運(yùn)輸類飛機(jī)著陸性能試飛數(shù)據(jù)處理方法研究

成婷婷，郗超

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運(yùn)輸類飛機(jī)著陸性能試飛數(shù)據(jù)處理方法研究

成婷婷，郗超

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089）

著陸階段是飛行中最關(guān)鍵的階段，準(zhǔn)確計(jì)算飛機(jī)的著陸距離，對(duì)運(yùn)行安全具有重要意義。傳統(tǒng)試飛中計(jì)算著陸距離的樣本量太少，并且對(duì)試飛員駕駛水平有要求，不能準(zhǔn)確反映飛機(jī)的著陸距離。針對(duì)運(yùn)輸類飛機(jī)的著陸性能試飛，介紹了參數(shù)分析法，該方法通過多次試驗(yàn)建立了空中段著陸距離的計(jì)算公式，并以某型機(jī)的試飛為例，介紹了該方法在實(shí)際試飛數(shù)據(jù)處理中的應(yīng)用。

運(yùn)輸類飛機(jī)；著陸距離；數(shù)據(jù)處理方法；參數(shù)分析法

著陸是指飛機(jī)從機(jī)場(chǎng)入口處、離地15 m（50 ft）高度開始，經(jīng)過直線下滑、拉平、接地、減速滑跑到完全停下的過程。著陸距離是從飛機(jī)主起落架位于著陸表面以上（按通過接地點(diǎn)的水平面處理）50 ft高那一點(diǎn)到飛機(jī)完全停止那一點(diǎn)的水平距離。著陸距離分為空中段、過渡段和制動(dòng)段，如圖1所示，空中段是飛機(jī)離地50 ft到飛機(jī)主輪接地的階段，過渡段是從飛機(jī)主輪接地到剎車和減速板等措施應(yīng)用的階段，制動(dòng)段是從飛機(jī)開始減速到完全停止的階段。

圖1 飛機(jī)著陸過程

著陸階段是飛行中最關(guān)鍵的階段，也是事故多發(fā)階段，著陸過程是一個(gè)非常復(fù)雜的運(yùn)動(dòng)過程，著陸距離的計(jì)算是民用運(yùn)輸機(jī)著陸性能分析的重要方面。民用飛機(jī)審定著陸距離計(jì)算具有極其重要的意義，它是計(jì)算所需著陸距離的基礎(chǔ)，實(shí)際運(yùn)行時(shí)，必須確保所需著陸距離小于等于可用著陸距離，因此計(jì)算審定著陸距離可以確定完成著陸過程所需的跑道長(zhǎng)度。傳統(tǒng)的著陸性能試飛要求每一狀態(tài)至少完成3次優(yōu)質(zhì)飛行，一般選中等水平駕駛技術(shù)的3位試飛員進(jìn)行試飛。由于著陸過程中存在各種人為因素的影響，不同條件試飛獲得的著陸性能有很大差別，因此3次試飛求平均得到的著陸距離并不能真實(shí)反映飛機(jī)的著陸性能，并且試飛中對(duì)試飛員駕駛水平的要求也很難定量評(píng)價(jià)。針對(duì)傳統(tǒng)方法的局限性，本文介紹了參數(shù)分析法，該方法通過多次試驗(yàn)建立了空中段著陸距離的計(jì)算公式，并以某型機(jī)為例，介紹了該方法在實(shí)際試飛數(shù)據(jù)處理中的應(yīng)用。

1 試驗(yàn)程序和方法

采用參數(shù)分析法需要采用不少于12次，且不多于40次的試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析獲得著陸空中段的距離。確定著陸地面段距離的試驗(yàn)應(yīng)針對(duì)著陸的每種形態(tài)（防滑裝置接通與斷開，自動(dòng)剎車接通與斷開，襟翼位置等）至少進(jìn)行6次有效著陸試驗(yàn)，試驗(yàn)包括整個(gè)使用重量范圍、前重心。

一般情況下，著陸距離試驗(yàn)的程序如下：試驗(yàn)前確保最大輪胎壓力并進(jìn)行最大剎車壓力檢查，按照推薦的著陸程序進(jìn)行試驗(yàn)，進(jìn)場(chǎng)下滑角控制在﹣2.5°～﹣3.5°，接地點(diǎn)下沉率控制在2～6 ft/s，當(dāng)飛機(jī)觸底后，按照試驗(yàn)要求的減速措施使飛機(jī)減速直到完全停止，保持停止?fàn)顟B(tài)5 s，試驗(yàn)過程中，防滑系統(tǒng)工作。

空中段距離統(tǒng)計(jì)采用連續(xù)起飛著陸的方法進(jìn)行。試驗(yàn)保證空中段距離的線性回歸置信度不低于90%，試驗(yàn)成功的判斷準(zhǔn)則為：進(jìn)場(chǎng)著陸期間，飛機(jī)具有令人滿意的飛行特性，著陸滑跑期間，飛機(jī)具有良好的操縱特性。

