運(yùn)輸類飛機(jī)最小離地速度試飛設(shè)計(jì)與風(fēng)險(xiǎn)控制

屈飛舟 劉靜

摘要：最小離地速度是民用運(yùn)輸類飛機(jī)制定起飛特征速度的關(guān)鍵。最小離地速度試飛是民用運(yùn)輸類飛機(jī)最大性能起飛的試驗(yàn)機(jī)動(dòng)，是在地面效應(yīng)影響下的飛機(jī)低速大迎角試飛科目，試驗(yàn)難度大、風(fēng)險(xiǎn)高，對(duì)試飛技術(shù)、試飛組織和試飛駕駛技術(shù)要求很高。目前國(guó)內(nèi)僅有新支線飛機(jī)按照民用航空規(guī)章進(jìn)行了相關(guān)試驗(yàn)。研究了民用運(yùn)輸類飛機(jī)最小離地速度試飛的類型和理論，對(duì)運(yùn)輸類飛機(jī)最小離地速度試飛中的關(guān)鍵技術(shù)和風(fēng)險(xiǎn)控制方法進(jìn)行了深入研究，可供所有類型運(yùn)輸類飛機(jī)最小離地速度試飛借鑒使用。

關(guān)鍵詞：最小離地速度;試飛方案;尾橇;適航，風(fēng)險(xiǎn)控制

中圖分類號(hào)：V217.3 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

最小離地速度（氏u）是民用運(yùn)輸類飛機(jī)制定起飛速度和保障飛機(jī)安全起飛的的關(guān)鍵速度，新研制的飛機(jī)必須按照適航規(guī)章的要求進(jìn)行最小離地速度試飛。在軍用運(yùn)輸類飛機(jī)飛行試驗(yàn)中引入適航管理理念，需要進(jìn)行最小離地速度試飛，而最小離地速度是飛機(jī)在大迎角狀態(tài)下離地獲得的，試飛風(fēng)險(xiǎn)高，難度大，試飛員將其比喻為“刮胡刀刮臉”，飛機(jī)上安裝的尾橇系統(tǒng)就是“刮胡刀”，跑道就是“臉”，國(guó)際上能玩好這把刮胡刀的試飛員不超過(guò)10個(gè)。最小離地速度試飛方案如何設(shè)計(jì)、風(fēng)險(xiǎn)如何控制就成了試驗(yàn)?zāi)芊癯晒Φ年P(guān)鍵研究點(diǎn)。

1 最小離地速度試飛類型

最小離地速度試飛中，飛機(jī)加速到特定速度時(shí)，試飛員拉桿使飛機(jī)抬頭，飛機(jī)保持最大迎角狀態(tài)直至離地起飛。飛機(jī)最小離地速度的試飛類型與飛機(jī)的幾何特性、失速特性和升降舵操縱效能相關(guān)。圖1給出了飛機(jī)升力系數(shù)C_L隨迎角α變化的典型曲線。圖中θ為俯仰角。

若飛機(jī)抬前輪后，可以達(dá)到圖1中1點(diǎn)的升力系數(shù)，而飛機(jī)尾部還沒(méi)有接地，飛機(jī)迎角不能再繼續(xù)增大，否則飛機(jī)還未離地就已經(jīng)失速。這種類型飛機(jī)的最小離地速度受失速限制。該類型的飛機(jī)極少。

若飛機(jī)抬前輪后，達(dá)到圖1中2點(diǎn)的升力系數(shù)位置，還未到達(dá)起飛構(gòu)型下的最大升力系數(shù)，同時(shí)飛機(jī)的尾部已經(jīng)接地，飛機(jī)的抬頭姿態(tài)無(wú)法繼續(xù)增大，則這種飛機(jī)的最小離地速度是受飛機(jī)幾何結(jié)構(gòu)（尾部擦地）限制的。該類型的飛機(jī)較為常見(jiàn)。

