王永慶， 羅云寶， 王奇濤， 張勇

1. 沈陽飛機(jī)設(shè)計研究所， 沈陽　110035

2. 海裝飛機(jī)辦， 北京　100071

3. 沈陽飛機(jī)設(shè)計研究所 總體氣動部， 沈陽　110035

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面向機(jī)艦適配的艦載飛機(jī)起降特性分析

王永慶1, *， 羅云寶2， 王奇濤3， 張勇3

1. 沈陽飛機(jī)設(shè)計研究所， 沈陽110035

2. 海裝飛機(jī)辦， 北京100071

3. 沈陽飛機(jī)設(shè)計研究所 總體氣動部， 沈陽110035

摘要:機(jī)艦適配性是艦載飛機(jī)總體設(shè)計的核心內(nèi)容之一，通常包括性能適配和保障適配兩部分，是艦載飛機(jī)總體設(shè)計特有的階段；其內(nèi)涵是指艦載飛機(jī)充分、高效利用航母的特性，使用其設(shè)備和裝置的固有能力。以艦載飛機(jī)的使用環(huán)境為切入點(diǎn)，定義了有人駕駛陸基飛機(jī)改艦載機(jī)設(shè)計所需考慮的機(jī)艦適配的諸多方面；以滑躍起飛/攔阻著艦型艦載機(jī)為實(shí)例，突出性能適配，對滑躍起飛和攔阻著艦的過程進(jìn)行物理分解，探求艦機(jī)以及環(huán)境參數(shù)對其性能的影響，建立了相關(guān)性能的計算方法，并結(jié)合國外典型航母的數(shù)據(jù)進(jìn)行了計算分析，定量評估了甲板風(fēng)對滑躍起飛和攔阻著艦的作用。同時，從保證著艦安全性的角度給出了建議的著艦方式、標(biāo)準(zhǔn)攔阻程序和安全逃逸的最短甲板長度需求。最后，給出了滑躍起飛/攔阻著艦飛機(jī)設(shè)計的關(guān)注點(diǎn)。

關(guān)鍵詞:機(jī)艦適配性； 滑躍起飛； 攔阻著艦； 甲板風(fēng)； 艦載飛機(jī)； 航空母艦

自1910年Eugene Ely駕駛Curtiss飛機(jī)從“伯明翰”號巡洋艦上起飛，艦載航空已有百余年的歷史且經(jīng)歷了巨大的發(fā)展，但在航母上使用飛機(jī)仍存在巨大的挑戰(zhàn)：①航母甲板的著艦區(qū)長度只有陸基跑道長度的1/10左右、而且在飛機(jī)的起降過程中航母處于航行狀態(tài)，存在著縱搖、橫搖以及升沉等運(yùn)動；②飛機(jī)著艦下滑時要穿過航母的艦尾流場，對飛機(jī)的航跡保持和姿態(tài)控制均造成不利影響[1-2]。飛機(jī)起飛著艦的安全性以及機(jī)艦適配存在一定的困難，為此要求在艦載飛機(jī)的總體設(shè)計階段(概念設(shè)計和方案設(shè)計)對艦機(jī)相關(guān)的所有因素進(jìn)行深刻理解和研究，在艦載機(jī)的總體設(shè)計過程中需將所有問題考慮在內(nèi)，使其具有良好的機(jī)艦適配性，以充分發(fā)揮其作戰(zhàn)效能[3-7]。

機(jī)艦適配性是指艦載飛機(jī)充分、高效利用航母的特性，使用其設(shè)備和裝置的固有能力?；镜臋C(jī)艦適配要素包括：飛機(jī)重量、飛機(jī)下沉速度、飛機(jī)抗過載能力、飛機(jī)幾何尺寸、擦地角、防側(cè)翻角、停機(jī)站位系數(shù)；飛機(jī)的系留、發(fā)動機(jī)的更換和修理(R&R)、發(fā)動機(jī)檢查、發(fā)動機(jī)的抗蒸汽吸入、舷外尾部長度、升降機(jī)的尺寸和載重；飛機(jī)的艦上起飛和回收性能、彈射桿、牽制桿、尾鉤、飛機(jī)的艦上起飛和回收間隙、機(jī)庫間隙、機(jī)庫大門間隙、艦載機(jī)的回載能力要求等[8]。艦載機(jī)的起降特性適配是機(jī)艦適配的核心內(nèi)容，是艦載機(jī)氣動布局和方案優(yōu)化階段的主要工作之一，它直接決定了艦載機(jī)是否能夠在艦上使用，并承擔(dān)其任務(wù)使命。