2 著陸距離數(shù)據(jù)處理方法

著陸距離試飛所需的測(cè)試參數(shù)有：高度、指示速度、動(dòng)壓、靜壓、總溫、縱向過載、側(cè)向過載、法向過載、俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、迎角、側(cè)滑角、襟翼偏度、縫翼偏度、擾流板位置信號(hào)、起落架位置、發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)、光電經(jīng)緯儀參數(shù)（三向速度，三向位置）、GPS高度、GPS三向速度。著陸距離試驗(yàn)需要使用DGPS系統(tǒng)或光電經(jīng)緯儀測(cè)量飛機(jī)的起飛距離和飛機(jī)的地速，同時(shí)需要?dú)庀鬁y(cè)量裝置測(cè)量跑道的氣象數(shù)據(jù)來確保試飛的有效性。著陸距離計(jì)算的過程可以分為兩個(gè)部分，即空中段和地面段，下面分別對(duì)這兩部分進(jìn)行介紹。

2.1 著陸空中段

著陸空中段是一個(gè)復(fù)雜的非定常運(yùn)動(dòng)方程，采用參數(shù)分析法進(jìn)行數(shù)據(jù)處理。選取從離地50 ft到飛機(jī)主輪接地的時(shí)間段，計(jì)算進(jìn)場(chǎng)角度和接地點(diǎn)下沉率，分析數(shù)據(jù)的置信度是否滿足要求。參數(shù)分析法的公式如下：

式（1）（2）中：為從50 ft到接地的空中段時(shí)間，s；/TD為接地點(diǎn)處的下沉率，ft/s；50為著陸表面以上50 ft處的真速，ft/s；TD為接地點(diǎn)的真速，ft/s；/50為著陸表面以上50 ft處的下沉率，ft/s。

使用多元線性回歸法分析來求解上面兩個(gè)獨(dú)立變量方程的常數(shù)，按如下方法處理從1到的全部試驗(yàn)點(diǎn)的試驗(yàn)值，此處等于試驗(yàn)點(diǎn)的數(shù)目，1到13為回歸系數(shù)。

9=（）（2）－（1）2. （11）

10=（）（8）－（3）（6）. （12）

11=（）（5）－（1）（3）. （13）

12=（）（7）－（1）（6）. （14）

13=（）（4）－（3）2. （15）

=[（9）（10）－（11）（12）]/

[（9）（13）－（11）2]. （16）

=[（12）－（c）（11）]/9. （17）

=[（6）－（）（1）－（）（3）]/. （18）

把每次試飛的50/換成50/TD，即可用同樣的方法確定50 ft和接地點(diǎn)之間速度減小方程中的常數(shù)值、和，常數(shù)值確定之后，就可以獲得空中段時(shí)間和距離。

具體計(jì)算過程如下：記錄著陸過程中的50、飛行航跡角、和/TD，使用進(jìn)近航跡角和50計(jì)算得到/50，代入公式（1），計(jì)算自50 ft至接地點(diǎn)的時(shí)間，代入公式（2），計(jì)算50/TD，確定TD，然后按平均改平速度和空中時(shí)間來確定空中距離。

2.2 著陸地面段

著陸地面段分為過渡段和制動(dòng)段，過渡段的時(shí)間一般為1～3 s，過渡段的計(jì)算公式如下：

train=（GTD+GBA）/2·train. （19）

式（19）中：train為過渡段距離；GTD為接地點(diǎn)飛機(jī)地速；GBA為踩剎車點(diǎn)飛機(jī)地速；train為過渡段的平均時(shí)間。

統(tǒng)計(jì)踩剎車點(diǎn)的飛機(jī)真速與接地點(diǎn)的飛機(jī)真速之比BA/TD和過渡段的時(shí)間，根據(jù)上式求過渡段的時(shí)間和距離。制動(dòng)段使用DGPS數(shù)據(jù)計(jì)算飛機(jī)的滑跑距離。

