張妙嬋

(中國(guó)民用航空適航審定中心西安航空器審定中心，陜西 西安 710065)

1 引 言

最小離地速度VMU為校正空速，是飛機(jī)能夠安全離地并繼續(xù)起飛的最小速度。中國(guó)民用航空規(guī)章CCAR-25-R4的25.107要求飛機(jī)的抬前輪速度必須依據(jù)VMU來(lái)制定[1]，VMU也與其他起飛特征速度相關(guān)，因此，VMU的確定對(duì)運(yùn)輸類飛機(jī)起飛速度的制定和起飛安全性評(píng)估具有非常重要的意義。

目前，對(duì)最小離地速度的研究中，研究對(duì)象多為渦扇飛機(jī)，研究?jī)?nèi)容主要集中在飛行試驗(yàn)方法方面，而相關(guān)的咨詢通告也僅局限于對(duì)于飛行試驗(yàn)的要求。針對(duì)渦槳運(yùn)輸機(jī)的最小離地速度審定方面的研究甚少，尤其是對(duì)符合性方法的系統(tǒng)性研究以及適航審查關(guān)注點(diǎn)的研究更少，缺乏相關(guān)的指導(dǎo)材料。

本文從運(yùn)輸類飛機(jī)最小離地速度的適航條款出發(fā)，分析了條款的演變過程，總結(jié)了渦槳運(yùn)輸機(jī)對(duì)該條款的符合性方法，重點(diǎn)給出了渦槳運(yùn)輸機(jī)在該條款審查時(shí)的要點(diǎn)和風(fēng)險(xiǎn)點(diǎn)。

2 適航條款要求演變

最小離地速度的要求最早出現(xiàn)于1965年，美國(guó)聯(lián)邦航空管理局(FAA)制定的最初版的FAR25部中，將25.107(d)作為對(duì)最小離地速度的要求[2]，并將最小離地速度定義為校正空速，飛機(jī)在不小于該速度時(shí)，可以安全離地并能夠安全繼續(xù)起飛；且說明了該速度必須基于全發(fā)工作和一發(fā)失效情況申請(qǐng)選定，并沒有對(duì)推重比范圍提出要求。在25.107(e)(1)(iv)中對(duì)起飛抬前輪速度VR與VMU的關(guān)系進(jìn)行了要求，在制定VR時(shí)，需考慮飛機(jī)在實(shí)際可行的最大抬頭率抬頭條件下，得到的離地速度VLOF將不小于全發(fā)工作VMU的110%，且不小于一發(fā)失效情況下確定的VMU的105%。

1978年，F(xiàn)AA頒發(fā)了25-42號(hào)修正案，針對(duì)FAR25.107(d)和25.107(e)(1)(iv)分別作了修訂[3]。建議用雙發(fā)工作降低推力的方式模擬單發(fā)不工作狀態(tài)下的推重比，以此替代單發(fā)不工作狀態(tài)的飛行試驗(yàn)。修訂后的條款，在FAR25.107(d)中取消了對(duì)于全發(fā)工作和單發(fā)失效的要求，取而代之的是對(duì)VMU選定時(shí)推重比的范圍要求，即需覆蓋整個(gè)推重比范圍。修改后的FAR25.107(e)(1)(iv)中將原來(lái)“單發(fā)失效情況”替換為“單發(fā)停車推重比”?，F(xiàn)行有效的CCAR25.107(d)和25.107(e)(1)(iv)的要求與FAR25-42修正案對(duì)應(yīng)的要求一致。

目前，F(xiàn)AA對(duì)于VMU的條款要求，加入了25-135修正案的相關(guān)內(nèi)容，在25.107(e)(1)(iv)中增加了對(duì)于受飛機(jī)幾何結(jié)構(gòu)(尾部擦地)限制的飛機(jī)，可降低離地速度VLOF相對(duì)于VMU的裕度的要求，即VLOF將不小于全發(fā)工作VMU的108%，且不小于按單發(fā)停車推重比確定的VMU的104%[4]。

3 最小離地速度的特征

FAA咨詢通告AC25-7D中對(duì)最小離地速度試驗(yàn)成功的判據(jù)根據(jù)飛機(jī)的最小離地速度的特點(diǎn)不同而要求不同[5]。一般情況下，運(yùn)輸類飛機(jī)最小離地速度的特點(diǎn)可由圖1的點(diǎn)來(lái)表示[6]。