飛機(jī)在航母上的起降有兩種方式：①常規(guī)的起飛和著艦(CTOL)，要借助彈射和攔阻裝置；②垂直/短距起飛和著艦(V/STOL)，即利用飛機(jī)的推力矢量實(shí)現(xiàn)垂直起飛或短距滑跑起飛以及垂直著艦。盡管飛機(jī)具備垂直起飛的能力，但為節(jié)省燃油和加大起飛載荷，通常采取的是短距滑跑起飛和垂直降落。對起飛而言，常規(guī)的飛機(jī)要么借助蒸汽彈射裝置(未來或許采用電磁彈射裝置)，要么在甲板上自助滑跑，依靠甲板末端專門設(shè)計的上翹甲板實(shí)現(xiàn)滑躍起飛[9-11]。

為實(shí)現(xiàn)艦載飛機(jī)的上艦使用，既要解決飛機(jī)的艦上起飛問題，也要實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的艦上降落。比較而言，滑躍起飛相對簡單，一般要求飛機(jī)的起飛推重比大于0.6，以保證其起飛加速能力；彈射起飛是依靠艦上的彈射裝置對飛機(jī)進(jìn)行加速，在有限的距離內(nèi)達(dá)到離板速度?，F(xiàn)代常規(guī)起降艦載機(jī)回收飛機(jī)的方式僅有一種，即攔阻著艦，通過在飛機(jī)后體增設(shè)攔阻鉤與艦上攔阻索嚙合，在有限的距離內(nèi)阻止飛機(jī)運(yùn)動，完成艦上回收。

本文給出為使陸基戰(zhàn)斗機(jī)與滑躍起飛/攔阻著艦型航母相適配而進(jìn)行的分析結(jié)果。以滑躍起飛開始，包括對甲板風(fēng)效應(yīng)以及離板后的半彈道軌跡的分析，以及借助攔阻裝置實(shí)現(xiàn)飛機(jī)回收的描述，最后對研究中的發(fā)現(xiàn)加以總結(jié)。

1滑躍起飛性能

在零甲板風(fēng)、航母靜止和甲板水平的假定下描述艦載機(jī)的起飛過程。甲板末端上翹，完成滑躍起飛[12-13]。為便于分析，將起飛過程劃分為兩個階段：常規(guī)的加速滑跑(平直甲板段)和受迫曲線運(yùn)動(曲線甲板段)，直至飛機(jī)離開航母[14]，如圖1所示。圖中：O為滑躍起飛的起始點(diǎn)；s為滑躍斜板的平直段與曲線段的交接點(diǎn)，也是艦面坐標(biāo)的原點(diǎn)；x軸平行于艦的龍骨方向，y軸垂直向上，z軸指向右側(cè)；ρ為曲線段的曲率；e=5.6 ft(1 ft=0.304 8 m)為出板點(diǎn)距甲板平面的高度(相當(dāng)于1.7 m)；L為飛機(jī)的氣動升力；T為發(fā)動機(jī)推力；G為飛機(jī)的重力。

圖1滑躍起飛示意圖
Fig. 1Sketch diagram of ski-jump

1.1常規(guī)的加速滑跑

風(fēng)軸下的甲板滑跑力學(xué)方程[15]為

(1)

式中：W為飛機(jī)重量；FR為機(jī)輪與甲板間的滾動摩擦力；N為甲板的法向作用力；D為飛機(jī)的氣動阻力；θ0為機(jī)身參考線與甲板的夾角；ε為推力相對機(jī)身水平線的安裝角；g為重力加速度;v為飛機(jī)離開斜板的速度。

對式(1)積分，得到

(2)

式中：LDeck為起飛可用甲板長度；vI為飛機(jī)進(jìn)入斜板的速度。

假定無推力矢量，推力安裝角很小且沿甲板滑跑的推力為常值，由此得到平均有效推力為

(3)

將滑跑末端的飛機(jī)速度為vI的動能與飛機(jī)的氣動力和推力聯(lián)系起來考慮，式(2)可改寫為

(4)