表1 著陸空中段距離試飛結(jié)果

No.Hp/ftW/kgCG/%MACTair/sSair/mR/S50/（ft/s）R/STD/（ft/s）VG50/knVGTD/knV50/knVTD/kn 11 68939 2443.126.1474.313.712.73152.5148.5161.0153.6 21 27140 0573.076.9532.112.601.98150.6146.0160.7152.7 31 05838 03922.087.8599.612.132.72152.9145.3151.6143.6 41 07736 12522.017.7577.911.432.87150.0141.4150.1139.9 593837 9953.127.2559.613.942.99153.2146.1147.5142.2 694237 6023.056.0469.214.872.35153.3147.4149.5142.8 794937 2513.126.5497.812.692.04149.5143.5147.6140.2 895436 8893.107.3557.514.262.28150.9142.9149.7142.7 996036 6183.105.3409.512.383.59149.9144.8146.1139.8 1096536 3493.105.3408.414.892.00150.2145.5145.4139.4 1197036 0173.116.4491.213.413.94150.3144.4148.4139.3 121 06738 2543.135.9468.214.402.59155.7150.6148.1142.6 131 06837 9983.084.8378.312.262.77155.4150.9149.3141.9 141 06937 4603.175.6438.812.143.30153.9149.2147.0141.3 151 06837 2853.156.6522.114.092.02156.4150.0148.7142.7 1697940 4703.086.3506.813.422.57156.4150.7155.1149.9 171 01440 3103.186.1494.414.052.91158.3152.2157.6150.3 181 03640 4003.176.1494.414.323.33158.3152.6155.1151.5

注：air為空中段時(shí)間；air為空中段距離；/50為50 ft處飛機(jī)下沉率；/TD為主輪接地時(shí)飛機(jī)下沉率；G50為50 ft處飛機(jī)地速；GTD為接地點(diǎn)飛機(jī)地速；50為50 ft處飛機(jī)真速；TD為接地點(diǎn)處飛機(jī)真速

3 某型機(jī)的試飛結(jié)果分析

為了驗(yàn)證前面給出的數(shù)據(jù)處理方法，某型機(jī)著陸性能試飛時(shí)進(jìn)行了18次空中段試飛和6次地面段試飛。著陸空中段距離試飛結(jié)果如表1所示。

從表1中可以看出每次試飛得到的空中段距離相差很大，如果用3次飛行求平均得到的結(jié)果不能真實(shí)反映飛機(jī)的著陸性能。利用參數(shù)分析法建立的空中段時(shí)間和速度比關(guān)系式如下：

50/=5.021 52+0.149 53×（/50）+0.372 65×（/TD）.（20）

50/TD=1.133 54－0.006 02×（/50）－0.002 11×（/TD）. （21）

在最大著陸重量為40 455 kg下，進(jìn)場(chǎng)速度為153.4 kn。使用式（20）（21）計(jì)算進(jìn)場(chǎng)角度為﹣3.5°，下沉率為8 ft/s時(shí)的空中段時(shí)間為4.823 s，空中段距離為376.3 m。試飛中獲得的最短時(shí)間為4.75 s，空中段距離為378.3 m。其值的90%分別為4.275 s，340.5 m，小于上述計(jì)算值，滿足試驗(yàn)要求。某型機(jī)地面段的試飛結(jié)果如表2所示。從表中可得BA/TD的平均值為0.973 9，過渡段時(shí)間的平均值為2.859 s。

表2 過渡-制動(dòng)段著陸距離試飛結(jié)果

No.Hp/ftW/kgCG/%MACVGTD/knVGBA/knVTD/knVBA/knVBA/VTDTtran/sStran/mSBA/m 11 57540 3013.14153.9150.7153.6151.20.984 51.7134.5657.6 21 72240 2013.08145.4136.3153.3145.90.951 74.6335.3587.0 31 49340 4513.12156.0150.4150.3147.60.981 73.9305.2687.9 497940 4703.08150.7146.3149.9147.10.981 02.1157.4621.5 51 01440 3103.18152.2146.9150.3145.10.965 32.4185.3684.8 61 03640 4003.17152.6147.1151.5148.30.979 42.5190.5638.2

注：TD為接地點(diǎn)飛機(jī)真速；BA為踩剎車點(diǎn)飛機(jī)真速；BA為制動(dòng)段距離

4 結(jié)論

本文針對(duì)傳統(tǒng)著陸性能試飛中存在的一些問題，進(jìn)行了運(yùn)輸類飛機(jī)著陸性能試飛數(shù)據(jù)處理方法研究。給出了確定空中段距離的參數(shù)分析法，經(jīng)某型機(jī)的試飛驗(yàn)證，該方法可行，對(duì)運(yùn)輸類飛機(jī)著陸性能試飛具有重要意義。

［1］林可心，岑國(guó)平，李樂，等.飛機(jī)起飛著陸性能仿真與分析［J］.空軍工程大學(xué)學(xué)報(bào)（自然科學(xué)版），2012，13（4）.

［2］黃文靜，吳密翠，周曉飛.使用反推力時(shí)飛機(jī)著陸滑跑距離的換算［J］.飛行力學(xué)，2003，21（3）.

［3］《飛機(jī)飛行性能機(jī)算手冊(cè)》編寫組.飛機(jī)飛行性能計(jì)算手冊(cè)［M］.西安：飛行力學(xué)雜志社，1987.

2095－6835（2019）03－0014－03

V212.13

A

10.15913/j.cnki.kjycx.2019.03.014

成婷婷（1987—），女，碩士研究生，工程師，從事飛機(jī)性能試飛工作。

〔編輯：嚴(yán)麗琴〕