張建，屈飛舟，劉靜

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院飛機(jī)所，陜西西安710089)

引言

最小離地速度(Vmu)是飛機(jī)能夠安全離地并且繼續(xù)起飛的最小速度，也是飛機(jī)在最大可用迎角條件下安全起飛達(dá)到的最低速度。按照民用航空規(guī)章要求，申請(qǐng)人選擇的飛機(jī)抬前輪速度必須足夠安全，即在審定的推重比范圍內(nèi)，使用可能的最大可用抬頭速率抬前輪起飛條件下，飛機(jī)的離地速度都必須距離最小離地速度存在足夠的速度裕度［1］，即不小于全發(fā)工作Vmu的110%，且不小于單發(fā)停車確定的Vmu的105%。所以，最小離地速度是制定飛機(jī)安全起飛速度的重要限制速度之一。因此，新研制的民用飛機(jī)必須進(jìn)行最小離地速度試飛，確定飛機(jī)在整個(gè)推重比范圍內(nèi)的最小離地速度，驗(yàn)證飛機(jī)起飛速度是否滿足規(guī)章要求，這對(duì)于民用飛機(jī)審定試飛意義非凡。最小離地速度是民用飛機(jī)最大性能起飛的試驗(yàn)機(jī)動(dòng)，其試飛是在地面效應(yīng)影響條件下飛機(jī)的低速大迎角試飛科目，試驗(yàn)難度大、風(fēng)險(xiǎn)高，因此對(duì)試飛技術(shù)提出了很高的要求。

民用飛機(jī)最小離地速度試飛根據(jù)飛機(jī)氣動(dòng)特性和結(jié)構(gòu)的不同可分為受機(jī)翼失速限制、受俯仰操縱權(quán)限限制和受幾何結(jié)構(gòu)限制3種情況，ARJ21-700飛機(jī)屬于受幾何結(jié)構(gòu)限制的情況。本文綜合最小離地速度試飛經(jīng)驗(yàn)，全面總結(jié)了受幾何結(jié)構(gòu)限制的最小離地速度試飛技術(shù)，對(duì)完成國(guó)內(nèi)其它運(yùn)輸類飛機(jī)的最小離地速度試飛具有重要的借鑒意義。

1 最小離地速度試飛技術(shù)

1.1 一般要求

最小離地速度試飛的一般要求有:

(1)應(yīng)當(dāng)進(jìn)行試驗(yàn)，確定飛機(jī)全發(fā)工作和單發(fā)停車條件下的最小離地速度;

(2)最小離地速度應(yīng)當(dāng)在飛機(jī)審定的推重比范圍內(nèi)進(jìn)行確定，允許使用全發(fā)工作模擬單發(fā)停車的方法進(jìn)行全部推重比范圍內(nèi)的最小離地速度試驗(yàn)，但需要考慮單發(fā)停車最小離地速度的相關(guān)因素(如單發(fā)條件下由于橫航向操縱導(dǎo)致的阻力增加和升力降低、風(fēng)車阻力等)，使用分析方法進(jìn)行全發(fā)工作最小離地速度試驗(yàn)結(jié)果修正;

(3)對(duì)于受幾何結(jié)構(gòu)限制的飛機(jī)，在全發(fā)工作條件下，最大可用速率抬前輪的離地速度與最小離地速度之間的速度裕度可以降低到108%，單發(fā)停車條件下可降低到104%;

(4)如果認(rèn)為是受幾何結(jié)構(gòu)限制的飛機(jī)，那么應(yīng)當(dāng)在全部起飛包線內(nèi)均受幾何結(jié)構(gòu)限制，否則不能認(rèn)為受幾何結(jié)構(gòu)限制，最小離地速度和最大可用速率抬前輪的離地速度之間的速度裕度不能降低;

(5)如果臨界推重比狀態(tài)的最小離地速度用于審定的全部推重比范圍的最小離地速度，那么可以只進(jìn)行單發(fā)停車和全發(fā)工作狀態(tài)臨界推重比的最小離地速度試飛。

1.2 最小離地速度試飛程序

飛機(jī)離地過(guò)程中的動(dòng)力學(xué)方程為［2-3］:

式中，W為飛機(jī)重量;γ為航跡角;T為發(fā)動(dòng)機(jī)推力;αmu為最小離地速度對(duì)應(yīng)的迎角;φp為發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角;CLmu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;Vsr為參考失速速度;CLsr為參考失速速度對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)。

據(jù)式(2)可知:在 αmu，CLmu和 CLsr保持恒定條件下，Vmu/Vsr與T/W呈線性關(guān)系，最小離地速度試飛的最終目標(biāo)就是給出批準(zhǔn)的推重比范圍內(nèi)的Vmu/Vsr與T/W的相互關(guān)系。

安全有效的最小離地速度試飛必須得到合理可行試飛程序的保障。圖1給出了最小離地速度試飛的典型程序。

圖1 最小離地速度試飛典型程序

一般情況下程序如下:

(1)需從批準(zhǔn)推重比中間部分開(kāi)始，確保飛機(jī)具有足夠的爬升能力和操縱安全性;

圖2 最小離地速度試飛最小推重比確定程序

(2)逐漸降低試驗(yàn)推重比直至最小推重比。最小離地速度的最小推重比按照?qǐng)D2所示的方法確定。飛機(jī)在場(chǎng)高300～800 m的范圍內(nèi)以預(yù)定的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速和V2速度進(jìn)行穩(wěn)定直線爬升，計(jì)算爬升梯度，然后根據(jù)爬升梯度調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，直至爬升梯度滿足民用航空規(guī)章要求。對(duì)于雙發(fā)飛機(jī)，規(guī)章要求在起落架收上階段，以速度V2進(jìn)行定常爬升的梯度不得小于2.4%;

(3)完成較大推重比的最小離地速度試驗(yàn)。當(dāng)推重比增加到一定程度時(shí)，尾部觸地到飛機(jī)離地之間時(shí)間很短，試飛員很難完成操縱調(diào)整，因此不可能完成直至審定的最大推重比的最小離地速度試驗(yàn)，但是，最小離地速度試飛需要演示的最大推重比應(yīng)比全發(fā)工作最小推重比大0.1。

1.3 最小離地速度影響因素

最小離地速度試飛結(jié)果的影響因素比較復(fù)雜，其主要包括如下幾個(gè)方面:

(1)地面效應(yīng):地面效應(yīng)對(duì)飛機(jī)升力產(chǎn)生影響，從而會(huì)影響最小離地速度;

(2)起落架減振支柱:減振支柱伸縮量會(huì)影響飛機(jī)離地姿態(tài)。在較大推重比的最小離地速度試飛中，從尾部觸地到離地的時(shí)間間隔較短，飛機(jī)離地姿態(tài)可能受到減振支柱壓縮量的影響，從而影響最小離地速度;

(3)離地點(diǎn)道面平整度:跑道道面的縱坡或橫坡會(huì)對(duì)機(jī)輪離地狀態(tài)和離地點(diǎn)的判斷存在一定的影響，從而影響最小離地速度，因此試驗(yàn)時(shí)希望飛機(jī)能夠在較為平整的跑道部分離地起飛;

(4)起飛滾轉(zhuǎn)姿態(tài):飛機(jī)離地過(guò)程中，由于坡度的存在會(huì)對(duì)左右機(jī)輪的離地時(shí)間產(chǎn)生一定的影響。

大量的飛行試驗(yàn)結(jié)果表明:最小離地速度的精度大約在 ±2%左右［4］。

1.4 最小離地速度試飛駕駛技術(shù)

最小離地速度試飛的駕駛技術(shù)可概括為:

(1)飛機(jī)應(yīng)當(dāng)按照試驗(yàn)的要求設(shè)定襟、縫翼位置，飛機(jī)滑跑前，試飛員應(yīng)當(dāng)明確目標(biāo)N1對(duì)應(yīng)的油門桿位置;

(2)為了縮短飛機(jī)滑跑階段的距離，最小離地速度試飛開(kāi)始滑跑時(shí)，采用起飛功率，在一定速度時(shí)收油門到指定位置并盡早拉桿到后極限位置(一般情況下可選擇表速120～150 km/h)，觀察飛機(jī)抬頭趨勢(shì);

(3)當(dāng)飛機(jī)具有明顯的抬頭趨勢(shì)時(shí)，可適當(dāng)松桿，直到尾部觸地。當(dāng)飛機(jī)尾部觸地時(shí)，適當(dāng)增加拉桿力，確保尾部保持觸地狀態(tài)，直到飛機(jī)離地。飛機(jī)騰空后，以不小于離地的俯仰姿態(tài)使飛機(jī)爬升，直到脫離地效。試飛員應(yīng)當(dāng)根據(jù)經(jīng)驗(yàn)和飛機(jī)自身特性確定松桿的時(shí)機(jī)和松桿量;

(4)應(yīng)當(dāng)加裝能夠?yàn)樵囷w員提供尾部即將觸地和達(dá)到觸地狀態(tài)的信號(hào)指示燈，以避免飛機(jī)尾部與地面的撞擊從而損壞飛機(jī)結(jié)構(gòu)，同時(shí)為試飛員判斷尾部觸地狀態(tài)提供參考(見(jiàn)圖3);

(5)在最小離地速度試驗(yàn)過(guò)程中，可以使用稍大于正常配平設(shè)置的抬頭配平，以便能夠使飛機(jī)在更低的速度抬頭，從而使飛機(jī)在尾部觸地到離地之間具有足夠的時(shí)間供試飛員進(jìn)行飛機(jī)狀態(tài)調(diào)整。

圖3 飛機(jī)尾部觸地指示信號(hào)

2 最小離地速度試飛數(shù)據(jù)處理技術(shù)

2.1 最小離地速度試飛成功準(zhǔn)則

最小離地速度試飛屬于高難度、高風(fēng)險(xiǎn)的試飛科目。統(tǒng)計(jì)結(jié)果表明，最小離地速度試飛滿足成功準(zhǔn)則要求的概率大約為30% ～40%，因此，試飛后首先必須表明試飛滿足成功準(zhǔn)則。受幾何結(jié)構(gòu)限制的運(yùn)輸類飛機(jī)最小離地速度試飛的成功準(zhǔn)則為［5］:

(1)從96%實(shí)際離地速度到離地點(diǎn)，飛機(jī)的俯仰姿態(tài)不得小于尾部擦地姿態(tài)的95%;

(2)從96%離地速度直到飛機(jī)離地，飛機(jī)尾部下表面(尾撬)必須與跑道接觸，而且觸地時(shí)間要占到此時(shí)間范圍的50%以上;

(3)從離地點(diǎn)到離地10.7 m處，飛機(jī)的俯仰姿態(tài)不得小于離地點(diǎn)的姿態(tài)，或小推重比時(shí)速度增加不大于10%;

(4)從起飛滑跑點(diǎn)到10.7 m離地高度處，水平距離不大于民用航空規(guī)章CCAR25.113(a)確定的全發(fā)工作起飛距離(不增加額外的15%)的105%。

2.2 最小離地速度試飛數(shù)據(jù)分析

輪速和起落架機(jī)輪軸載荷是確定離地點(diǎn)的重要參數(shù)，幾個(gè)主輪輪速最大值最后一個(gè)出現(xiàn)的時(shí)刻可認(rèn)為飛機(jī)完全離地。圖4給出了最小離地速度試飛典型時(shí)間歷程。由圖4可知，飛機(jī)在離地過(guò)程中滾轉(zhuǎn)角幾乎為零，因而根據(jù)左右輪速判斷的離地速度相差很小。圖5給出了最小離地速度試飛帶滾轉(zhuǎn)離地的時(shí)間歷程。由圖5可知，此時(shí)飛機(jī)離地過(guò)程中左滾轉(zhuǎn)角為3°，導(dǎo)致按照左右輪速判定的飛機(jī)離地速度相差約5 km/h，從而增加了最小離地速度試飛結(jié)果的分散度。圖6給出了較大推重比(T/W=0.32)離地后姿態(tài)振蕩的時(shí)間歷程曲線。此試驗(yàn)中，推重比較大，飛機(jī)尾部觸地到離地的時(shí)間間隔僅為0.2 s，為試飛員調(diào)整縱向操縱位移以維持飛機(jī)俯仰姿態(tài)帶來(lái)了很大的難度，俯仰操縱量不能調(diào)整到所需要的位置，從而造成飛機(jī)離地后俯仰姿態(tài)減小和出現(xiàn)振蕩現(xiàn)象。

圖5 最小離地速度試飛典型時(shí)間歷程(帶滾轉(zhuǎn)離地)

圖6 最小離地速度試飛典型時(shí)間歷程(T/W=0.32，離地后姿態(tài)減小并振蕩)

2.3 最小離地速度數(shù)據(jù)換算

根據(jù)下式計(jì)算試驗(yàn)最小離地速度對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)，并換算到標(biāo)準(zhǔn)重心位置，同時(shí)可計(jì)算標(biāo)準(zhǔn)大氣和標(biāo)準(zhǔn)重量條件下的最小離地速度［4］。

式中，CLsy，CLbz分別為試驗(yàn)重心及修正到標(biāo)準(zhǔn)重心位置的最小離地速度對(duì)應(yīng)的升力系數(shù);bA為機(jī)翼平均空氣動(dòng)力弦長(zhǎng);lt為水平尾翼力臂;CGbz，CGsy分別為標(biāo)準(zhǔn)重心和試驗(yàn)重心位置;Tzsy，Tzbz分別為試驗(yàn)狀態(tài)和標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)的發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量法向分量。

3 結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)對(duì)民用航空規(guī)章最小離地速度相關(guān)適航條款要求的研究，并結(jié)合ARJ21-700飛機(jī)最小離地速度試飛結(jié)果分析，研究了受幾何結(jié)構(gòu)限制的運(yùn)輸類飛機(jī)最小離地速度的試飛技術(shù)，掌握了最小離地速度試飛程序、試飛駕駛技術(shù)、數(shù)據(jù)處理和分析技術(shù)等一系列關(guān)鍵技術(shù)。此技術(shù)具有一定的通用性，為國(guó)內(nèi)其它運(yùn)輸類飛機(jī)的最小離地速度試飛和制定我國(guó)自己的民機(jī)審定試飛指南具有重要的參考價(jià)值。

［1］CAAC．CCAR-25-R3 中國(guó)民用航空規(guī)章第25部:運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)［S］．中國(guó)民用航空總局，2001．

［2］黃太平．飛機(jī)性能工程［M］．北京:科學(xué)出版社，2005:30-35．

［3］張妙嬋，張建，吳密翠．運(yùn)輸類飛機(jī)最小離地速度試飛數(shù)據(jù)處理方法［J］．飛行力學(xué)，2011，29(5):81-83．

［4］Slingerland R．Minimum unstick speed impact on horizontal tail sizing for jet transports［R］．AIAA 2005-815，2005．

［5］FAA．AC25-7B Flight testguide for certification of transport category airplanes［S］．FAA，2011．