對于通常的艦載飛機(jī)而言，式(4)的第2項很小，約占最終動能的2%。對于彈射起飛的狀況，也采用同樣的估值。由此，式(4)改寫為

(5)

為在此階段結(jié)束時獲得最大的滑跑速度，通常飛機(jī)會采取輪擋或牽制措施，并將油門桿前推至軍用推力或加力位置。最終的末速為[16]

(6)

1.2受迫曲線運(yùn)動

飛機(jī)進(jìn)入曲線段的方程[17-20]為

(7)

式中：R為曲線段的局部曲率半徑；θDeck為曲線段的局部切線角。

(8)

(9)

式中：SSJ為滑躍甲板圓弧長度；θf為飛機(jī)出板角。

如果將滑躍甲板設(shè)計為圓弧，則有

SSJ=R θf

(10)

考慮到式(8)、式(9)以及氣動阻力和滾轉(zhuǎn)摩擦力的小量影響，對縱向力方程式(7)積分，得到

(11)

式中：vII為飛機(jī)離開斜板的速度。

由此得到

(12)

1.3甲板風(fēng)的作用

在艦載飛機(jī)的使用中，必須要考慮風(fēng)的效應(yīng)。風(fēng)源于自然風(fēng)或航母的運(yùn)動，甲板風(fēng)是自然風(fēng)速度與航母運(yùn)動速度的矢量合成?？紤]定常、平行于甲板方向的甲板風(fēng)(不考慮垂直于甲板起飛跑道的側(cè)風(fēng))。

1.3.1甲板風(fēng)對常規(guī)的加速滑跑的作用

甲板風(fēng)會導(dǎo)致氣動力F增加：

(13)

式中：ΔF為飛機(jī)氣動力增量；vWOD為甲板風(fēng)。

升力的增加將導(dǎo)致甲板支撐力和摩擦力的減小，氣動阻力增加，同時假定兩種效應(yīng)對消。

1.3.2甲板風(fēng)對受迫曲線運(yùn)動的作用

飛機(jī)進(jìn)入曲線段時，甲板風(fēng)會導(dǎo)致飛機(jī)空速和迎角的增大，如圖2所示。圖中：vT為考慮甲板風(fēng)后的合成速度。由此，迎角的增量為

(14)

式中：θ為飛機(jī)沿斜板曲線的航跡角，離板時刻θ=θf。

圖2滑躍起飛的甲板風(fēng)效應(yīng)：增加離板速度和起飛迎角
Fig. 2Wind-on-deck effect in ski-jump: increase in speed and angle of attack

由此升力會增加為

(15)

式中：S為機(jī)翼參考面積；CL為飛機(jī)升力系數(shù)；α為飛機(jī)迎角；α0為飛機(jī)基準(zhǔn)迎角;ρ0為空氣密度。

升力增量為

(16)

式中：ΔL為飛機(jī)氣動升力增量。

在滑躍板的末端，有：θ=θf和v=vII，據(jù)此有

(17)

1.4滑躍起飛計算

以俄羅斯的Kuznetsov航母搭載蘇-33飛機(jī)為例進(jìn)行機(jī)艦適配性計算。為簡化分析，假定航母的滑躍甲板為圓弧，飛機(jī)的迎角和甲板風(fēng)限定如下：

α+α0=12°，vWOD=20kts

(18)

其中：1 kts = 0.514 444 m/s。

式(10)可改寫為

(19)

機(jī)艦適配評估的原始數(shù)據(jù)如下：

據(jù)此輸入數(shù)據(jù)，計算得到：

vI=48.9 m/s；vII=55.5 m/s；

由式(17)可知，飛機(jī)迎角的增加源于出板角和甲板風(fēng)的共同作用。當(dāng)飛機(jī)從斜板上起飛并突然躍入自由空氣中時，飛機(jī)的升力與重力不能達(dá)到平衡狀態(tài)，而其目標(biāo)是在斜板的末端要具有合適的速度和迎角，因此極有可能的情況是飛機(jī)處于欠升力狀態(tài)。設(shè)計目標(biāo)是通過保持發(fā)動機(jī)的推力，使飛機(jī)縱向不斷加速，在此之前，飛行員幾乎不必操縱飛機(jī)?？梢越邮艿臋C(jī)艦適配意味著：在飛機(jī)的高度降低到一定的安全閾值之前，飛機(jī)的速度可以達(dá)到最小的平飛速度。

