王 彤 许 锋 聂 宏

南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，南京，210016

0 引言

在弹射起飞方式下，舰载机将在2～3s之内加速到离舰起飞速度，纵向过载峰值高达4g～6g(g为重力加速度)，飞行员在短时间内可能会失去协调操纵能力，不能迅速有效地操纵飞机，因此，舰载机在无飞行员干涉条件下迅速达到起飞迎角是顺利飞离母舰并继续前飞的关键因素。为使飞机在弹射冲程末端与拖曳滑块自动分离后能迅速增大迎角达到起飞要求，研究者们应用前起落架突伸技术，在弹射力消失瞬间使前起落架缓冲器在压缩空气的推动下突伸，对飞机施加抬头力矩以迅速增大迎角[1-3]。

前起落架突伸技术的应用对缓冲器突伸模式以及其结构形式提出了新的挑战。从20世纪90年代起，国内学者开始逐渐开展舰载机弹射起飞特性的研究，并取得了一定的科研成果，但所使用的研究手段多止于抽象的动力学方程推导，适用于突伸技术的缓冲器结构的设计细节研究并无突破。

本文采用理论计算与仿真相结合的方法，对应用前起落架突伸技术的缓冲器构型进行了研究。研究表明，增加高压充气的突伸模式能够提供比单纯释放储存势能的突伸模式更可靠稳定的突伸力；在常规型双腔油气式缓冲器的基础上，增加旁路阀门适当减小反弹阻尼，可以有效缩短突伸时间，更快增大起飞迎角和建立离舰后的飞机平衡姿态。

1 突伸模式研究

为了得到理想的起飞特性，在应用前起落架突伸技术时需首先选择合适的突伸模式，总结相关文献研究结果以及典型舰载机的使用经验[4]，突伸模式大致分为势能储存和高压充气两种。……