運輸類飛機失配平起飛試飛技術(shù)研究

　　摘要：誤配平起飛是適航標準中對誤操作起飛驗證的關(guān)鍵科目之一。通過對誤配平起飛的動力學(xué)進行分析，得到了誤配平起飛造成起飛特性改變的原因，結(jié)合適航條款的要求，對試驗方案進行分析設(shè)計，給出了試飛方案的設(shè)計思路和試驗結(jié)果對比方法。

　　本文源自科技創(chuàng)新與應(yīng)用,2020(33):155-157.《科技創(chuàng)新與應(yīng)用》雜志是經(jīng)中國新聞出版總署備案的學(xué)術(shù)期刊。主管單位：黑龍江出版集團有限公司，主辦單位：黑龍江省報刊出版有限公司、黑龍江省科學(xué)技術(shù)協(xié)會。

　　1、概述

　　飛行員在進行起飛操作前，需要按照快速檢查單完成起飛前的各項檢查操作。檢查單內(nèi)容眾多，需要飛行員精力集中、密切配合，除進行起飛檢查外，飛行員還可能需要處理各種突發(fā)事件。大量的檢查工作、可能出現(xiàn)的突發(fā)事件都會導(dǎo)致飛行員在起飛過程中出現(xiàn)錯誤操作。其中，平尾配平值設(shè)置錯誤是較為可能出現(xiàn)的情況。

　　按照《中國民用航空規(guī)章》(第25部)規(guī)定，必須對服役中可合理預(yù)期的對于所制定飛機起飛操作程序的偏差(如飛機抬頭過度及誤配平情況)進行驗證，不得造成不安全的飛行特性，或使按照程序制定的預(yù)定起飛距離顯著增加。《運輸類飛機合格審定飛行試驗指南》中將“起飛距離顯著增加”視為超過程序規(guī)定起飛距離1%的任何量值。

　　本文采用理論分析與實際試飛結(jié)合的方法，對飛行中可能出現(xiàn)的水平安定面誤配平情況進行研究，給出了一套較為合理的試飛方案。

　　2、起飛過程的動力學(xué)分析

　　誤配平試飛需要驗證飛機起飛距離，故需要對飛機起飛過程進行分析。在地面滑跑過程中，飛機的運動方程可表示為：

　　式(1)中，W為飛機重量，T為發(fā)動機推力，D為氣動阻力，F(xiàn)f為摩擦阻力，LI、LII分別為機翼和平尾升力，φE、φR分別為發(fā)動機安裝角和跑道坡度。氣動阻力D主要有機翼、機身、平尾和發(fā)動機吊艙產(chǎn)生，在誤配平試飛過程中，僅有平尾配平不同引起的氣動阻力變化，且氣動阻力隨其配平角度增大而增大。

　　假定誤配平形式為平尾配平不足，與正常起飛相比，由于誤配平起飛時僅平尾的配平角度減小，可以認為發(fā)動機推力T不變，由機翼產(chǎn)生的升力LI不變。起飛過程中平尾升力的作用是產(chǎn)生抬頭力矩，故LII為負值，平尾配平角度減小會導(dǎo)致平尾產(chǎn)生的負升力減小(LII增加)、氣動阻力D減小。在地面滑跑階段，平尾配平值的減小會引起飛機縱向加速度的增加。

　　飛機在離地過程中的動力學(xué)分析比較復(fù)雜。平尾配平角度的減小使飛機的俯仰操縱能力減小，飛行員可能會增大拉桿量以產(chǎn)生足夠的抬頭力矩。若配平不足導(dǎo)致俯仰操縱權(quán)限受限，飛機抬頭力矩不足，可能會使抬前輪時間明顯增加，導(dǎo)致飛機離地時刻的速度增大，離地姿態(tài)角變小，地面滑跑距離隨之增加，減小的姿態(tài)角又會引起爬升段所經(jīng)水平距離的增加，最終結(jié)果是因誤配平導(dǎo)致飛機起飛距離增加;若俯仰操縱權(quán)限未受到限制，則增大的拉桿量可能會產(chǎn)生更大的抬頭力矩，這時飛機的離地姿態(tài)較正常起飛可能會有所增加，其離地速度甚至可能會減小，姿態(tài)角的增加會縮短爬升段經(jīng)過的水平距離，這時由誤配平導(dǎo)致的起飛距離甚至可能減小。

　　通過以上分析，誤配平后飛機在滑跑段和空中段的運動均與正常起飛有所區(qū)別，其導(dǎo)致的起飛距離變化不能通過簡單的理論分析得到，必須進行試飛驗證。

　　3、試飛方案設(shè)計

　　3.1試飛技術(shù)分析

　　誤配平起飛的試驗?zāi)康氖菣z查飛機在與正常起飛程序相比可合理預(yù)期的平尾配平量值偏差時，不得造成不安全的飛行特性，且起飛距離不得“明顯增加”。“可合理預(yù)期的平尾配平量值偏差”是指不會導(dǎo)致起飛形態(tài)警告的最大誤配平，它應(yīng)當計及起飛形態(tài)警告系統(tǒng)裝配調(diào)整允差。誤配平試飛應(yīng)當在飛機重量、重心、機翼襟縫翼位置和發(fā)動機功率或推力以及誤配平位置的最臨界組合情況下開展，對飛行特性予以評估。

　　誤配平起飛與正常起飛相比，其平尾配平量發(fā)生變化，飛機在起飛過程的操縱響應(yīng)也發(fā)生變化。在以正常抬前輪速度VR抬前輪后，飛機的抬頭速率、離地速度、離地姿態(tài)均與正常起飛不同，其起飛安全特性與起飛距離均與正常起飛存在差別。由于誤配平量值屬于“可合理預(yù)期的配平偏差”，因此在試驗過程中試飛員應(yīng)按照正常起飛程序執(zhí)行操縱，若在試驗時出現(xiàn)不安全特性，應(yīng)立即中止試驗。為規(guī)避試驗風(fēng)險，應(yīng)當適當安排過渡架次，逐步達到最臨界試驗條件。

　　3.2試飛實施方案

　　在進行誤配平起飛試飛之前，需要制定詳細的試飛方案，提高試驗效率，規(guī)避試驗風(fēng)險。可以從如下幾個方面分析制定試飛實施方案。

　　3.2.1了解試驗機狀態(tài)

　　從設(shè)計資料和前期試飛結(jié)果出發(fā)，了解試驗機的幾何特性和氣動特性。

　　在小重量、重心后限，平尾配平過度的試驗狀態(tài)，飛機離地時可能會產(chǎn)生過大的抬頭速率，增加飛機尾部撞地風(fēng)險，因此需要了解飛機尾部觸地時的姿態(tài)角。

　　在最大起飛重量、重心前限，平尾配平不足的試驗狀態(tài)，由平尾提供的抬頭力矩不足，飛機抬頭過慢可能導(dǎo)致地面滑跑距離增加。因此需要了解飛機正常配平時的起飛滑跑距離，結(jié)合理論分析判斷平尾配平不足是否會導(dǎo)致飛機沖出跑道。

　　3.2.2確定試驗點

　　在進行試飛方案設(shè)計時，先要確定其試驗狀態(tài)。誤配平起飛的關(guān)鍵是證明兩種最嚴酷的起飛配平情況滿足條款要求。對于重心前后極限位置隨重量發(fā)生變化的飛機，需要對重量重心包線拐點處的重量重心組合進行分析，確定飛機誤配平的最臨界狀態(tài)。若理論分析無法得到最臨界狀態(tài)，則需要對所有可能的重量重心及誤配平組合進行試驗驗證。

　　一般而言，誤配平起飛只需要對兩種極限情況進行試飛驗證。第一種情況是最大起飛重量、重心前限，平尾配平不足(平尾后緣偏至下極限位置)的試驗;第二種情況是小重量、重心后限，平尾配平過度(平尾后緣偏至上極限位置)的試驗。

　　3.2.3分析試飛風(fēng)險，制定化解措施

　　誤配平試飛的風(fēng)險主要是平尾配平過度或配平不足引起飛機姿態(tài)響應(yīng)的改變。配平過度會引起飛機抬頭速率增大，可能會導(dǎo)致飛機以大迎角姿態(tài)離地，引發(fā)低高度失速現(xiàn)象，飛機離地角度過大可能會導(dǎo)致尾部觸地，必要時可加裝尾橇防護;配平不足會引起飛機抬頭速率減小，導(dǎo)致飛機抬頭無力，增加飛機沖出跑道或意外觸地的風(fēng)險。

　　誤配平試飛要對飛機重量重心組合與平尾配平位置的臨界條件進行試驗，為降低試驗風(fēng)險，可通過循序漸進的方式開展試驗，采用平尾配平角度逼近法或重量逼近法逐步逼近臨界狀態(tài)。

　　平尾配平角度逼近法是指試驗中以重量為目標重量，平尾配平角度逐步逼近目標值;重量逼近法為，試驗中平尾配平角度為目標值，重量由小到大逐步逼近目標。兩種逼近方式都能起到降低風(fēng)險、提高效率的作用，但是水平尾翼配平角度逼近法可以得出配平角度不同引起起飛距離的變化，進一步修正起飛配平誤差允帶的預(yù)定值，而重量逼近法修正誤差允帶預(yù)定值較為困難。因此，該試驗最好選擇平尾配平角度逼近法進行。

　　3.2.4試飛駕駛技術(shù)分析

　　起飛前應(yīng)當按照試驗的要求設(shè)定襟、縫翼位置，根據(jù)重心位置選取預(yù)定的水平尾翼配平角度。

　　在完成最大起飛重量、重心前限，平尾配平不足試驗點時，當飛機達到抬前輪速度VR時，由于平尾配平不足導(dǎo)致飛機抬頭能力減小，試飛員向后拉動駕駛桿時拉桿量應(yīng)較正常起飛拉桿量大些(具體拉桿量應(yīng)根據(jù)過渡架次的經(jīng)驗積累而定)。

　　在完成小重量、重心后限，平尾配平過度試驗點時，飛機在起飛滑跑過程中，當飛機有明顯抬頭趨勢且表速未達到抬前輪速度VR設(shè)計值時，試飛員應(yīng)適度向前推動駕駛桿(具體推桿量應(yīng)根據(jù)過渡架次的經(jīng)驗積累而定);當表速達到設(shè)計抬前輪速度VR時，試飛員適度向后拉動駕駛桿，操縱飛機完成起飛。

　　在操縱飛機抬前輪過程中，試飛員應(yīng)當注意觸地狀態(tài)的信號指示燈，如果發(fā)現(xiàn)指示燈閃亮，應(yīng)適當減小飛機姿態(tài)。

　　3.3試驗成功判據(jù)

　　根據(jù)適航規(guī)章條款的要求，誤配平起飛試驗成功的標準如下：

　　(1)不得發(fā)生任何明顯失速告警或者機體抖振。

　　(2)起飛場長不應(yīng)大于程序規(guī)定的起飛場長的101%。

　　(3)飛機尾部或尾橇故意觸地是不可接受的，不得出現(xiàn)不安全的飛行狀態(tài)。

　　“不安全的飛行狀態(tài)”應(yīng)是飛機在起飛過程中出現(xiàn)的操縱響應(yīng)的不合理變化。例如，在最大起飛重量、重心前限，平尾配平不足可能會使飛機主俯仰操縱權(quán)限不足或操縱桿力過大，也許不可能以正常速率抬前輪，導(dǎo)致抬前輪時出現(xiàn)過度滯后;在小重量、重心后限，平尾配平過度可能出現(xiàn)不易遏制的自動抬頭傾向，這可能導(dǎo)致突然且快速的抬前輪，可能導(dǎo)致失速。試飛員在完成起飛試驗后應(yīng)對飛機的安全特性進行評估。

　　表1某運輸類飛機正常起飛和誤配平起飛試驗狀態(tài)

　　表2修正后試驗數(shù)據(jù)對比

　　4、試飛數(shù)據(jù)分析

　　根據(jù)可接受判據(jù)的要求，選取試驗中無失速告警、未出現(xiàn)不安全特性的試驗結(jié)果進行分析，將結(jié)果與相同重量重心組合下的正常平尾配平試飛數(shù)據(jù)對比。

　　4.1試飛數(shù)據(jù)換算

　　表1是某運輸類飛機某次正常起飛和誤配平起飛的試驗狀態(tài)對比。由于兩次試驗的可能不同，其重量、重心以及試驗溫度發(fā)動機狀態(tài)等條件有所差別，為了對誤配平起飛和正常起飛的試飛結(jié)果進行對比，需要將兩者的數(shù)據(jù)結(jié)果換算到相同條件進行對比。

　　標準條件下離地速度與實際條件下離地速度有如下關(guān)系：

　　(公式)

　　式(2)中，Vxz、Vsj分別為修正速度和試驗速度，Gxz、Gsj分別為修正重量和試驗重量，ρH為試驗高度的大氣密度，ρ0為標準條件大氣密度。

　　對起飛水平距離的換算應(yīng)分為地面滑跑段和空中段兩部分進行。在地面滑跑段需要對大氣條件、發(fā)動機推力、起飛重量、沿跑道方向風(fēng)速、跑道路面狀況和跑道縱向坡度進行修正;修正公式如下：

　　(公式)

　　式(3)中，Lxz、Lsj分別為修正距離和實際距離，K△、KP、KG、Kf、KZ、KW分別為大氣條件、發(fā)動機推力、起飛重量、跑道路面狀況、跑道縱向坡度和沿跑道方向風(fēng)速修正系數(shù)。

　　空中段只需要修正大氣條件、發(fā)動機推力、起飛重量、沿跑道方向風(fēng)速，公式如下：

　　(公式)

　　式(4)中分別為空中段大氣條件和發(fā)動機推力換算系數(shù)和沿跑道方向風(fēng)速修正系數(shù)。

　　4.2試飛結(jié)果對比

　　利用上述修正公式將試驗數(shù)據(jù)修正到113t、重心13.2%，溫度20℃，風(fēng)速分量為0m/s的狀態(tài)，其試驗結(jié)果如表2所示。

　　通過試驗結(jié)果對比，可以看出，與正常配平相比，在起飛抬前輪的過程中，誤配平試飛時試飛員拉桿量明顯增加，這是由于平尾配平不足導(dǎo)致俯仰操縱能力減小，試飛員為保證飛行安全采取的操縱措施。盡管試飛員增加了拉桿量，在離地時刻其俯仰角速率仍小于正常配平的俯仰角速率，說明飛機俯仰操縱能力明顯減小。由于正常起飛時拉桿到離地時間與拉桿量均小于誤配平試飛，其離地俯仰姿態(tài)較小，導(dǎo)致其離地速度略大于誤配平試飛，但地面滑跑距離仍小于誤配平起飛，這是由于抬前輪時間(試飛員拉桿到飛機離地時間)增加，抬前輪階段飛機阻力增加導(dǎo)致的，說明因配平不足導(dǎo)致的地面滑跑距離增加明顯。

　　在起飛過程空中段，由于誤配平時的起飛俯仰角更大，其爬升角明顯大于正常起飛，故在空中段其所經(jīng)水平距離較正常起飛更小，由于在空中爬升段所經(jīng)水平距離減小明顯，誤配平起飛所經(jīng)水平距離小于正常起飛水平距離，符合適航標準要求的“無明顯增加”。起飛過程航跡對比見圖1，從圖中可以明顯的看出，在爬升段，誤配平起飛爬升角比正常起飛大，空中段所經(jīng)水平距離明顯減小。

　　圖1正常起飛與誤配平起飛航跡對比

　　5、結(jié)束語

　　本文通過分析誤配平起飛的動力學(xué)方程，對誤配平引起的飛機起飛過程變化進行分析。考慮到該科目試飛的特殊性，對其試飛技術(shù)和試飛實施方案進行了探討，最后給出了誤配平試飛結(jié)果與正常起飛結(jié)果的對比。本文可作為誤配平起飛的試飛基礎(chǔ)，為該類型的試驗試飛提供參考。

　　參考文獻：

　　[1]CCAR-25.運輸類飛機適航標準[S].中國民用航空總局,2001.

　　[2]趙越讓.運輸類飛機合格審定飛行試驗指南[M].上海:上海交通大學(xué)出版社,2003:10-12.

　　[4]黃太平.飛機性能工程[M].北京:科學(xué)出版社,2005.