯·泰勒發(fā)明，并最先將該技術(shù)應(yīng)用在“無敵級”航母上，使得“海鷂”式垂直/短距起降飛機(jī)的起飛重量、載彈量、作戰(zhàn)半徑均得到較大提升，從而增強(qiáng)了其作戰(zhàn)效能[9]。意大利和印度等國海軍也隨后效仿，采用了滑躍起飛技術(shù)。20世紀(jì)80年代末，俄羅斯海軍將空軍型戰(zhàn)斗機(jī)蘇-27、米格-29和攻擊機(jī)蘇-25進(jìn)行了少量改進(jìn)后，利用滑躍起飛技術(shù)，成功地使上述三型飛機(jī)實(shí)現(xiàn)航母起降。幾乎與此同時(shí)，美國海、空軍也專門建立了斜板起飛跑道，使用F-14型艦載戰(zhàn)斗機(jī)和F/A-18型艦載戰(zhàn)斗/攻擊機(jī)以及F-15型戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)行了滑躍起飛試驗(yàn)，以研究滑躍起飛技術(shù)帶來的收益，并探索陸基常規(guī)跑道遭破壞后，利用上翹斜板進(jìn)行短距緊急起飛的可能性。20世紀(jì)90年代定型的蘇-33艦載機(jī)也采用滑躍起飛技術(shù)[10-11]。

目前國外采用滑躍起飛技術(shù)的國家有英國、俄羅斯、法國、西班牙、意大利、印度和泰國等。采用滑躍起飛技術(shù)的典型航母信息[12-15]如表1所示。

表1 采用滑躍起飛技術(shù)的典型航母信息匯總[12-15]

1.2 發(fā)展趨勢

1) 滑躍起飛仍是未來重要的起飛方式

20世紀(jì)90年代以前采用滑躍起飛技術(shù)的航母均為小型航母，其艦載機(jī)數(shù)量和種類有限，限制了航母的遠(yuǎn)洋作戰(zhàn)能力。但這主要是受到航空技術(shù)本身發(fā)展程度的制約，并不影響滑躍起飛技術(shù)的先進(jìn)性。隨著航空技術(shù)的發(fā)展，推重比接近或超過1.0的高性能飛機(jī)涌現(xiàn)，其起飛加速性優(yōu)良，僅借助斜板即可安全、可靠起飛。1991年服役的“庫茲涅佐夫”號航母采用12°斜板使得蘇-27等重型飛機(jī)能夠順利起飛，顯示出強(qiáng)大生命力[11]。

2) 發(fā)展主動躍升式起落架起飛方式

該種起飛方式主要依靠艦載機(jī)的特制起落架。這種起落架可通過電磁閥的通斷，將高壓氣瓶中的氣體充入起落架的氣腔，從而使前起落架突然伸展，為飛機(jī)產(chǎn)生抬頭力矩。

采用這種方式起飛時(shí)，飛機(jī)首先按常規(guī)方式滑跑到遠(yuǎn)低于通常抬前輪速度的特定速度，然后前起落架躍升裝置開始工作，使得飛機(jī)前機(jī)身抬起，迎角增大，當(dāng)飛機(jī)升力大于重力后飛機(jī)便躍起升空。

這種起落架系統(tǒng)靈活方便，可安裝于現(xiàn)有飛機(jī)的起落架系統(tǒng)上以改善起飛性能，具有可縮短起飛滑跑距離(可達(dá)50%以上)，提高有效載荷(達(dá)25%以上)等優(yōu)點(diǎn)，因此得到美國、法國等國家的重視，如美國在F-5A戰(zhàn)斗機(jī)和T-38超聲速教練機(jī)的前起落架上分別進(jìn)行過實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)、方案論證和高速滑行試驗(yàn)，結(jié)果表明該起飛方案有進(jìn)一步研究價(jià)值[16-19]。

3) 發(fā)展彈射/斜曲面甲板綜合起飛技術(shù)

滑躍起飛容易實(shí)現(xiàn)，但對飛機(jī)起飛重量限制較大；彈射起飛允許更大起飛重量的飛機(jī)起飛，但技術(shù)復(fù)雜，且彈射系統(tǒng)的質(zhì)量和體積較大。