2飛機(jī)的回收和攔阻

如圖3所示，當(dāng)飛機(jī)向航母進(jìn)近時，需以定常的速度v跟蹤給定的下滑道。運(yùn)動方程為

(20)

式中：γ為下滑道角度，同時也是飛機(jī)的飛行航跡角。

假定所有的角度都是小量，即

(21)

而且在力的幅值上，滿足：

L～T～W>>D

(22)

垂向平衡方程式(20)可簡化為

(23)

式中：下標(biāo)ref代表各種需要考慮的情況，包括復(fù)飛、上仰等，以確定最合適的值。需要注意的是，艦載飛機(jī)要求采用動力進(jìn)近，一旦鉤鎖失敗，需加

圖3著艦下滑飛行的受力與姿態(tài)
Fig. 3Airplane forces and attitude in descending flight

速離開，進(jìn)行逃逸。

2.1著艦甲板風(fēng)

將航母的船速與自然風(fēng)合成以獲得一定方位的甲板風(fēng)是可能的。平行著艦區(qū)中線的風(fēng)稱為回收頭風(fēng)(RHW)，如圖4所示，采取適當(dāng)?shù)暮较颚?，進(jìn)近的飛機(jī)可獲得零側(cè)風(fēng)和最大的回收頭風(fēng)，以改善回收狀態(tài)。

圖4追尾著艦
Fig. 4Ramp pursuit scheme

(24)

式中：vwind為自然風(fēng)速；Ψ為斜角甲板角度；vtrap為攔阻速度；vship為航母航速。

在這種狀態(tài)下，飛機(jī)似乎是追著航母的尾坡飛行，因而將這種進(jìn)近稱為尾追進(jìn)近模式。這種方式有助于最小化艦尾漩渦：即上層建筑(艦島)引起的紊流與飛機(jī)航跡的相交部分。

如果航母沿自然風(fēng)航行，經(jīng)船速與自然風(fēng)合成的甲板風(fēng)將沿艦的縱軸從艦艏掃掠過甲板，到達(dá)艦尾。此時飛機(jī)有兩種著艦方式加以選擇：有側(cè)滑或無側(cè)滑著艦(對于無側(cè)滑著艦，相對于艦上的人而言，飛機(jī)似乎是追著艦艏飛行，所以也叫追艏著艦)，如圖5所示。對于有側(cè)滑的進(jìn)近，飛機(jī)機(jī)翼無法保持水平，這對于艦載機(jī)的飛行是一個缺點(diǎn)。

圖5側(cè)滑追艏飛行和無側(cè)滑追艏飛行
Fig. 5Bow pursuit flight with and without skiing

水平面的側(cè)滑角β1為

(25)

式中：γ此處為飛行航跡角。依據(jù)海軍手冊NAVAIR00-80T-105，美軍優(yōu)選追尾進(jìn)近模式，為此要求在飛機(jī)著艦過程中，航母要保持適當(dāng)?shù)暮较蚝退俣取?/p>

2.2攔阻能量分析

考慮航母沿自然風(fēng)航行、飛機(jī)無側(cè)滑的進(jìn)近模式(機(jī)翼保持水平)。飛機(jī)與航母縱軸形成的角度Ψ、飛行航跡角γ與光學(xué)下滑道角度φ是不同的，如圖6所示。圖中：vsink為飛機(jī)的下沉速度；同時定義新的術(shù)語：攔阻速度vtrap和嚙合速度vengaging，其中攔阻速度是指飛機(jī)相對于斜角甲板的飛行速度，嚙合速度是攔阻速度在甲板上的投影，即直接參與攔阻物理過程的速度。

圖6下滑飛機(jī)運(yùn)動學(xué)分析
Fig. 6Kinematics of an airplane descending to a moving angled deck

(26)

嚙合速度與攔阻速度之比為

(27)

式中：φ為光學(xué)助降裝置的下滑道角度，它是飛機(jī)最終進(jìn)近的主要參考裝置。光學(xué)下滑道角度φ與航跡角γ之間的關(guān)系為

(28)

(29)

它將被飛機(jī)的起落架和攔阻裝置吸收，即

(30)

由于甲板風(fēng)的作用，攔阻裝置吸收的能量會減小，有

(31)

