戰斗機空滑迫降技術研究

崔益華, 韓意新, 王啟

(1.中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089; 2.中國飛行試驗研究院 技術中心, 陜西 西安 710089)

戰斗機空滑迫降技術研究

崔益華1, 韓意新1, 王啟2

(1.中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089; 2.中國飛行試驗研究院 技術中心, 陜西 西安 710089)

針對可能引起發動機停車的風險科目試飛需要,開展了戰斗機空滑迫降技術研究,提出了下滑速度、最佳空滑比、180°轉彎高度損失等空滑迫降關鍵參數的確定方法及兩種空滑迫降航線的制定方法,并通過飛行試驗進行了驗證。該項研究對保障試飛安全有重要意義。

空滑迫降; 空滑比; 迫降航線

0 引言

戰斗機在大迎角、大側滑飛行中,很可能由于進氣不順暢而導致發動機空中停車[1]。一旦發動機停車,飛行員必須抉擇發動機空中起動、空滑迫降或棄機逃生,而飛機空滑迫降特性是飛行員決策的最重要因素之一?？栈冉凳前l動機停車或發生故障時保證飛機安全的緊急措施,這不僅是對飛行員駕駛技術的考驗,更是對其心理的考驗,一旦迫降失敗,很可能發生重大事故[2]。因此,飛行員必須掌握飛機空滑迫降技術(包括空滑迫降關鍵參數確定、迫降航線制定等),才能做出正確的決策,最大限度地將飛機安全帶回[3]。

1 基本原理

戰斗機空滑迫降可以分解為無動力直線下滑和無動力轉彎下滑兩種形式。對于無動力直線下滑,應盡可能使用最大空滑比,即單位垂直高度損失能獲得的最大水平飛行距離,確保飛機盡可能滑至機場。因此,首先必須確定飛機的最佳空滑比和下滑速度;對于無動力轉彎下滑,應在已確定的下滑速度下,使180°轉彎的高度損失盡可能小,同時滿足飛行員視場和操縱要求。因此,需要確定飛機的轉彎坡度、轉彎半徑及180°轉彎的高度損失。

1.1 最佳空滑比和下滑速度確定

最佳空滑比和下滑速度的確定主要考慮以下因素:

(1)飛機氣動特性。應盡可能接近有利下滑速度,以獲得最大空滑比;

(2)發動機啟動邊界。下滑速度應接近發動機空中最小啟動速度,以便發動機空中啟動嘗試;

(3)著陸拉平階段速度損失。拉平后速度不小于且接近著陸速度,以保證著陸安全;

(4)對于電傳飛機而言,空滑最長時間不應超過應急動力最大工作時間(一般為10 min)[4],以保證液壓系統能夠進行正常操縱。

以某型戰斗機為例,該飛機最大升阻比為8.77,對應的迎角為4.3°，如圖1所示。

飛機縱向運動平衡方程為:

(1)

式中,T為發動機推力;?為軌跡傾角;D為阻力;L為升力。

假定停車后發動機推力為零,根據式(1)可得停車后的空滑比為cot ?=L/D。根據飛機升阻特性,并按飛機1/2余油以及標準大氣條件,換算到對應的表速和空滑比如圖2所示。由圖2可知,飛機無動力最大空滑比應為飛機最大升阻比8.77,對應的下滑軌跡傾角則為6.5°,但綜合考慮到該飛機發動機空中啟動包線及著陸拉平階段的速度損失,最終確定空滑速度為Vi=450 km/h,對應的迎角為5.1°,空滑比為8.30。這樣考慮的原因有:

(1)在大迎角失速尾旋狀態下意外停車,飛行員首先需將飛機改出到平飛狀態,如果高度允許,則首先俯沖增速至發動機啟動包線,啟動發動機,即使開車不成功,還可繼續進行空滑迫降;

(2)在空滑過程中,由于特殊原因,發現高距比不滿足空滑迫降要求,同時高度也不足以俯沖至啟動包線內,飛行員仍然可以一邊尋找應急離機地點,一邊嘗試空滑開車。

不同高度對應的下降率和迎角如圖3所示。

圖3 不同高度對應的下降率和迎角Fig.3 Rates of decent and angle of attacks corresponding to different altitudes

1.2 轉彎坡度確定

該過程實質是穩定盤旋下降,其運動方程為:

(2)

式中,φ為坡度;R為半徑。

無動力180°轉彎過程中,同樣假定推力為零,可得到tan ?=D/(Lcosφ);180°轉彎時間為t=πR/(Vcos ?);180°轉彎高度損失為:

ΔH=Vyt

(3)

式中,下降率Vy=Vsin ?。

顯然,在速度、重量以及升阻比確定的情況下,采用45°轉彎高度損失最小。采用已確定的空滑速度Vi=450 km/h轉彎,同樣按1/2余油和標準大氣條件,對于不同的坡度,根據式(3)可以得到對應的180°轉彎高度損失、下降率、迎角、航跡傾角,其曲線如圖4和圖5所示。

根據圖4結果,可以得到高度損失最小的坡度應在45°～50°,但是考慮到飛行員視角和駕駛技術難度,并兼顧高度損失,最終將轉彎坡度確定為

30°～35°。

圖4 不同轉彎坡度對應的高度損失及下降率Fig.4 Rates of decent and height loss corresponding to different roll angles

圖5 不同轉彎坡度對應的迎角和航跡傾角Fig.5 Angle of attack and flight path corresponding to different turning banks

1.3 空滑迫降航線設計

以某機場為例,進行空滑迫降航線設計。該機場跑道長度為3 km,按飛機進場高度差異設計了兩條航線,如圖6所示。第一條航線:飛機直接沿跑道方向著陸,著陸過程中設置了兩個檢查點(遠點和近點),在近點放起落架,目標著陸點為跑道1/3處;第二條航線:飛機沿著跑道側方下滑,在跑道端頭進行180°轉彎下滑著陸,著陸過程中設置了兩個檢查點,在檢查點2處放起落架,目標著陸點為跑道1/3處。整個過程中,盡可能保持表速恒定。

圖6 兩條迫降航線及檢查點Fig.6 Two force landing routes and checkpoints

空滑迫降時,首先保持好預定速度向機場方向空滑,努力向檢查點滑行。在這一過程中,飛行員可以根據高度和高距比進行調整。高度過高,可以采用機動(仍然要求保持好預定速度)的方法來調整;速度過大,可以通過機動動作如蛇形機動等來減速進行調整[5]。到達預定空滑航線第一檢查點后,飛行員可以根據高度采用控制放起落架的時機來進行調整,即高度比檢查點高,提前放起落架;高度比檢查點低,則需要推遲放起落架來調整。

2 飛行試驗驗證

模擬空滑迫降主要驗證無動力直線下滑和轉彎下滑兩種形式?？紤]到發動機停車風險,首先可以采用發動機慢車來模擬停車情況試驗,考慮到發動機慢車時實際有一定推力,而且發動機停車后還存在額外的風車阻力,可以采用放減速板來抵消發動機推力、模擬風車阻力。根據試驗結果可以制定初步的空滑迫降航線,再進行發動機空中停車空滑驗證,最終確定空滑迫降航線。通過不同下滑速度試驗確定下滑速度,再通過不同坡度180°轉彎確定坡度,最后選取下滑速度Vi=450 km/h,180°轉彎坡度為30°～35°。該狀態的試驗結果如表1所示,其中無動力空滑是從H=10 km下滑至8 km的結果。

表1 空滑迫降關鍵參數驗證結果Table 1 Verification results of key parameters for force landing

根據戰斗機大迎角特性試飛實際需求以及發動機停車后空滑迫降實際需求,并綜合考慮實際試飛結果,結合機場附近地標,制定了兩種空滑迫降路線,如圖7所示。該航線已經過飛行試驗驗證。

圖7 兩條驗證過的空滑迫降航線Fig.7 Two proved forced landing routes

3 影響因素分析

影響空滑迫降精度的因素很多,包括風場及紊流、發動機停車阻力、氣壓高度、飛行員(駕駛技能、心理抗壓能力)等。

考慮不同高度的水平風場(包括順、逆風,風速0～15 m/s)和垂直風場(包括上、下風,風速0～5 m/s),影響情況大致如下:在10 m/s逆風(水平風)空滑10 km,高度損失增加120 m;在1 m/s上升氣流(垂直風),空滑10 km,高度損失減小110 m。

考慮停車阻力對空滑比有一定影響,而且采用慢車模擬停車,對空滑比的確定有一定的影響,必須使用停車空滑進行修正(詳見表1),本文中采用慢車放減速板的方法來抵消慢車推力及模擬風車阻力與真實停車情況的空滑比相當,可以采用該方法進行空滑迫降訓練,提高飛行員的信心。

4 結束語

本文為可能存在發動機停車的試驗科目提出了空滑迫降方案的確定方法,提出了兩種空滑迫降路線,并經過飛行試驗進行了驗證,該方法和結果為進行同類飛機空滑迫降方案設計提供了參考。

[1] 劉志友,侯敏杰,文剛.航空發動機風車阻力的試驗確定[J].航空動力學報,2006,21(2):214-218.

[2] 蔣德秋.超輕型飛機的空滑迫降[J].航空知識,1996,(10):18-21.

[3] 徐道琦,費景榮.某型轟炸機空滑迫降分析[J].沈陽航空工業學院學報,2005,22(1):19-22.

[4] 桑雨生,魏余生,田培彥.停車迫降中風速對四轉彎改出高度的影響[J].飛行力學, 2000,18(3):69-71.

[5] Borst C,Sjer F A,Mulder M,et al.Ecological approach to support pilot terrain awareness after total engine failure[J].Journal of Aircraft,2008,45(1):22-26.

(編輯：姚妙慧)

Reasearchonfighterforcedlandingtechnologies

CUI Yi-hua1, HAN Yi-xin1, WANG Qi2

(1.Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China; 2.Research Center of Flight Test Technology and Engineering, CFTE, Xi’an 710089, China)

According to the flight test requirements of risk subjects which may cause engine shutdown, this paper carried out the research on fighter forced landing technologies, put forward the method for determining key parameters of fighter forced landing technologies such as glide speed, optimum glide ratio, height loss in 180°turn and so on. In the end, the paper put forward two methods for setting forced landing route, which were verified by the test flight. It is of great significance to guarantee flight safety.

forced landing; glide ratio; forced landing route

V212.1; V217.3

A

1002-0853(2013)06-0549-04

2013-04-07;

2013-09-05; < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間:2013-10-22 14:13

崔益華( 1980-)，男，江蘇海安人，高級工程師，碩士,研究方向為飛行力學。