彈射/斜曲面甲板綜合起飛技術(shù)將彈射起飛和滑躍起飛的優(yōu)點(diǎn)相結(jié)合，在平直甲板安裝彈射器，在彈射沖程末端安裝斜甲板，在彈射起飛基礎(chǔ)上，借助斜甲板輔助作用，降低對彈射器的功率需求。研究表明，同等條件下，采用此種起飛技術(shù)能降低彈射器所需做的功，增加最大起飛重量，但要求起落架具有更高的強(qiáng)度[20]。

2 滑躍起飛過程及動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)特性

2.1 滑躍起飛過程

根據(jù)滑躍起飛特點(diǎn)，其過程可分為5個(gè)節(jié)點(diǎn)，4個(gè)過程。

1) 節(jié)點(diǎn)1：嚙合

飛機(jī)主起落架輪胎與止動輪擋嚙合(抵住)。重點(diǎn)關(guān)注：飛機(jī)被抵住后的響應(yīng)及嚙合受力特性。

2) 過程1：起滑準(zhǔn)備

飛行員將油門桿調(diào)整至指定推力位置(最大狀態(tài)或OP狀態(tài))，將操縱桿調(diào)整至指定配平位置(平尾配平位置)。重點(diǎn)關(guān)注：發(fā)動機(jī)狀態(tài)是否穩(wěn)定，以及平尾配平位置是否滿足要求。

3) 節(jié)點(diǎn)2：釋放

止動輪擋前翻，飛機(jī)開始滑跑。重點(diǎn)關(guān)注：止動輪擋載荷突卸后，飛機(jī)的響應(yīng)狀態(tài)。

4) 過程2：平直甲板滑跑

飛機(jī)在自身推力的作用下，沿平直段甲板滑跑加速。重點(diǎn)關(guān)注：飛機(jī)的加速特性(縱向過載)，以及飛機(jī)的姿態(tài)(含方向穩(wěn)定性)。

5) 節(jié)點(diǎn)3：上板

在平直段甲板末端，飛機(jī)滑入斜甲板。重點(diǎn)關(guān)注：甲板型線/曲率變化對飛機(jī)(起落架系統(tǒng))的沖擊特性，以及飛機(jī)在沖擊載荷作用下的姿態(tài)響應(yīng)特性[21]。

6) 過程3：斜甲板滑跑

飛機(jī)在自身推力的作用下，沿斜甲板滑跑加速。重點(diǎn)關(guān)注甲板型線/曲率變化對飛機(jī)姿態(tài)的影響[22]。

7) 節(jié)點(diǎn)4：離板

飛機(jī)滑跑至甲板末端，在自身推力作用下離板。重點(diǎn)關(guān)注：飛機(jī)離板瞬間的速度特性，以及飛機(jī)離板瞬間的姿態(tài)特性(角度、角速度)。

8) 過程4：離板飛行

飛機(jī)依靠自身推力，離板飛行并建立姿態(tài)。重點(diǎn)關(guān)注：飛機(jī)加速特性(縱/法向過載、空速及爬升率)，以及飛機(jī)姿態(tài)特性(角度、角速度)[23]。

9) 節(jié)點(diǎn)5：離板3 s

飛機(jī)依靠自身推力，離板飛行3 s。重點(diǎn)關(guān)注：飛機(jī)加速特性(縱/法向過載、空速及爬升率)，以及飛機(jī)姿態(tài)特性(角度、角速度)。

2.2 滑躍起飛動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)特性

從動力學(xué)及運(yùn)動學(xué)角度來講，滑躍起飛的本質(zhì)就是飛機(jī)在各種載荷(力和力矩)以及斜甲板的共同作用下，進(jìn)行加速滑跑并建立適當(dāng)姿態(tài)的過程。

在滑躍起飛的整個(gè)過程中，飛機(jī)所受各向載荷(力和力矩)的時(shí)序圖如圖1所示。

圖1 滑躍起飛過程中飛機(jī)各向載荷時(shí)序圖Fig.1 Time sequence diagram of aircraft load in all directions during ski-jump take-off