圖1 運(yùn)輸類飛機(jī)最小離地速度與飛機(jī)升力系數(shù)的關(guān)系

第一種情況為：飛機(jī)在起飛達(dá)到圖1中A點(diǎn)的升力系數(shù)時(shí)，飛機(jī)的尾部還未擦地，若再繼續(xù)增大飛機(jī)迎角，飛機(jī)在離地前就已經(jīng)失速，則認(rèn)為該飛機(jī)的最小離地速度受失速限制。一般這種類型的飛機(jī)較少。

第二種情況為：飛機(jī)在起飛達(dá)到圖1中B點(diǎn)的升力系數(shù)時(shí)，飛機(jī)的尾部已經(jīng)擦地，俯仰姿態(tài)無(wú)法再繼續(xù)增大，則認(rèn)為該飛機(jī)的最小離地速度受幾何結(jié)構(gòu)(尾部擦地)限制?，F(xiàn)代民用運(yùn)輸機(jī)大多數(shù)屬于此種設(shè)計(jì)特征[7]。

第三種情況為：飛機(jī)在起飛達(dá)到圖1中C點(diǎn)的升力系數(shù)時(shí)，俯仰操縱已達(dá)到后止動(dòng)點(diǎn)，但飛機(jī)尾部還未觸地，也未達(dá)到最大升力系數(shù)，則認(rèn)為該飛機(jī)的最小離地速度受俯仰操縱權(quán)限限制。

4 最小離地速度的符合性方法

4.1 采用設(shè)計(jì)說明的符合性方法

需對(duì)飛機(jī)所對(duì)應(yīng)的最小離地速度的特征類別進(jìn)行說明，并綜合分析其它符合性方法的結(jié)果，給出對(duì)于條款的符合性說明。

4.2 采用分析/計(jì)算的符合性方法

在進(jìn)行最小離地速度的飛行試驗(yàn)前需開展的分析計(jì)算工作如下：

(1)由于最小離地速度需在飛機(jī)的整個(gè)推重比范圍內(nèi)確定，故需在飛行試驗(yàn)前計(jì)算飛機(jī)的最小離地速度和推重比的對(duì)應(yīng)關(guān)系。

一般情況下，VMU與推重比的關(guān)系可以用圖2來(lái)表示。圖2中，VSR為飛機(jī)的參考失速速度，OEI表示一發(fā)不工作，AEO表示全發(fā)工作。根據(jù)VMU的定義，飛機(jī)在不小于該速度時(shí)，必須安全離地和繼續(xù)起飛，因此最小推重比必須能夠滿足飛機(jī)二階段爬升梯度的要求。

圖2 最小離地速度與推重比的關(guān)系

(2)試飛前需根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)得到的飛機(jī)近地面的氣動(dòng)數(shù)據(jù)論證飛機(jī)的最小離地速度特征，為飛行試驗(yàn)成功的判據(jù)提供依據(jù)。

(3)由于最小離地速度試驗(yàn)時(shí)飛機(jī)一般裝有尾撬裝置，因此在試飛前需計(jì)算飛機(jī)安裝尾撬后能達(dá)到的最大俯仰姿態(tài)。

試飛后的計(jì)算分析包括：根據(jù)試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算模型校準(zhǔn)，并根據(jù)校準(zhǔn)后的模型進(jìn)行計(jì)算擴(kuò)展，得到申請(qǐng)選定的整個(gè)推重比范圍內(nèi)的VMU速度值。

4.3 采用飛行試驗(yàn)的符合性方法

4.3.1VMU試飛前的最小推重比驗(yàn)證

在開展VMU試驗(yàn)前，需驗(yàn)證通過計(jì)算分析得到的飛機(jī)最小推重比能夠滿足起飛階段爬升梯度的要求。以起飛第一階段和第二階段對(duì)應(yīng)的飛機(jī)構(gòu)型，在空中進(jìn)行對(duì)應(yīng)爬升梯度的驗(yàn)證。如果得到的爬升梯度大于規(guī)章中要求的爬升梯度，則認(rèn)為所選擇的最小推重比合理。