但是，在攔阻過程中，發(fā)動機(jī)的推力也在做功，因此，攔阻裝置吸收的總能量為(忽略氣動阻力和摩擦力的做功)

(32)

由此得到攔阻機(jī)構(gòu)吸收的總能量為

(33)

2.3有關(guān)安全回收的考慮

航母的攔阻裝置由橫跨著艦區(qū)域的攔阻索和過渡纜繩組成。依飛機(jī)的氣動和控制特征不同，飛機(jī)以不同的速度和姿態(tài)向航母進(jìn)近。圖7中展示了飛機(jī)進(jìn)近運(yùn)動中的兩個關(guān)鍵變量：鉤眼距(H/E)和鉤坡距(H/R)，用于保證飛機(jī)至少與一條攔阻索(CDP)嚙合。改進(jìn)的菲涅爾透鏡(IFLOLS)的角度設(shè)置應(yīng)考慮對鉤眼距和鉤坡距的影響。除了水平運(yùn)動，上文的描述都是針對靜止的航母而言的。然而，實(shí)際的飛行會遇到各種海況，必須保證飛行的安全。例如，按美軍的海軍手冊，美軍的航母在俯仰和升沉方向上很少超過以下數(shù)值：

Δθ=±1.5°；Δz=±5.5ft

(34)

式中：Δθ為艦的縱搖角增量；Δz為艦的升沉增量；1 ft = 0.304 8 m。

圖7飛機(jī)進(jìn)近運(yùn)動
Fig. 7Airplane approaching to a deck in motion

上述航母的運(yùn)動，導(dǎo)致攔阻鉤的觸艦點(diǎn)(HTDP)有一定的不確定性。圖8為甲板的縱搖角對觸艦點(diǎn)的影響，圖中：d為艦的俯仰力臂，即從艦的質(zhì)心到理想觸艦點(diǎn)(2號和3號索之間)的距離。

圖8甲板的縱搖角對觸艦點(diǎn)的影響
Fig. 8Effects of deck pitch angle on touch down point
location

考慮到在著艦階段的最后數(shù)秒內(nèi)，飛行員不再操縱飛機(jī)改變航跡，則依據(jù)圖8的幾何關(guān)系，有

(35)

依據(jù)美軍的手冊，取d= 137.5 ft，同時考慮式(34)和式(35)的結(jié)果，得到

(36)

斜角甲板的布局允許同時完成起飛和回收作業(yè)[22-23]。

2.4攔阻裝置分析

當(dāng)飛機(jī)與攔阻索嚙合時，包含攔阻力FTow的縱向力方程為

(37)

對式(39)進(jìn)行積分：

(38)

式中：Rstroke為攔阻裝置的動力沖程。

美軍的MK7-3攔阻裝置的動力沖程為

(39)

攔阻裝置的動態(tài)性能是依據(jù)即將回收的飛機(jī)而調(diào)整的。根據(jù)MIL-HDBK-2066(AS)給出的攔阻力圖表，給出了最大攔阻力的統(tǒng)計值，可用于攔阻鉤和飛機(jī)結(jié)構(gòu)的精細(xì)化設(shè)計。對應(yīng)一定的推重比和嚙合速度為

(40)

例如：對于最大回收重量Wmax=4 000 Ibf(1 Ibf=4.45 N)；嚙合速度vengaging=140 kts的情況，MIL-HDBK-2066(AS)給出的最大攔阻力[23]為

(41)

形成的最大過載系數(shù)為

(42)

2.5逃逸推力估算

假設(shè)逃逸飛機(jī)為定常加速、忽略推力安裝角、飛機(jī)阻力和甲板的摩擦力：

(43)

3結(jié)論

從性能適配的角度對艦載機(jī)的滑躍起飛、攔阻著艦以及逃逸過程進(jìn)行了詳細(xì)的分析，參照美軍航母及俄羅斯航母的統(tǒng)計數(shù)據(jù)給出了算例。艦載機(jī)的起降與與陸基起降不同：原因在于可用的跑道長度以及航母的縱向運(yùn)動、俯仰和升沉、艦尾流的干擾、海面誘導(dǎo)的大氣紊流、著艦下滑道的角度。藉此研究，梳理了滑躍起飛/攔阻著艦過程的主要影響參數(shù)及其效應(yīng)，形成以下結(jié)論：