3 影響滑躍起飛的關(guān)鍵因素分析

3.1 甲板風(fēng)場

滑躍起飛過程中，甲板風(fēng)場的主要作用是輔助飛機(jī)增大空速，滿足離艦起飛的氣動力需求。在實(shí)際使用和飛行過程中，關(guān)于甲板風(fēng)場需重點(diǎn)關(guān)注3類問題：

1) 艦艏?xì)饬鲾_動

在評估滑躍起飛特性時(shí)，通常采用固定矢量的甲板風(fēng)場(大小、方向)進(jìn)行計(jì)算分析，但實(shí)際甲板風(fēng)場的風(fēng)場矢量分布受甲板型線(上翹斜甲板)、艦船運(yùn)動以及突風(fēng)等因素的影響，往往和理想流場存在差異。在設(shè)計(jì)及計(jì)算過程中，應(yīng)盡可能結(jié)合船體流場數(shù)字仿真及試驗(yàn)結(jié)果，修正滑躍起飛氣動力模型，避免由此帶來的偏差[24-25]。

2) 滑躍跑道與甲板中軸線夾角

一般認(rèn)為甲板風(fēng)場沿甲板中線，逆航向流動。帶夾角的滑跑過程，不可避免的使飛機(jī)產(chǎn)生側(cè)滑及側(cè)向氣動載荷。在小速度滑跑并配合飛行員前輪操縱保持航向的情況下，該側(cè)向載荷并不足以影響飛機(jī)的航向穩(wěn)定性。但在邊界極限使用工況(極限重量、極限甲板風(fēng)等)以及部分特殊情況下(如前輪非承載，導(dǎo)致輪胎失去保持航向能力)，側(cè)向氣動載荷仍需加以考慮[26]。

3) 甲板風(fēng)限制

通常情況下，基于對飛機(jī)離艦空速的需求，一般只規(guī)定甲板風(fēng)的下限，即最小甲板風(fēng)需求。但在某些特殊情況下，如飛機(jī)小重量、后重心、并且發(fā)動機(jī)提供抬頭力矩的情況下，較大的正迎頭甲板風(fēng)會促使飛機(jī)在滑跑過程中較早抬頭，對起落架承載及操縱特性帶來影響[27]。因此，針對特定的邊界或極限使用工況，應(yīng)考慮甲板風(fēng)的使用上限。

3.2 發(fā)動機(jī)

1) 推力

發(fā)動機(jī)提供充足且穩(wěn)定的推力是飛機(jī)獲得良好加速特性及相應(yīng)離艦速度的重要保證。

一般情況下，配置兩臺發(fā)動機(jī)的艦載機(jī)，對稱的雙發(fā)推力并不會產(chǎn)生額外力矩。但在一些特殊情況下，如壽命影響導(dǎo)致的推力非對稱衰減、起飛過程中的單發(fā)失效等，則需重點(diǎn)考慮由此帶來的偏航和滾轉(zhuǎn)力矩。同時(shí)，大氣溫度和發(fā)動機(jī)暖機(jī)對推力的影響同樣需要重點(diǎn)考慮[28-29]。

2) 推力矩

通常情況下，發(fā)動機(jī)推力線與飛機(jī)重心均存在一定偏離。即使按照推力線過重心設(shè)計(jì)的飛機(jī)，在不同外掛配置及重量條件下，重心的垂向偏離仍會帶來額外的推力矩。通過相關(guān)型號的試驗(yàn)試飛發(fā)現(xiàn)，對于推力線不過重心的情況，推力所產(chǎn)生的力矩(抬頭或低頭力矩)，對起落架承載特性、飛機(jī)離艦俯仰特性均有一定影響。尤其是在飛機(jī)小重量、后重心的情況下，推力產(chǎn)生的抬頭力矩對滑躍起飛過程的影響是不能忽略的[30-32]。

3) 轉(zhuǎn)子進(jìn)動

在起飛滑跑過程中，發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)子高速旋轉(zhuǎn)，受陀螺進(jìn)動效應(yīng)的影響，會給飛機(jī)帶來不同程度的偏航力矩，如圖2所示。不同型號的發(fā)動機(jī)由于轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)方向的差異，其進(jìn)動效應(yīng)也會有所不同。

