艦載飛機(jī)進(jìn)場著艦仿真模型的需求

姚海林，趙一飛，黃振威

（中航工業(yè)一飛院，陜西西安 710089）

艦載飛機(jī)進(jìn)場著艦仿真模型的需求

姚海林，趙一飛，黃振威

（中航工業(yè)一飛院，陜西西安 710089）

分析了艦載飛機(jī)著艦過程的特點(diǎn)，以及在進(jìn)場下滑、攔阻著艦、和復(fù)飛逃逸過程中影響飛行安全的環(huán)境因素，分析了為保證進(jìn)場著艦安全要求飛機(jī)必須具有的機(jī)動(dòng)能力。討論了艦載飛機(jī)進(jìn)場著艦過程中飛行力學(xué)和飛行控制所要解決的主要問題，提出了進(jìn)行飛機(jī)進(jìn)場著艦仿真分析時(shí)需要建立的有關(guān)數(shù)學(xué)模型和數(shù)據(jù)庫需求。

艦載飛機(jī)；進(jìn)場著艦；仿真建模；數(shù)據(jù)庫

1 引 言

進(jìn)場著艦是艦載飛機(jī)最復(fù)雜、最危險(xiǎn)的飛行階段。在隨機(jī)海浪影響下航母的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)也是隨機(jī)的。從進(jìn)場到著艦嚙合前，航母運(yùn)動(dòng)形成的周期性擾動(dòng)、航母艦島后方以及排放煙氣流形成的紊流等復(fù)雜的氣流環(huán)境對(duì)飛機(jī)著艦運(yùn)動(dòng)均形成影響。因此，復(fù)雜變化的氣流環(huán)境和航母的搖蕩運(yùn)動(dòng)，給駕駛員保持下滑航跡和精確著艦造成困難，是艦載飛機(jī)事故最多的飛行階段。

2 艦載飛機(jī)著艦過程簡介

艦載飛機(jī)是利用航空母艦上攔阻系統(tǒng)的攔阻索攔阻著艦的。航空母艦上一般布置有4根攔阻索，攔阻索垂直于著艦甲板中心線。

飛機(jī)的理想著艦點(diǎn)應(yīng)位于攔阻鋼索的第二、三條之間，這樣飛機(jī)的掛鉤能有效地掛在鋼索上而使飛機(jī)被有效地?cái)r阻。應(yīng)該注意到由于海浪的影響，航空母艦上的著艦點(diǎn)是一個(gè)變化的動(dòng)點(diǎn)，特別是著艦的最后階段，飛機(jī)必須能夠響應(yīng)這種變化。

艦載飛機(jī)在降落前，先在空中放下起落架，同時(shí)把著艦尾鉤放下，準(zhǔn)備降落。飛行甲板的攔阻索同時(shí)升起，攔阻裝置處于準(zhǔn)備狀態(tài)。艦載機(jī)在進(jìn)入著艦入口后采用固定下滑角、無平飄下滑方式著艦，下滑角一般為3.5～4度。飛機(jī)在下滑過程中，飛行員借助于菲涅耳透鏡光學(xué)助降系統(tǒng)、著艦導(dǎo)引系統(tǒng)保持相對(duì)航空母艦的著艦點(diǎn)，以合適的迎角和速度以固定的下滑角勻速直線下滑直至接艦，在接艦前沒有常規(guī)飛機(jī)接地前的平飄段。

接艦要求飛機(jī)的尾部鉤鉤住航母上的目標(biāo)攔阻索，當(dāng)飛機(jī)著艦后向前高速滑跑時(shí)，其伸出的尾鉤只要鉤著一根攔阻索，攔阻索帶動(dòng)攔阻系統(tǒng)的阻尼筒產(chǎn)生攔阻力，便可強(qiáng)制使飛機(jī)在50－70米距離內(nèi)減速停止，在攔阻力的作用下飛機(jī)安全著艦。

3 影響艦載飛機(jī)著艦安全的環(huán)境因素

影響艦載飛機(jī)安全著艦的環(huán)境因素包括：大氣紊流、艦尾氣流擾動(dòng)及航空母艦運(yùn)動(dòng)［1］。

3.1 大氣紊流

通常的大氣紊流是考慮在海平面100英尺以上高度，而在這個(gè)高度和更低一些的高度上，大氣將在很大程度上影響飛機(jī)和航母甲板的嚙合環(huán)境.大氣紊流對(duì)飛機(jī)有三個(gè)方面的影響：其一是使飛機(jī)的空速發(fā)生變化；其二是使飛機(jī)的側(cè)滑角發(fā)生變化，另外是使飛機(jī)的迎角發(fā)生變化。前兩項(xiàng)由水平大氣紊流引起，第三項(xiàng)由垂直大氣紊流引起。

3.2 艦尾氣流擾動(dòng)

不難想象，一艘運(yùn)動(dòng)著的航空母艦后部氣流的復(fù)雜性，不僅有自然風(fēng)形成的氣流擾動(dòng)，也有母艦艦橋造成的渦流等。艦面上氣流在通過甲板平臺(tái)后會(huì)突然向海面下沉，然后再向空中上升。飛機(jī)進(jìn)入這股氣流中，如果駕駛員經(jīng)驗(yàn)不足，壓桿或拉桿過猛，則會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)低于下滑道而撞艦尾或高于下滑道而不能準(zhǔn)確掛鉤。

航母艦尾流是影響艦載機(jī)安全著艦的最重要因素之一，它直接影響飛機(jī)在著艦過程中的迎角、速度、高度等狀態(tài)參數(shù)，是導(dǎo)致艦載機(jī)著艦飛行事故和逃逸現(xiàn)象發(fā)生的一個(gè)重要原因，所以應(yīng)仔細(xì)研究航母艦尾流特性。

航母艦尾流由三部分組成：

穩(wěn)態(tài)尾流—一種僅僅由于母艦的存在而引起的均勻定常流；

縱搖誘導(dǎo)尾流—由于母艦周期性的縱搖引起的振蕩型氣流；

隨機(jī)尾流—一種不確定的隨機(jī)紊流。

3.3 母艦運(yùn)動(dòng)

航空母艦的運(yùn)動(dòng)對(duì)艦載機(jī)的著艦下滑有很大影響，在惡劣天氣下，特別是有大浪情況，母艦會(huì)產(chǎn)生大幅度的搖晃，發(fā)生縱傾、橫搖、上下升沉，給飛機(jī)下沉對(duì)準(zhǔn)跑道、準(zhǔn)確掛鉤帶來困難。飛行員往往是眼看著母艦后端升上來，在飛機(jī)差一步就要著艦時(shí)，甲板后端一下子又沉下去，使攔阻鉤抓空。如果這種縱搖的周期較長（如1分鐘），還好對(duì)付一些，如果周期較短（如20秒），著艦就更困難。

4 渦槳飛機(jī)特點(diǎn)

一般渦槳飛機(jī)布局為翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)，飛機(jī)推重比都較小，著艦過程發(fā)動(dòng)機(jī)加減速特性差，螺旋槳滑流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)力／力矩影響顯著，這些特點(diǎn)都對(duì)飛機(jī)準(zhǔn)確著艦有很大影響，如何保證其在航空母艦甲板上順利、安全的起降是設(shè)計(jì)和使用首要考慮的關(guān)鍵問題。同時(shí)由于發(fā)動(dòng)機(jī)軸線距飛機(jī)對(duì)稱面遠(yuǎn)，單發(fā)時(shí)產(chǎn)生的不對(duì)稱力矩較大，單發(fā)著艦?zāi)芰π枨髮?duì)飛機(jī)操縱效能設(shè)計(jì)提出更高要求。

5 安全著艦要求

艦載機(jī)進(jìn)場著艦的基本要求如下：

（1）飛機(jī)由平飛進(jìn)入4°下滑軌跡時(shí)，飛行員必須看到艦尾水線［2］；

（2）飛機(jī)進(jìn)場著艦時(shí)要有良好的速度／油門穩(wěn)定性和飛機(jī)下滑軌跡穩(wěn)定性。

（3）著艦速度的數(shù)值應(yīng)不小于1.05倍的進(jìn)場速度；要保證有足夠的安全余量，因?yàn)檎{(diào)整下滑角時(shí)可能減速。

（4）將油門位置固定在下滑軌跡所需要的正確功率位置時(shí)，飛機(jī)應(yīng)能夠在5秒時(shí)間內(nèi)，從下滑軌跡調(diào)整高度約15米；且調(diào)整機(jī)動(dòng)過程中的最大法向過載值不應(yīng)超過最大使用升力系數(shù)進(jìn)行機(jī)動(dòng)時(shí)法向過載的一半。

（5）飛機(jī)在接近失速速度時(shí)，變狀態(tài)特性要符合要求，不允許橫向擺動(dòng)超過一定程度（例如±45°），不允許有自動(dòng)上仰現(xiàn)象。

（6）復(fù)飛時(shí)，從飛機(jī)正常進(jìn)場小轉(zhuǎn)速推力增加到最大加力的時(shí)間不應(yīng)大于3秒，同時(shí)飛機(jī)的縱向加速度不應(yīng)小于1.5 m／s2。

6 進(jìn)場著艦過程飛行力學(xué)需研究的關(guān)鍵問題

6.1 進(jìn)場下滑過程的穩(wěn)定性研究

艦載飛機(jī)為了在航空母艦長度、寬度有限的甲板上著艦，必須以足夠小的速度進(jìn)場，并且在整個(gè)著艦過程中精確地控制飛行軌跡，這要求飛機(jī)在著艦過程中必須具有軌跡穩(wěn)定性。飛機(jī)軌跡穩(wěn)定性取決于飛機(jī)的極曲線特性，飛機(jī)的飛行速度越低，軌跡穩(wěn)定性越差。艦載戰(zhàn)斗飛機(jī)為了滿足在航空母艦上著艦要求，它的著艦速度通常要比陸基飛機(jī)小得多，通常處于操縱反區(qū)，此時(shí)軌跡穩(wěn)定性較差。渦槳飛機(jī)特點(diǎn)是低速特性較好，其著艦速度有可能處于操縱正反區(qū)分界的靈敏區(qū)，所以必須采取措施改善艦載機(jī)軌跡穩(wěn)定性［3］。

6.2 復(fù)飛決策包線研究

艦載機(jī)的復(fù)飛概率比常規(guī)陸基飛機(jī)要高得多，著艦時(shí)一旦掛索失敗必須立即復(fù)飛。由于航空母艦著艦區(qū)的甲板長度很短，因而對(duì)艦載機(jī)復(fù)飛操縱要求較高。通常，艦載機(jī)著艦時(shí)飛行員既要準(zhǔn)確地操縱飛機(jī)以便掛鉤成功，又要隨時(shí)準(zhǔn)備復(fù)飛。這就需要仔細(xì)研究飛行員著艦時(shí)的復(fù)飛準(zhǔn)備操縱及復(fù)飛決策條件、復(fù)飛時(shí)機(jī)和復(fù)飛操縱動(dòng)作。

當(dāng)艦載飛機(jī)遇到不可預(yù)計(jì)的干擾或故障時(shí)，能否及時(shí)準(zhǔn)確地進(jìn)行復(fù)飛，對(duì)保證艦及飛機(jī)的安全是非常重要的。當(dāng)艦載飛機(jī)下滑至艦尾某高度時(shí)，由于不滿足著艦要求，例如迎角不夠、高度下降過多等，不能保證安全著艦，就需要拉起復(fù)飛，這時(shí)主要是操縱升降舵（平尾）來實(shí)現(xiàn)。因此要求飛機(jī)舵面效率必須足夠，飛機(jī)縱向穩(wěn)定度不能太大，否則不易拉起。

但不是在任何情況下，飛機(jī)都能夠安全復(fù)飛，還要有一定的限制和要求。著艦指揮官根據(jù)飛機(jī)著艦飛行的狀態(tài)和這些限制要求，要及時(shí)作出判斷決策并及時(shí)給飛行員發(fā)出復(fù)飛的命令。事實(shí)上對(duì)每一種艦載機(jī)都存在一個(gè)能夠使其安全復(fù)飛的復(fù)飛包線，而這一復(fù)飛包線的確定，主要依據(jù)以下三個(gè)原則：

（1）在航母艦尾處飛機(jī)攔阻鉤應(yīng)在艦尾上方10英尺；

（2）允許飛行員對(duì)復(fù)飛信號(hào)響應(yīng)時(shí)間為0.3秒。

（3）飛行員復(fù)飛技術(shù)，包括只用發(fā)動(dòng)機(jī)推力。

艦載飛機(jī)的復(fù)飛過程是：位于航母上的精確跟蹤雷達(dá)不斷地測(cè)量飛機(jī)進(jìn)場速度、下沉速率、飛機(jī)距艦尾的水平距離、及高度并將測(cè)量結(jié)果提供給著艦指揮官，當(dāng)飛機(jī)有撞艦的危險(xiǎn)時(shí)，由著艦指揮官判斷發(fā)出復(fù)飛指令，命令飛行員執(zhí)行復(fù)飛任務(wù)。

因此，根據(jù)飛機(jī)操縱能力，確定合適的復(fù)飛邊界是艦載飛機(jī)著艦安全的重要工作。

6.3 攔阻滑跑的動(dòng)力學(xué)研究

艦載飛機(jī)為了在有限長度的航母甲板上著艦，飛機(jī)在助降系統(tǒng)導(dǎo)引下撞擊式著艦后，必須通過航母上的攔阻系統(tǒng)強(qiáng)制飛機(jī)減速止動(dòng)。當(dāng)艦載飛機(jī)的攔阻掛鉤與攔阻索嚙合后，其動(dòng)力學(xué)分析與陸基飛機(jī)常規(guī)無攔阻著陸動(dòng)力學(xué)分析的主要差別在于它還要受攔阻索給于它的攔阻力，因此艦載飛機(jī)著艦攔阻動(dòng)力學(xué)分析的關(guān)鍵在于攔阻力的確定。

準(zhǔn)確而完整的數(shù)學(xué)建模是進(jìn)行艦載機(jī)攔阻動(dòng)力學(xué)分析的基礎(chǔ)。艦載機(jī)在攔阻狀態(tài)的數(shù)學(xué)模型應(yīng)包括以下幾個(gè)部分：

（1）飛機(jī)的氣動(dòng)力；

（2）發(fā)動(dòng)機(jī)的推力（或螺旋槳拉力）；

（3）飛機(jī)的重力和艦面的反作用力；

（4）起落架減震支柱和輪胎壓縮狀態(tài)的阻尼力；

（5）攔阻系統(tǒng)的攔阻力。

對(duì)不同的飛機(jī)以及同一飛機(jī)不同著艦載荷情況，攔阻系統(tǒng)應(yīng)設(shè)置不同的攔阻載荷以保證艦載機(jī)在掛上攔阻索后能穩(wěn)定的被攔阻停下，需要考慮飛機(jī)的對(duì)稱攔阻與非對(duì)稱攔阻情況、不同攔阻載荷的影響、側(cè)風(fēng)的影響、飛行員操縱動(dòng)作的影響以及飛機(jī)結(jié)構(gòu)參數(shù)如尾鉤位置等的影響。

6.4 逃逸復(fù)飛滑跑動(dòng)力學(xué)特性研究

飛機(jī)在著艦攔阻區(qū)外著艦會(huì)發(fā)生脫掛。駕駛員發(fā)現(xiàn)沒能夠掛上攔阻索后，就需要快速推油門至最大推力，沿斜甲板加速滑跑，迅速達(dá)到安全離艦速度復(fù)飛，又稱逃逸復(fù)飛。此情況要求發(fā)動(dòng)機(jī)加速性好，以使飛機(jī)在很短時(shí)間內(nèi)能夠迅速加速。在著艦斜甲板長度內(nèi)，安全逃逸復(fù)飛是艦載飛機(jī)應(yīng)具備的能力，是航母／飛機(jī)適配性設(shè)計(jì)中最基本、最重要的要求之一。飛機(jī)逃逸復(fù)飛過程由加速滑跑段和上升段組成。離艦上升特性雖與加速滑跑特性密切有關(guān)，但其計(jì)算方法與陸基飛機(jī)離地上升段計(jì)算方法本質(zhì)上是一樣的。因此，需重點(diǎn)研究脫掛后的加速滑跑運(yùn)動(dòng)。

飛機(jī)的逃逸復(fù)飛滑跑動(dòng)力學(xué)特性通過數(shù)值仿真方法研究，逃逸復(fù)飛滑跑動(dòng)力學(xué)特性涉及飛機(jī)機(jī)體運(yùn)動(dòng)、起落架伸縮運(yùn)動(dòng)和輪胎變形運(yùn)動(dòng)以及艦體運(yùn)動(dòng)特性。

7 飛機(jī)進(jìn)場著艦?zāi)M的數(shù)學(xué)模型與數(shù)據(jù)庫

艦載飛機(jī)著艦飛行過程始終存在很強(qiáng)的外界大氣擾動(dòng)，因此，要研究艦載飛機(jī)的著艦飛行動(dòng)力學(xué)問題，必須采用數(shù)值仿真的方法。在飛機(jī)的六自由度運(yùn)動(dòng)方程的基礎(chǔ)上，建立一系列新的數(shù)學(xué)模型和數(shù)據(jù)庫。

7.1 航母運(yùn)動(dòng)模型

針對(duì)航空母艦的海上運(yùn)動(dòng)狀態(tài)模擬，有兩種方法較為常用：一是基于實(shí)際航母運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)，利用平穩(wěn)隨機(jī)過程理論建立的頻率譜函數(shù)模型，但得出的頻譜函數(shù)不是解析形式，使用不便；二是將航母運(yùn)動(dòng)看作諧波疊加，并航母六自由度運(yùn)動(dòng)分解為各個(gè)單自由度運(yùn)動(dòng)的線性組合，研究航母運(yùn)動(dòng)的振幅、頻率和離艦時(shí)刻相位角等參數(shù)變化對(duì)著艦的影響。航母運(yùn)動(dòng)諧波模型的方程可以描述為：

式中：振幅Ai和頻率ωi為各自由度對(duì)應(yīng)的均方值，相位角φi可任意選取。

在通常的航速下，首搖、縱蕩和橫蕩運(yùn)動(dòng)對(duì)飛機(jī)著艦特性的影響較小，因此需要著重考慮縱搖（俯仰運(yùn)動(dòng)）、橫搖（滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)）、垂蕩（升沉運(yùn)動(dòng)）三種運(yùn)動(dòng)對(duì)飛機(jī)著艦安全的影響。

美國海軍規(guī)定艦載飛機(jī)著艦時(shí)，航母縱搖不得超過2°；橫搖不得超過7°（俄羅斯海軍規(guī)定也是這樣）。而艦尾的下沉不得超過1.5米。另外，母艦艦體的縱搖對(duì)飛機(jī)主起落架和著陸鉤的強(qiáng)度設(shè)計(jì)也有很大影響，因?yàn)檫@時(shí)的沖擊載荷是很大的。

7.2 大氣紊流數(shù)學(xué)模型和數(shù)據(jù)庫

在艦載飛機(jī)的著艦飛行模擬研究中，除通常的大氣紊流外還需要建立與航空母艦環(huán)境相關(guān)的特殊的大氣紊流數(shù)學(xué)模型和數(shù)據(jù)庫，包括艦首上洗氣流、艦尾公雞尾尾流、斜角甲板產(chǎn)生的側(cè)洗氣流等。

（1）艦尾處“公雞尾”氣流模型研究

航空母艦行駛時(shí)，通過艦面的氣流有時(shí)會(huì)在尾部突然向海面下沉，然后再上升，形狀象公雞尾，亦稱“公雞尾”氣流.飛機(jī)著艦時(shí)必須通過該區(qū)域，會(huì)受到該氣流向下的作用而掉高度，這對(duì)艦載機(jī)實(shí)現(xiàn)軌跡精確控制和著艦安全都影響很大。

（2）著艦區(qū)紊流模型研究

為使飛機(jī)著艦時(shí)有足夠的甲板風(fēng)，母艦要根據(jù)實(shí)際情況高速航行。這時(shí)甲板風(fēng)不是沿著著艦區(qū)的中心線流動(dòng)，而是沿母艦的軸線方向流動(dòng)。對(duì)飛機(jī)來說，這種氣流是來自右舷的側(cè)風(fēng)，而且，來自艦首方向的氣流遇到飛行甲板上的艦橋后產(chǎn)生紊流向艦尾處流去，這種紊流會(huì)對(duì)著艦產(chǎn)生更復(fù)雜的不利影響。

7.3 攔阻力模型

航空母艦上的著艦攔阻系統(tǒng)也是一個(gè)非常復(fù)雜的系統(tǒng)。建立準(zhǔn)確的攔阻系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)模型是真實(shí)地模擬研究艦載飛機(jī)攔阻著艦特性的必要條件，包括艦載飛機(jī)著艦時(shí)的對(duì)稱攔阻與非對(duì)稱攔阻情況。

一般對(duì)于攔阻器，已知的是無因次攔阻力與無因次攔阻沖程之間的關(guān)系。而此攔阻力應(yīng)位于攔阻索平面內(nèi)，并且與通過跑道中心線與甲板面垂直的平面平行。在確定飛機(jī)的對(duì)稱、對(duì)中攔阻力時(shí)，計(jì)算較為簡便。但是，由于艦載飛機(jī)的著艦條件十分復(fù)雜，飛機(jī)著艦時(shí)一般帶有一定的偏心、滾轉(zhuǎn)和偏航，這樣飛機(jī)所受到的攔阻力是不對(duì)稱的，攔阻掛鉤和攔阻索之間存在摩擦，兩者間還可能產(chǎn)生相對(duì)滑動(dòng)，攔阻力的確定就比較復(fù)雜。它是艦載飛機(jī)著艦動(dòng)力學(xué)分析的難點(diǎn)所在。

7.4 艦載飛機(jī)氣動(dòng)力數(shù)學(xué)模型和數(shù)據(jù)庫

氣動(dòng)力數(shù)學(xué)模型是飛行模擬真實(shí)程度的關(guān)鍵，對(duì)于渦槳類飛機(jī)的數(shù)學(xué)模型除了包含常規(guī)渦噴類飛機(jī)的氣動(dòng)力影響因素外，還應(yīng)完整的考慮滑流影響的數(shù)學(xué)模型和氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫。地面效應(yīng)變化影響數(shù)學(xué)模型和數(shù)據(jù)庫。

7.5 艦載機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型

發(fā)動(dòng)機(jī)特性的特殊之處應(yīng)在數(shù)學(xué)模型和數(shù)據(jù)庫中反映出來。渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)除了要考慮發(fā)動(dòng)機(jī)推力外，還要考慮槳葉的法向力作用。

發(fā)動(dòng)機(jī)推力一般作用在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)，若已知發(fā)動(dòng)機(jī)推力T、發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角σT和飛機(jī)質(zhì)心到發(fā)動(dòng)機(jī)推力線的距離Zt，發(fā)動(dòng)機(jī)推力及力矩在飛機(jī)體軸中的分量表示為：

7.6 菲涅爾鏡光學(xué)導(dǎo)引系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型

在艦載飛機(jī)著艦過程中使用菲涅爾鏡光學(xué)導(dǎo)引系統(tǒng)是它與常規(guī)陸基飛機(jī)不同的一個(gè)重要特點(diǎn)。因此，建立菲涅爾鏡光學(xué)導(dǎo)引系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型和數(shù)據(jù)庫對(duì)艦載飛機(jī)的著艦飛行模擬是很重要的。該數(shù)學(xué)模型主要是根據(jù)艦船運(yùn)動(dòng)給出理想的下滑道的位置，以及飛機(jī)相對(duì)于下滑道位置，確定飛行員所能看見的燈球顏色。

7.7 飛行控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型和數(shù)據(jù)庫

艦載飛機(jī)的飛行控制系統(tǒng)與常規(guī)陸基飛機(jī)有很大的不同，為減輕飛行員操縱負(fù)擔(dān)，應(yīng)在控制增穩(wěn)系統(tǒng)的基礎(chǔ)上增加動(dòng)力補(bǔ)償功能，尾流抑制等功能。應(yīng)根據(jù)特定飛機(jī)的特性建立相應(yīng)的數(shù)學(xué)模型和控制律參數(shù)。

8 結(jié)束語

［1］ 楊一棟.艦載機(jī)著艦引導(dǎo)與控制［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2007.

YANG Yidong.Guidance and control of carrier－based airplane［M］.Beijing：National Defense Industry Press，2007.

［2］ 王萌輝，趙波.艦載飛機(jī)起降動(dòng)力學(xué)研究［J］.飛機(jī)設(shè)計(jì)，1997，3（1）：21－33.

WANG Menghui，ZHAO Bo.Study of carrier-based airplane launch and landing dynamics［J］.Aircraft Design，1997，3（1）：21－33.

［3］ 張子彥.艦載飛機(jī)起飛和著艦的地面飛行模擬試驗(yàn)［J］.飛行力學(xué)，1997，9（3）：61－66.

ZHANG Ziyan.Ground flight simulation test of the aircraft taking off and landing on the ship［J］.Flight Mechanics，1997，9（3）：61－66.

姚海林 男（1969－），陜西禮泉人，高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)轱w機(jī)操縱性與穩(wěn)定性分析與飛行仿真的研究設(shè)計(jì)工作。

趙一飛 男（1983－），江蘇南京人，高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)轱w機(jī)操縱性與穩(wěn)定性設(shè)計(jì)。

Requirements of a Carrier-based Airplane Approaching and Carrier Landing Simulation Models

YAO Hailin，ZHAO Yifei，HUANG Zhenwei
（AVIC The First Aircraft Institute，Xian 710089，China）

This research analyzed the characteristics in the airplane carrier landing process，and the environment factors which influencing the flight safety during the airplane approaching，arrested decklanding，wave off and bolting.This research also analyzed the maneuver capability required for safty flighting during approaching and deck-landing.We discussed the main problems of the flight dynam ics and the flight control during the carrier-based airplane approaching and deck-landing.Finally，We presents the requirement of themath models and database in the carried-based airplane approaching and deck-landing simulation.

carried-based airplane；approaching and landing；simulation modeling；database

TP 391

A