1) 滑躍起飛依賴飛機(jī)本身的推重比、升力系數(shù)和翼載荷，以及在15°～21°間的飛機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定性。飛機(jī)的起飛推重比應(yīng)與可用的甲板長度和滑躍甲板相適配。起飛最小推重比應(yīng)大于0.6，最佳的滑躍斜板角度在12°～16°之間。

2) 飛機(jī)的進(jìn)近速度應(yīng)綜合考慮飛機(jī)的低速操縱品質(zhì)、攔阻裝置的能力以及甲板風(fēng)等因素確定。

3) 航母的升沉、縱搖和橫搖運(yùn)動會導(dǎo)致鉤坡距發(fā)生變化，影響著艦安全，導(dǎo)致理想觸艦點(diǎn)發(fā)生巨大的縱向偏移，使攔阻鉤無法與目標(biāo)攔阻索嚙合。

4) 艦載機(jī)的起降均應(yīng)考慮甲板風(fēng)效應(yīng)?；S起飛時，甲板風(fēng)會使飛機(jī)的迎角增大；攔阻著艦時會減小攔阻裝置的能量吸收，降低對攔阻裝置的要求。

5) 滑躍起飛與彈射起飛是不同的能量轉(zhuǎn)化過程?；S起飛時飛機(jī)的離板速度更低，需要實(shí)現(xiàn)勢能(損失高度)向動能(換取速度)的轉(zhuǎn)換，而彈射起飛，依靠彈射裝置的助推，飛機(jī)的離板速度較大，需要實(shí)現(xiàn)動能向勢能的轉(zhuǎn)換，以速度換高度，實(shí)現(xiàn)爬升[24]。

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王永慶男， 研究員， 主要研究方向： 飛機(jī)總體布局、艦載機(jī)總體設(shè)計。

Tel: 024-86368106

E-mail: wangyongqing601@sina.com

Received： 2015-10-31; Revised: 2015-11-10; Accepted: 2015-11-17; Published online: 2015-11-24 15:45

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151124.1545.004.html

Carrier suitability-oriented launch and recovery characteristics of piloted carrier-based aircraft

WANG Yongqing1, *， LUO Yunbao2, WANG Qitao3, ZHANG Yong3

1. Shenyang Aircraft Design Institute, Shenyang110035, China 2. Aircraft Division, Naval Material Institute, Beijing100071, China 3. Concept Design Department, Shenyang Aircraft Design Institute, Shenyang110035, China

Abstract:Carrier suitability is a particular integral of carrier-based aircraft design including two items, aircraft performance compatibility and shipborne supportability. Its essential refers to the inherent capabilities of carrier-based aircraft to utilize fully and efficiently the characteristics, facilities and equipment of the carrier. Starting from the analyses of carrier-based aircraft operational environments, the items for a good carrier suitability is first defined at home in this paper. After that, based on the situations of making the land-based aircraft compatible with ski-jump and arresting devices, focusing on the flight performance the process of recovery and launch is physically described, which is identified as two phases: flat deck run and cured deck run, and the quantitated effects of wind over deck on the take-off and landing based on the data from foreign aircraft carrier. Meanwhile, from the viewpoint of safe recovery, landing pattern, standardized recovery procedure and the minimum length for aircraft bolter are all proposed. A last section is devoted to the relevant items concerning ski-jump and catapult launch aircraft served for aircraft carrier.

Key words:carrier suitability; ski-jump; arresting landing; wind over deck; carrier-based aircraft; aircraft carrier

*Corresponding author. Tel.： 024-86368106E-mail: wangyongqing601@sina.com

作者簡介：

中圖分類號：V119

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

文章編號：1000-6893(2016)01-0269-09

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0309

*通訊作者.Tel.： 024-86368106E-mail: wangyongqing601@sina.com

收稿日期：2015-10-31; 退修日期: 2015-11-10; 錄用日期: 2015-11-17; 網(wǎng)絡(luò)出版時間: 2015-11-2415:45

網(wǎng)絡(luò)出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151124.1545.004.html

引用格式： 王永慶， 羅云寶， 王奇濤， 等. 面向機(jī)艦適配的艦載飛機(jī)起降特性分析[J]. 航空學(xué)報， 2016， 37(1): 269-277. WANG Y Q, LUO Y B, WANG Q T, et al. Carrier suitability-oriented launch and recovery characteristics of piloted carrier-based aircraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 269-277.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn