蘇 翼 / SU Yi

(中國商飛試飛中心，上海 201323)

0 引言

發(fā)動機雙發(fā)失效是最嚴重、最危險的飛機特情之一，對于部分風險試飛科目，如發(fā)動機空中起動包線拓展試飛、負加速度試飛等，由于其特有的試飛操作，大大增加了飛機發(fā)生雙發(fā)失效的概率。一旦飛機出現雙發(fā)失效特情，飛機的電源系統、液壓系統、飛控系統、氣源系統、壓調系統等關鍵系統將出現不同程度的降級，同時由于失去動力，飛機將無法保持高度、速度，飛行員需要操縱飛機以有利速度下滑，在有限的時間內盡快尋找合適的機場或開闊場地降落。本文旨在從下滑的剖面和航跡兩方面分析飛機失去動力后的返場策略，以期降低雙發(fā)失效的危險程度。

1 雙發(fā)失效返場策略

當飛機發(fā)生雙發(fā)失效應急情況時，飛行員需要進行兩方面的工作：一是嘗試重新起動發(fā)動機；二是操縱飛機返場或尋找合適的備降/迫降場地。飛機由于失去動力，將不斷損失能量，因此供飛行員反應和思考的時間十分有限。此時，提前做好應急預案，對降低雙發(fā)失效的風險十分有幫助。

要盡可能避免發(fā)生雙發(fā)失效時飛行員在空中臨時計算是否可以空滑至機場或尋找迫降場地，因此提前規(guī)劃好空滑的策略至關重要。在以往的試驗準備中，通常根據飛機的理論計算得到飛機在不同重量、構型下的空滑比，以此作為空滑距離的計算依據，確保飛機能在雙發(fā)失效的情況下完成返場著陸。本文在此基礎上，進行了進一步細化，不僅考慮了垂直剖面的空滑比，也制定了航跡上的標準返場路徑，減輕雙發(fā)失效時飛行員因臨時計算和決策帶來的額外工作負荷。

飛機大都具備飛行管理系統，并以全球導航衛(wèi)星系統(Global Navigation Satellite System，簡稱GNSS)為導航源進行導航。飛機若在空中發(fā)生雙發(fā)失效的情況，可參考機場公布的進近程序中的定位點，選擇其中的中間進近定位點(Intermediate Fix，簡稱IF)和最終進近定位點(Final Approach Fix，簡稱FAF)作為空滑返場的定位點。一旦飛機發(fā)生雙發(fā)失效，則在空域中調整航向直飛IF點，并對正跑道，在IF點到FAF點之間調整飛機構型，在FAF點前后完成構型調整至著陸構型。本文將以臨沂機場19號跑道為例，進行空滑策略分析，列出空滑需要考慮的各項要素，包括空滑比、構型調整、定位點高度、空域范圍等。

1.1 空滑比

根據不同飛機的設計特點計算得到飛機在不同重量、不同構型下的空滑比，即每個構型下推薦的速度，和在該速度下每損失1 000 ft(1 ft≈0.3m)高度可滑行的地面距離，表1為假定的某型飛機在某個重量下的空滑比和有利速度。

表1 某型飛機在某重量下的空滑比和有利速度

1.2 構型調整

在正常進近的過程中，飛機在FAF點前將完成著陸構型的調整，對正跑道開始建立穩(wěn)定下滑。飛機在雙發(fā)失效的特情下返場時，推薦按照同樣的思路進行構型調整，這樣能夠讓飛行員盡快對正跑道建立一個穩(wěn)定的空滑狀態(tài)，避免在無動力情況下，在低高度頻繁操縱飛機。

根據這一思路，參考臨沂機場航圖19號跑道IF點LY803進行計算，LY803距離跑道端頭18.6 km(10 nm)，距離FAF點LY802為8.7 km(4.7 nm)，FAF點LY802距離跑道端頭9.9 km(5.3 nm)。在雙發(fā)失效時，大多數飛機將出現襟縫翼半速甚至1/4速率的情況，故需要根據型號的設計特點，按照雙發(fā)失效情況下襟縫翼收放到著陸構型的時間進行計算。假設完成襟縫翼收放需要90 s，參考表1此時飛機的進近速度為140 kn，則所需的地面距離約為3.5 nm，故按照該假設可在IF點至FAF點之間完成構型調整。若由于雙發(fā)失效導致襟縫翼調整時間過長，則可在IF點前開始構型調整，原則上應讓飛機在FAF點前完成最終著陸構型的調整。

1.3 定位點高度

除了構型調整以外，還需考慮通過兩個定位點IF點和FAF點的高度，以確保通過兩個定位點時飛機具備足夠的能量返場著陸。依然以臨沂機場19號跑道為例，IF點LY803距離FAF點LY802為8.7 km(4.7 nm)，FAF點LY802距離跑道端頭9.9 km(5.3 nm)。通過近似處理，將IF點至FAF點的距離均分為數段作為不同的構型調整期，并根據不同構型的空滑比得到構型調整期間的高度損失。

以表1數據為例，在IF點至FAF點期間構型將依次從光潔構型調整到起飛構型、進近構型和著陸構型，故將IF點至FAF點距離均分為3段，每段1.6 nm，并按照下一個構型的空滑比進行計算(更加保守)得到構型調整期間的高度損失如表2所示。

表2 構型調整期間的高度損失

以上計算為近似計算，若構型調整所需時間遠小于或者大于飛機在IF點至FAF的用時，則需要考慮延遲或者提前構型調整時機，確保在FAF點完成構型調整又不至于過早完成構型調整而影響空滑距離。

在FAF點以后，飛機已經調整至著陸構型，以表1數據為例，FAF點距離跑道端頭5.3 nm，則這段距離需要損失高度3 533 ft。故為了保障飛機能夠空滑回機場，過IF點的所需高度為800 ft+941 ft + 1 066 ft + 3 533 ft = 6 340 ft，過FAF點的所需高度為3 533 ft。

1.4 空域范圍

發(fā)動機空中起動除了需要保持在劃設的空域范圍內以外，還要受到空滑范圍的限制，需要同時滿足這兩者的要求。按照表1數據，某型飛機在某重量下光潔構型的空滑比是1 000 ft / 2.5 nm，速度185 kn，對于速度比185 kn小的試驗點，則需要考慮勢能轉換為動能，對于速度比185 kn大的試驗點，則可以根據勢能轉化為動能，增加空滑范圍。下面以高度21 500 ft，速度320 kn的試驗點舉例。

此外飛機發(fā)生雙發(fā)失效時，飛行員需要一定的時間反應，才能做出正確的判斷和操作，故考慮增加1 000 ft(大約30 s)的額外高度作為反應時間余量。飛機發(fā)生雙發(fā)失效時，還需要調整航向朝著機場飛行，故還需要考慮飛機以特定的坡度進行180°轉彎時的高度損失，假定某型飛機以30°坡度進行180°轉彎時的高度損失為1 000 ft。

此時可以空滑距離為[16 247 ft(原有勢能)-1 000 ft(飛行員反應時間)-1 000 ft(180°轉彎)]/1 000×2.5(空滑比)=35.6 nm。得到此時在以IF點為圓心、35.6 nm為半徑的范圍內，可以滿足空滑的范圍。應用同樣的方法，可以得到不同速度、不同高度條件下的空滑范圍。這樣在每個試驗點執(zhí)行前，飛行員可根據空滑覆蓋范圍進行空域調整，此時試驗可飛空域則是空滑覆蓋范圍和試驗空域的交聯部分。綜上，各個試驗點可滿足飛機空滑回機場的覆蓋范圍是以IF點LY803為圓心，不同距離為半徑的圓形，如圖1所示。

圖1 某試驗點空滑覆蓋范圍和試驗空域

但是上述空滑范圍未考慮風速對空滑距離的影響，若存在較大順風/逆風的情況，需要考慮風速風向對空滑距離的影響。此時可以根據空滑的地面距離和此時的有利速度，近似得到飛機空滑回機場需要的時間，由此計算風速對空滑距離的影響，并對空滑覆蓋范圍進行修正。

2 結論

根據上述計算分析，發(fā)生雙發(fā)失效時的空滑返場策略如表3所示。此外，為了在試飛中真正降低雙發(fā)失效帶來的風險，除了制定完備的空滑方案外，還需對雙發(fā)失效造成的系統降級、雙發(fā)失效后的操作程序十分清楚，需要試飛員、試飛工程師通過模擬機進行充分的訓練。

表3 返場策略總結