第三種類型是飛機(jī)的俯仰操縱權(quán)限達(dá)到最大，飛機(jī)還沒(méi)有達(dá)到尾部觸地的狀態(tài)，同時(shí)也未達(dá)到最大升力系數(shù)位置，即圖1中3點(diǎn)的位置，此時(shí)飛機(jī)的最小離地速度受俯仰操縱權(quán)限限制。

2 最小離地速度理論分析

最小離地速度試驗(yàn)要求準(zhǔn)確確定飛機(jī)離地時(shí)的校正空速。分析飛機(jī)離地時(shí)的受力狀態(tài)，在航跡坐標(biāo)系下，飛機(jī)在縱向平面內(nèi)的動(dòng)力學(xué)方程為[1]：

當(dāng)飛機(jī)離地時(shí)，動(dòng)力學(xué)方程應(yīng)當(dāng)滿足如下條件：式中：T為發(fā)動(dòng)機(jī)推力;W為飛機(jī)重力;γ為航跡角;α_mu為最小離地速度對(duì)應(yīng)的迎角;φ_p為發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角;C_Lmu為飛機(jī)以最小離地速度起飛時(shí)對(duì)應(yīng)的升力系數(shù);q為動(dòng)壓;S為機(jī)翼參考面積。

航跡角γ很小，約為零，則式（2）可變?yōu)椋?/p>

最小離地速度試飛各推重比試驗(yàn)點(diǎn)在不同的試驗(yàn)重量下進(jìn)行，導(dǎo)致不同推重比的最小離地速度試飛結(jié)果并不存在一定的線性規(guī)律，因此需要引入基準(zhǔn)失速速度V_SR，對(duì)最小離地速度試飛結(jié)果進(jìn)行規(guī)一化處理，同時(shí)更容易進(jìn)行起飛速度的符合性分析。式中：V_SR為參考失速速度;C_Lmax為參考失速速度對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)。

將式（5）代入式（4），可得：

在α_mu、C_Lmu和C_Lmax保持恒定條件下，V_mu/V_SR與推重比成線性關(guān)系。

3 適航條款分析

為了防止飛機(jī)在起飛時(shí)出現(xiàn)機(jī)尾擦地的情況，適航規(guī)章要求在飛行試驗(yàn)中要進(jìn)行過(guò)早抬前輪起飛、過(guò)度抬前輪起飛、過(guò)早過(guò)度抬前輪起飛，過(guò)早過(guò)度過(guò)快抬前輪起飛和最大可用速率抬前輪起飛，在各種試驗(yàn)情況下檢查申請(qǐng)人制定的起飛速度和起飛程序是否足夠安全[2]。

最小離地速度是制定起飛特征速度的基礎(chǔ)。在適航規(guī)章中對(duì)最小離地速度的要求為該速度為校正空速，在等于和高于該速度時(shí)，飛機(jī)可以安全離地并繼續(xù)起飛。最小離地速度必須在申請(qǐng)審定的整個(gè)推重比范圍內(nèi)由申請(qǐng)人選定。在制定飛機(jī)的抬前輪速度（V_R）時(shí)，要求飛機(jī)如果在V_R速度上以實(shí)際可行的最大抬頭率抬頭，得到的離地速度（V_LOF）將不小于全發(fā)工作V_mu的110%，且不小于按單發(fā)停車推重比確定的V_mu的105%[3]。對(duì)適航條款的總結(jié)如圖2所示。適航條款通過(guò)這種安全裕度要求，確保飛機(jī)在起飛離地過(guò)程中與地面之間有足夠的間隙，以保障起飛的安全性。

4 試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

4.1 試驗(yàn)重量重心的選擇

從第二節(jié)的理論分析可知，最小離地速度與飛機(jī)的推重比近似呈線性關(guān)系，試飛時(shí)需要改變飛機(jī)的推重比進(jìn)行?？刂仆屏涂刂骑w行重量都可以實(shí)現(xiàn)推重比的改變，所以原則上試驗(yàn)重量可以任意選擇。但是現(xiàn)代運(yùn)輸類飛機(jī)的最小飛行重量和最大起飛重量之間的間隔很大，僅僅通過(guò)燃油量的改變無(wú)法覆蓋飛機(jī)的推重比范圍，往往重量的改變需要在試飛中調(diào)整飛機(jī)配重來(lái)實(shí)現(xiàn)，試驗(yàn)的成本和進(jìn)度都會(huì)受到很大影響。因此，國(guó)內(nèi)外飛機(jī)進(jìn)行該項(xiàng)試飛時(shí)通常都采用改變推力的方法進(jìn)行。即在飛機(jī)建立大仰角起飛姿態(tài)前，將飛機(jī)的油門桿收到特定的位置，實(shí)現(xiàn)推重比的調(diào)整。

重心位置主要影響飛機(jī)的靜穩(wěn)定性，飛機(jī)前重心時(shí)靜穩(wěn)定性好，為使飛機(jī)達(dá)到可能的最大抬頭姿態(tài)，作用在平尾上的向下的空氣動(dòng)力就要大。對(duì)于靜穩(wěn)定的飛機(jī)來(lái)說(shuō)，由于平尾的空氣動(dòng)力與機(jī)翼的升力方向相反，在相同姿態(tài)角時(shí)，前重心離地所需機(jī)翼的升力大，即當(dāng)重量和離地姿態(tài)相同的情況下，前重心的離地速度要大些，因此，從適航角度考慮，在重心前限進(jìn)行最小離地速度試飛得到的結(jié)果更為保守，安全性更高。如果試驗(yàn)時(shí)重心不在前極限，或者因?yàn)轱w機(jī)在重心前限下達(dá)不到最大可能姿態(tài)（受俯仰操縱權(quán)限限制的飛機(jī)），則可以在稍后一點(diǎn)的重心進(jìn)行試驗(yàn)時(shí)，但條例允許的重心允差范圍是飛機(jī)整個(gè)重心范圍的±7%[4]。在其他重心位置進(jìn)行的試驗(yàn)，其結(jié)果必須進(jìn)行修正。試驗(yàn)狀態(tài)的升力系數(shù)采用下式進(jìn)行修正：其中：C_Lmubz為修正到標(biāo)準(zhǔn)重心位置的最小離地速度對(duì)應(yīng)的升力系數(shù);C_Lmubz為試驗(yàn)重心時(shí)的最小離地速度對(duì)應(yīng)的升力系數(shù);L_t為水平尾翼力臂;C_Gbz為標(biāo)準(zhǔn)重心位置;C_Gsj為實(shí)際重心位置。

對(duì)于飛機(jī)前限變化比較復(fù)雜的情況，為了在重心的前極限位置進(jìn)行試驗(yàn)，試飛的重量就不是任意選取的，必須與飛機(jī)的重心相匹配。

4.2 最小推重比的確定

咨詢通告AC25-7C中要求，如果飛機(jī)的起飛速度在大推重比情況下受最小離地速度的限制，則需要進(jìn)行包含一發(fā)不工作的最大推重比和全發(fā)工作的最大推重比兩種狀態(tài)的試飛。如果飛機(jī)的起飛速度在小推重比情況下受最小離地速度的限制，則需要進(jìn)行包含一發(fā)不工作的最小推重比和全發(fā)工作的最小推重比兩種狀態(tài)的試飛。

最小離地速度試飛的風(fēng)險(xiǎn)很高，因此條例允許使用全發(fā)工作模擬一發(fā)不工作情況下的推重比。即便如此，使用全發(fā)工作模擬一發(fā)不工作情況下的最小推重比仍然具有較高風(fēng)險(xiǎn)。

圖3中A點(diǎn)和B點(diǎn)分別是飛機(jī)一發(fā)不工作狀態(tài)的最小推重比和最大推重比，C點(diǎn)和D點(diǎn)分別是飛機(jī)全發(fā)工作的最小推重比和最大推重比。A₁點(diǎn)是使用全發(fā)工作模擬的一發(fā)不工作的最小推重比。A₁點(diǎn)和A點(diǎn)之間的差值是考慮飛機(jī)一發(fā)不工作引起的阻力增加造成的。

通過(guò)對(duì)飛機(jī)一發(fā)不工作的極曲線和全發(fā)工作的極曲線試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析，可以得到飛機(jī)一發(fā)不工作的阻力增量隨偏航力矩的變化關(guān)系曲線，如圖4所示。計(jì)算一發(fā)不工作時(shí)的偏航力矩，然后從曲線中查得一發(fā)不工作造成的阻力系數(shù)增量，計(jì)算阻力的增加量。使用全發(fā)工作模擬一發(fā)不工作的推重比時(shí)，全發(fā)工作的推力值需減去阻力增量，因此使用全發(fā)工作進(jìn)行模擬時(shí)，試驗(yàn)的推重比更小一些[5]。

全發(fā)模擬試驗(yàn)的推重比確定后，需要在空中先以確定的推力和預(yù)測(cè)的最小離地速度進(jìn)行起飛一階段和二階段的爬升梯度檢查，確保飛機(jī)在進(jìn)行最小離地速度試飛時(shí)能夠安全起飛離地。如果推重比不滿足適航條款的最低要求，則最小推重比的試驗(yàn)需受飛機(jī)爬升梯度的限制。

4.3 縱向配平的選擇

當(dāng)表明飛機(jī)受俯仰操縱權(quán)限限制時(shí)，咨詢通告允許使用比正常情況更大的飛機(jī)抬頭配平進(jìn)行試驗(yàn)。在最小離地速度試飛時(shí)，與正常的配平量相比，使用更大的抬頭配平可以使飛機(jī)更早抬頭，飛機(jī)達(dá)到預(yù)定姿態(tài)更早，從而使試飛員調(diào)整俯仰操縱到飛機(jī)離地之間的時(shí)間間隔更長(zhǎng)，提高試驗(yàn)的成功率。對(duì)于受幾何結(jié)構(gòu)限制的飛機(jī)，在開(kāi)始進(jìn)行試驗(yàn)時(shí)應(yīng)首先使用正常起飛配平，在已經(jīng)表明飛機(jī)不受俯仰操縱權(quán)限限制時(shí)，可以使用更大的抬頭配平優(yōu)化試飛操作程序[6]。

4.4 離地信號(hào)的判斷

通常機(jī)輪載荷、起落架緩沖支柱位移和機(jī)輪輪速信號(hào)被用來(lái)作為飛機(jī)離地點(diǎn)的判斷信號(hào)[7]。不同的試驗(yàn)對(duì)飛機(jī)離地點(diǎn)的判斷精度要求不同，最小離地速度試飛要確定一個(gè)基準(zhǔn)速度用于制定飛機(jī)的起飛特征速度，判斷飛機(jī)離地點(diǎn)就變得尤為重要。圖5和圖6給出了不同推重比狀態(tài)下各種信號(hào)的對(duì)比。圖中參數(shù)從上到下依次為輪速、起落架緩沖支柱位移、輪載信號(hào)和尾橇擦地信號(hào)。

通過(guò)對(duì)不同推重比狀態(tài)下各種信號(hào)進(jìn)行對(duì)比分析，輪速與尾橇擦地信號(hào)較為一致，隨著推重比的不同，4個(gè)參數(shù)之間的相互變化關(guān)系發(fā)生了明顯變化。當(dāng)推重比較小時(shí)，緩沖支柱全部伸展和輪載消失后，飛機(jī)并沒(méi)有離地，輪速還在增加，尾橇擦地顯示飛機(jī)沒(méi)有離地。當(dāng)推重比較大時(shí)，緩沖支柱位移和輪載與輪速和尾橇擦地信號(hào)才較為一致。因此，輪速是確定飛機(jī)離地點(diǎn)的重要參數(shù)，而起落架緩沖支柱位移和輪載信號(hào)不能用于飛機(jī)離地點(diǎn)的判定。

5 風(fēng)險(xiǎn)控制研究

5.1 風(fēng)險(xiǎn)分析

最小離地速度試飛中，飛機(jī)在近地面保持大迎角姿態(tài)離地，可能導(dǎo)致飛機(jī)尾部擦地和低空失速兩大風(fēng)險(xiǎn)，尾部擦地會(huì)損傷飛機(jī)結(jié)構(gòu)，而低空失速直接會(huì)導(dǎo)致機(jī)毀人亡的重大事故。同時(shí)在小推重比試驗(yàn)中，發(fā)動(dòng)機(jī)功率小，所需的起飛距離長(zhǎng)，而此時(shí)又由于飛機(jī)姿態(tài)角很大，試飛員的視野受限，很難看到跑道正前方，因此在該試驗(yàn)中飛機(jī)也有沖出跑道或偏出跑道的風(fēng)險(xiǎn)。針對(duì)試飛員視野受限問(wèn)題，在該試驗(yàn)中，需要事先調(diào)高座椅的位置，同時(shí)副駕駛或觀察員時(shí)刻關(guān)注飛機(jī)的狀態(tài)，根據(jù)需要及時(shí)增大發(fā)動(dòng)機(jī)功率，可以避免飛機(jī)偏離或沖出跑道。

對(duì)于低空失速的風(fēng)險(xiǎn)，首先要設(shè)置好飛機(jī)失速保護(hù)系統(tǒng)的狀態(tài)，保留副駕駛一側(cè)的失速告警，既可以提醒機(jī)組飛機(jī)所處的狀態(tài)，又避免了告警對(duì)主駕駛操縱的影響。主駕駛在飛機(jī)離地過(guò)程中對(duì)飛機(jī)俯仰角速度和滾轉(zhuǎn)的控制也極為重要，離地瞬間較小的俯仰和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)變化可以避免飛機(jī)進(jìn)入復(fù)雜的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。

尾部擦地是最小離地速度試飛中最主要的風(fēng)險(xiǎn)點(diǎn)，后文對(duì)此風(fēng)險(xiǎn)的控制進(jìn)行了詳細(xì)分析。

5.2 尾撬設(shè)計(jì)

最小離地速度試飛中最大的風(fēng)險(xiǎn)點(diǎn)是飛機(jī)尾部擦地?fù)p傷，圖7為某型飛機(jī)進(jìn)行最小離地速度試飛時(shí)尾部擦傷情況。

飛機(jī)加裝了尾橇用于保護(hù)機(jī)體結(jié)構(gòu)。但還是出現(xiàn)了尾部擦傷的情況。選取A380飛機(jī)最小離地速度試飛進(jìn)行比較研究，圖8中（a）為A380飛機(jī)，（b）為尾部擦傷的飛機(jī)。對(duì)兩者進(jìn)行比較發(fā)現(xiàn)，當(dāng)尾橇觸地時(shí)，后者的尾部最低點(diǎn)已經(jīng)幾乎接近地面，當(dāng)飛機(jī)離地時(shí)，俯仰姿態(tài)進(jìn)一步增加，就極可能出現(xiàn)尾部擦傷的情況。觀察兩者的尾部結(jié)構(gòu)，可以看出，A380飛機(jī)的尾部呈圓錐狀，曲面沒(méi)有向下彎曲，而后者的尾部有向下彎曲，這種情況在飛機(jī)設(shè)計(jì)上是應(yīng)該極力避免出現(xiàn)的。

通常要求尾橇裝機(jī)后，飛機(jī)最大俯仰角的減小量不超過(guò)0.5°[8]，盡量減小尾橇對(duì)飛機(jī)最小離地速度的影響，獲得最大的飛機(jī)性能收益。對(duì)于圖8（b）中的飛機(jī)，在進(jìn)行尾橇設(shè)計(jì)時(shí)要考慮飛機(jī)的特點(diǎn)。適當(dāng)增大尾橇結(jié)構(gòu)，當(dāng)尾橇擦地時(shí)飛機(jī)尾部離地面有足夠的間隙。在性能損失可接受的情況下，確保飛行試驗(yàn)的安全。

另外，由于尾橇在觸地過(guò)程中會(huì)產(chǎn)生大量的熱量，并迸出火花，因此在選擇尾橇材料時(shí)，要求材料具有耐磨性好，導(dǎo)熱差，具有阻燃特性[9]。

5.3 離地俯仰姿態(tài)的控制

對(duì)于受幾何結(jié)構(gòu)限制的最小離地速度，一般期望在尾部觸地瞬間飛機(jī)俯仰角速度近似為零，以避免由于尾部重接地帶來(lái)的結(jié)構(gòu)損傷現(xiàn)象。但是，不同推重比的最小離地速度試飛，從拉桿建立姿態(tài)、尾部觸地調(diào)整操縱到飛機(jī)離地整個(gè)過(guò)程中的時(shí)間間隔均存在差異，因此，這會(huì)給試飛員操作帶來(lái)很大的難度。

試驗(yàn)推重比較小時(shí)，飛機(jī)滑行加速度較小，尾部觸地到飛機(jī)離地之間的時(shí)間間隔相對(duì)較長(zhǎng)，通常有5～10S，此時(shí)試飛員可以回桿調(diào)整縱向操縱，消除尾部觸地時(shí)重接地的現(xiàn)象。

試驗(yàn)推重比較大時(shí)，滑行加速度較大，尾部觸地到飛機(jī)離地之間的時(shí)間間隔通常只有2～3s，如果此時(shí)要求試飛員較早地回桿修正，以降低尾部觸地的俯仰角速度，可能存在沒(méi)有達(dá)到尾部觸地飛機(jī)就已經(jīng)離地[10]。因此，大推重比的最小離地速度可能存在尾部重接地和飛機(jī)沒(méi)有達(dá)到尾部觸地就已經(jīng)離地兩種現(xiàn)象之間的矛盾。

因此，對(duì)于大推重比的最小離地速度試飛，考慮可以使用能夠?qū)崿F(xiàn)推重比的最大重量，以便盡力增加飛機(jī)離地速度，保證尾部觸地到離地之間具有足夠的加速時(shí)間，減輕試飛員進(jìn)行操縱調(diào)整的難度。同時(shí)可以采用連續(xù)接地起飛的方式訓(xùn)練試飛員在滑跑階段保持一定俯仰角的能力，實(shí)踐證明，這是一種十分高效的最小離地速度駕駛技術(shù)訓(xùn)練方法。

6 結(jié)束語(yǔ)

本文分析了最小離地速度與飛機(jī)推重比的關(guān)系和最小離地速度對(duì)起飛速度制定的影響。對(duì)試飛中可能出現(xiàn)的飛機(jī)尾部擦地、低空失速以及偏出跑道等風(fēng)險(xiǎn)進(jìn)行了詳細(xì)分析，重點(diǎn)剖析了尾部擦地造成結(jié)構(gòu)損傷的原因，以及如何通過(guò)加裝尾橇系統(tǒng)和控制離地姿態(tài)的試飛技術(shù)來(lái)緩解風(fēng)險(xiǎn)。針對(duì)影響試飛結(jié)果的關(guān)鍵技術(shù)點(diǎn)，制訂了相應(yīng)的試飛方案，對(duì)后續(xù)運(yùn)輸類飛機(jī)進(jìn)行最小離地速度試飛具有參考價(jià)值。

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