圖2 發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子進(jìn)動效應(yīng)示意圖Fig.2 Schematic diagram of engine rotor precession effect

在甲板滑跑階段，前起落架輪胎與甲板面的側(cè)向摩擦力足以克服進(jìn)動偏航力矩[21]；離板后，受空速增大影響，各操縱面效率提升，進(jìn)動效應(yīng)亦不明顯。而在輪胎與甲板面結(jié)合程度欠佳(如前輪不承載)以及短跑道(空速較小)的情況下，進(jìn)動效應(yīng)帶來的偏航力矩則需加以考慮[33-35]。

3.3 起落架系統(tǒng)

3.3.1 緩沖器

前、主起落架是支撐飛機(jī)滑跑、吸收甲板面(地面)沖擊載荷的重要系統(tǒng)。就目前主流艦載機(jī)型號而言，主要采用油-氣混合雙腔緩沖器，油-氣混合單腔緩沖器以及為保證飛機(jī)姿態(tài)而設(shè)計(jì)的油-氣混合二級氣塞式雙腔緩沖器[36]。

緩沖器內(nèi)部受力主要包括3個(gè)方面：

1) 空氣彈簧力

空氣彈簧力的主要作用是吸收地面沖擊載荷，空氣彈簧載荷可根據(jù)靜壓曲線插值計(jì)算，也可根據(jù)公式進(jìn)行計(jì)算[37]。某典型艦載機(jī)起落架的緩沖器靜壓曲線如圖3和圖4所示。

圖3 前起落架緩沖器靜壓曲線Fig.3 Static pressure curve of nose landing gear absorber

空氣彈簧力計(jì)算公式[38]為

(1)

式中：Fa表示空氣彈簧力；Aa表示壓氣面積；Patm表示標(biāo)準(zhǔn)大氣壓；P0表示緩沖器氣腔初始充填壓強(qiáng)；u表示起落架緩沖器壓縮量；V0表示緩沖器氣腔初始充填體積；γ表示空氣多變指數(shù)。

2) 液油阻尼力

油液阻尼力的主要作用是通過油孔的縮流阻尼效應(yīng)，耗散地面沖擊載荷能量。典型的油液阻尼力計(jì)算公式[39]為

(2)

3) 內(nèi)部摩擦力

緩沖器內(nèi)部摩擦力根據(jù)不同的結(jié)構(gòu)形式及充填參數(shù)有所不同。其中，滑動摩擦力載荷水平一般按照空氣彈簧力的8%～12%計(jì)算，其方向與油液阻尼力相同。而靜摩擦力的載荷水平要高于滑動摩擦，在地面停放、承重的過程中，應(yīng)按照靜摩擦力計(jì)算緩沖器載荷。

摩擦力對于緩沖器的壓縮量、輪胎承載狀態(tài)以及飛機(jī)的俯仰姿態(tài)等均有影響。在設(shè)計(jì)、計(jì)算及分析過程中，緩沖器內(nèi)部摩擦力不應(yīng)被忽略[38]。

3.3.2 輪 胎

輪胎作為起落架系統(tǒng)的重要組成部分，在起飛滑跑過程中，主要起到承載、緩沖和操縱的作用。在此過程中，輪胎受力主要包括2個(gè)方面：

1) 地面/甲板面支反力

計(jì)算輪胎支反力時(shí)，根據(jù)其結(jié)構(gòu)特性及受載過程，按照壓縮量對靜壓曲線插值即可。某典型艦載機(jī)起落架的輪胎靜壓曲線如圖5所示。

圖5 典型輪胎靜壓曲線Fig.5 Static pressure curves of typical tire

2) 摩擦力

摩擦力包括沿輪胎滾動方向的滾動摩擦力以及偏航導(dǎo)致的側(cè)向力。其中，滾動摩擦計(jì)算相對簡單，按照常規(guī)支反力與摩擦系數(shù)相乘即可。需注意的是，航母甲板面的摩擦系數(shù)一般比陸基常規(guī)跑道大，在計(jì)算分析時(shí)需要加以考慮。

另一方面，由于飛機(jī)的偏航運(yùn)動，必然導(dǎo)致輪胎承受地面?zhèn)认蜉d荷，彈性輪胎的力學(xué)試驗(yàn)研究表明，彈性輪胎的側(cè)向力與輪胎側(cè)偏角之間存在如下關(guān)系[39]：

S=

(3)

式中：S為輪胎側(cè)向力；st為輪胎壓縮量；D為輪胎外直徑；W為輪胎寬度；p為輪胎實(shí)際充氣壓力；pr為輪胎額定充氣壓力；θs為輪胎側(cè)偏角；Cc為輪胎偏航系數(shù)，取決于輪胎類型。

3.3.3 起落架系統(tǒng)的動力學(xué)模型及建模特點(diǎn)

起落架系統(tǒng)(主要包含緩沖器和輪胎)作為起飛滑跑過程中的主要承載部件，其計(jì)算的準(zhǔn)確性對整個(gè)起飛過程的評估分析起決定性作用，尤其在滑躍/彈射起飛等涉及起落架系統(tǒng)載荷突卸、受迫運(yùn)動等載荷高頻、大幅波動的情況下，更是如此[5-6]。

1) 滑躍過程的載荷突卸

典型的起滑前飛機(jī)受力情況如圖6所示。

圖6 起滑受力簡圖Fig.6 Forces on aircraft before taking off

起滑前，飛機(jī)雙發(fā)推力穩(wěn)定，受止動輪擋約束，飛機(jī)處于受力平衡狀態(tài)。起滑瞬間，止動輪擋向前翻倒，平衡狀態(tài)約束飛機(jī)的水平止動載荷瞬時(shí)卸載，由此載荷產(chǎn)生的低頭力矩同步卸載。飛機(jī)在其他載荷的作用下，向前加速運(yùn)動，并同步迅速抬頭。此過程稱為滑躍起飛的載荷突卸。止動載荷的突然卸載會導(dǎo)致前起落架緩沖器活塞桿迅速伸出，即突伸現(xiàn)象[40]。某典型艦載機(jī)起落架的載荷突卸及突伸過程，前起落架緩沖器壓縮量如圖7所示。

圖7 止動載荷突卸導(dǎo)致的突伸過程Fig.7 Fast extension due to locking load discharge

起落架的突伸必然導(dǎo)致壓縮量的減小，嚴(yán)重時(shí)會導(dǎo)致輪胎與甲板面脫離，出現(xiàn)起落架非承載現(xiàn)象。同時(shí)，輪胎也將失去通過側(cè)向摩擦抑制偏航及發(fā)動機(jī)進(jìn)動效應(yīng)的能力。因此，在發(fā)動機(jī)存在較大進(jìn)動效應(yīng)以及依靠輪胎承載情況切換飛機(jī)控制律狀態(tài)的情況下，需嚴(yán)格監(jiān)控該過程[41-42]。

突伸結(jié)束后，飛機(jī)應(yīng)迅速回落，起落架輪胎恢復(fù)到與甲板面的良好接觸狀態(tài)。

2) 滑躍過程的受迫運(yùn)動

在常規(guī)陸基起飛過程中，隨滑跑速度增大，升力作用逐漸凸顯，起落架載荷隨之減小。但在滑躍起飛過程中，隨飛機(jī)滑至上翹斜甲板，起落架系統(tǒng)在甲板型線的作用下做受迫壓縮運(yùn)動。緩沖器及輪胎壓縮量均出現(xiàn)短時(shí)迅速增大的情況。某典型艦載機(jī)的起落架受迫運(yùn)動過程及緩沖器受迫壓縮過程如圖8和圖9所示。

圖8 起落架受迫運(yùn)動過程Fig.8 Landing gear compression process

圖9 緩沖器受迫壓縮過程Fig.9 Buffer compression process

在此過程，需重點(diǎn)監(jiān)測飛機(jī)受迫俯仰運(yùn)動及緩沖器壓縮狀態(tài)，防止飛機(jī)出板瞬間產(chǎn)生非受控的姿態(tài)運(yùn)動。

3) 典型的起落架系統(tǒng)建模特點(diǎn)

起落架系統(tǒng)建模的合理性及正確性是準(zhǔn)確評估滑躍起飛過程動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)特性的重要保證。

建立起落架模型的關(guān)鍵除包含上節(jié)中提到的各向載荷、力矩的計(jì)算外，還需根據(jù)起落架的安裝位置，結(jié)構(gòu)尺寸以及運(yùn)動關(guān)系構(gòu)建準(zhǔn)確的運(yùn)動學(xué)模型[43-44]。

任何動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)的建模過程，都會伴有或多或少的簡化。但在尚未明確起降特性及差異之前，特別是對于新的飛機(jī)平臺以及新的起飛方式(如彈射起飛、短距起飛)，起落架系統(tǒng)的建模還應(yīng)盡可能真實(shí)。尤其對起落架受力點(diǎn)位置，結(jié)構(gòu)安裝尺寸等數(shù)據(jù)，不應(yīng)盲目簡化[45]。

在滑躍起飛過程中，由于止動輪擋載荷突卸，可能導(dǎo)致前起落架輪胎與甲板面分離，此時(shí)雙側(cè)主起落架幾乎(發(fā)動機(jī)推力以及氣動力仍存在向上分量)承擔(dān)了飛機(jī)的全部重量。在計(jì)算主起落架輪胎支反力對重心的力矩時(shí)，需注意輪胎受力點(diǎn)的準(zhǔn)確位置，這對評估主起落架支反力抑制飛機(jī)俯仰特性至關(guān)重要[46]。

3.4 操縱系統(tǒng)

3.4.1 縱向配平

對于滑躍起飛而言，縱向配平的根本目的是為飛機(jī)的起飛提供所需的氣動俯仰力矩。

在不同的起飛工況下，可在滑躍起飛過程中，采用相同的預(yù)置駕駛桿配置平尾偏度的配平方式。統(tǒng)一配平準(zhǔn)則的優(yōu)點(diǎn)是簡化操作，而缺點(diǎn)則是無法發(fā)揮艦載機(jī)最大的起飛能力。隨著新型外掛物的增多、控制律方案的變化以及對平臺起飛作戰(zhàn)能力需求的進(jìn)一步提升，如何調(diào)整、優(yōu)化縱向配平方案使其能夠適應(yīng)多樣化的艦上使用工況，仍需重點(diǎn)加以考慮[47]。

3.4.2 操縱桿自平衡

滑躍起飛過程中，飛機(jī)的縱向加速度最高可達(dá)約0.7g左右。受慣性力以及機(jī)械間隙影響，駕駛桿會向后傾倒，這種現(xiàn)象在雙艙、雙駕駛桿乃至彈射起飛(縱向過載可達(dá)5g左右)[48]的情況下尤為明顯。

在加速滑跑過程中，駕駛桿受慣性作用突破啟動力后，慣性與機(jī)械間隙使桿位移發(fā)生變化，而采用前后艙雙桿配置的雙座飛機(jī)，進(jìn)一步加大了桿位移變化量。為解決這種現(xiàn)象，可采用集成中央桿，內(nèi)部設(shè)計(jì)自平衡機(jī)構(gòu)，保證縱向推桿和拉桿時(shí)桿力的對稱性以及承受縱向過載時(shí)駕駛桿的穩(wěn)定性。

3.5 重量特性

與滑躍起飛關(guān)系較為密切的重量特性指標(biāo)主要包括：重量、重心以及轉(zhuǎn)動慣量。

3.5.1 重 量

飛機(jī)的重量一般包括機(jī)體結(jié)構(gòu)重量、各系統(tǒng)重量、固定載荷重量、有效載荷重量以及可用燃油重量等。其中，除燃油相關(guān)重量外，其余各項(xiàng)重量數(shù)據(jù)一般都可以通過設(shè)計(jì)、計(jì)算以及稱重等手段進(jìn)行確認(rèn)，其結(jié)果誤差通常也能夠控制在可接受范圍內(nèi)，并且這些重量指標(biāo)在飛機(jī)實(shí)際使用過程中的變化是基本確定的。

燃油重量在飛機(jī)起降及飛行全過程中處于持續(xù)變化的狀態(tài)，而燃油總量的監(jiān)控精度受到測量系統(tǒng)自身測量誤差、機(jī)內(nèi)可排放不可用燃油量誤差，初始加油量誤差以及由此引入的系統(tǒng)累積誤差等多種因素的共同影響。

通常情況下，燃油總量誤差帶來的重量誤差不應(yīng)引起飛機(jī)滑躍起飛特性的根本性偏離，但在飛機(jī)處于重量、重心使用邊界時(shí)，仍需考慮上述誤差帶來的性能變化。

3.5.2 重 心

和重量一樣，重心歷來都是飛機(jī)設(shè)計(jì)重點(diǎn)關(guān)注的指標(biāo)之一，尤其是對氣動、操穩(wěn)以及艦載起降特性更是如此。

能夠引起重量變化的因素，一般都可以引起重心位置的變化，除上節(jié)中的影響因素外，與重心位置相關(guān)，需重點(diǎn)關(guān)注的問題還包括油液晃蕩對重心的影響、法向重心位置對推力力矩的影響。

1) 油液晃蕩

在滑躍起飛制動輪擋釋放瞬間，飛機(jī)縱向過載由0瞬時(shí)增大到0.6g～0.7g，在機(jī)內(nèi)油箱非滿油狀態(tài)時(shí)，油液在慣性力的作用下，產(chǎn)生涌動。機(jī)內(nèi)燃油的晃動對重心的影響屬于典型固-液耦合動力學(xué)問題，可通過理論計(jì)算或試驗(yàn)進(jìn)行仿真評估[49-50]。

2) 法向重心位置

在滑躍起飛過程中，法向重心位置對飛機(jī)的影響主要還是體現(xiàn)在推力力矩的作用上。目前，對于法向重心位置的確定，基本還是通過計(jì)算得到的[46]。

圖10為某典型艦載機(jī)的法向(Y向)重心位置耗油曲線。隨飛機(jī)重量(機(jī)內(nèi)載油量)的變化，法向(Y向)重心位置(與飛機(jī)水平基準(zhǔn)線的垂向距離)的相對變化范圍較大，結(jié)合推力計(jì)算力矩時(shí)，往往會對全機(jī)力矩特性帶來較大變化。因此，在評估滑躍起飛過程中，飛機(jī)力矩特性時(shí)，需對法向重心位置的影響加以考慮。

圖10 飛機(jī)法向(Y向)重心位置耗油曲線Fig.10 Aircraft fuel consumption curve in Y direction of center of gravity position

3.5.3 轉(zhuǎn)動慣量

轉(zhuǎn)動慣量作為物體慣性運(yùn)動特性的指標(biāo)，和質(zhì)量一樣，都表征物體改變運(yùn)動狀態(tài)的難易程度。

在滑躍起飛過程中，需重點(diǎn)考慮的是飛機(jī)的俯仰轉(zhuǎn)動慣量，其直接影響飛機(jī)離板后建立俯仰方向姿態(tài)的過程。

在實(shí)際分析中，與重量、重心一樣，都需根據(jù)耗油曲線進(jìn)行插值計(jì)算，分析轉(zhuǎn)動慣量變化對離板姿態(tài)建立過程的影響。

4 重點(diǎn)因素及指標(biāo)總結(jié)

經(jīng)上文分析，對影響滑躍起飛動力學(xué)與運(yùn)動學(xué)特性的因素及重點(diǎn)關(guān)注問題進(jìn)行總結(jié)，如表2所示。

表2 滑躍起飛動力學(xué)與運(yùn)動學(xué)特性影響因素及重點(diǎn)關(guān)注問題

續(xù)表

5 結(jié) 論

滑躍起飛是目前主流的艦載機(jī)艦上起飛方式之一，影響起飛過程動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)特性的因素涉及多個(gè)系統(tǒng)。本文對主要的影響因素及需重點(diǎn)關(guān)注的問題進(jìn)行了分析和總結(jié)。

滑躍起飛是多系統(tǒng)、多自由度復(fù)雜的運(yùn)動學(xué)和動力學(xué)過程，在充分了解其力學(xué)本質(zhì)并結(jié)合大量試驗(yàn)試飛驗(yàn)證結(jié)果之前，建議盡量綜合考慮各種影響因素，以免為設(shè)計(jì)、分析、評估引入不必要的誤差或錯誤。