4.3.2VMU試飛

VMU的飛行試驗(yàn)需在不同的推重比下進(jìn)行。改變推重比一般有兩種方法：一是推力固定、改變飛機(jī)重量的方法，變飛機(jī)重量一般通過改變飛機(jī)起飛加油量的方式來(lái)實(shí)現(xiàn)；二是固定重量、改變發(fā)動(dòng)機(jī)推力的方法，即在試驗(yàn)過程中飛機(jī)建立大仰角姿態(tài)前，操作發(fā)動(dòng)機(jī)油門到特定位置，實(shí)現(xiàn)推重比的調(diào)整。第一種方法操作起來(lái)非常簡(jiǎn)便，但是一般不能完全覆蓋飛機(jī)的整個(gè)推重比范圍。目前，國(guó)內(nèi)外普遍采用的比較有效的方法是第二種方法，即變推力法。對(duì)于可變槳距的渦槳運(yùn)輸機(jī)，也可通過固定發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)，通過改變槳距的方式來(lái)改變螺旋槳產(chǎn)生的拉力。

由于在同樣推重比的條件下，前重心得到的離地速度相對(duì)于后重心大，為了得到更保守的結(jié)果，試驗(yàn)需在前重心條件下開展。

最小離地速度試飛是一種最高性能飛行試驗(yàn)機(jī)動(dòng)，飛機(jī)可能會(huì)在非常接近于最大升力系數(shù)的迎角下離地，試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)很高。因此，AC25-7D中指出：作為對(duì)于進(jìn)行單發(fā)不工作VMU試驗(yàn)的替代，申請(qǐng)人可進(jìn)行全發(fā)工作的VMU試驗(yàn)，前提是模擬或計(jì)及與實(shí)際單發(fā)不工作時(shí)的所有相關(guān)因素。一般應(yīng)至少包括：

(1)單發(fā)不工作范圍的推重比；

(2)操縱性(可能與單發(fā)不工作自由氣流試驗(yàn)有關(guān)，如VMCA等)；

(3)因使用橫向和航向操縱系統(tǒng)而引起的阻力增加；

(4)因使用橫向操縱的裝置(如機(jī)翼擾流板等)而引起的升力減小；

(5)任何其他系統(tǒng)或裝置的使用對(duì)操縱、阻力或升力帶來(lái)的不利影響。

為了計(jì)及所有相關(guān)因素的影響，可通過分析的方法調(diào)整最終的VMU試驗(yàn)值。

5 渦槳運(yùn)輸機(jī)最小離地速度審查關(guān)注點(diǎn)

5.1 關(guān)注與VMU密切相關(guān)的條款

由于VMU是制定起飛特征速度的基礎(chǔ)，因此所有的起飛特征速度相關(guān)的條款都與VMU密切相關(guān)[8]。VMU與起飛特征速度的關(guān)系可由圖3表示。

5.2 螺旋槳對(duì)推重比的影響

對(duì)于渦槳運(yùn)輸機(jī)，在進(jìn)行推重比的分析計(jì)算時(shí)，需考慮發(fā)動(dòng)機(jī)在工作時(shí)螺旋槳本身帶來(lái)的阻力和螺旋槳滑流帶來(lái)的阻力增量。

而對(duì)于單發(fā)不工作的情況，還需根據(jù)不工作發(fā)動(dòng)機(jī)的順槳功能正常與否，確定螺旋槳本身帶來(lái)的最小阻力和最大阻力。當(dāng)一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)停車順槳功能正常時(shí)，螺旋槳處于最小阻力位置；當(dāng)順槳功能失效時(shí)，螺旋槳處于最大阻力位置。計(jì)算分析時(shí)，兩種情況均需考慮。

另外，在單發(fā)不工作時(shí)，尤其對(duì)于同向旋轉(zhuǎn)的螺旋槳飛機(jī)而言，還需要比較大的額外的橫航向配平和操縱，由此也會(huì)增加飛機(jī)的阻力，在推重比的計(jì)算分析時(shí)需要考慮。

由于最小離地速度試飛的風(fēng)險(xiǎn)很高，為了降低試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)，AC 25-7D中明確指出：允許使用全發(fā)工作模擬一發(fā)不工作情況下的推重比[9]。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)。最小推重比確定得是否合理，關(guān)系到試飛的安全，必須高度重視。對(duì)于渦槳運(yùn)輸機(jī)，需高度關(guān)注螺旋槳對(duì)最小推重比的影響。

5.3 試驗(yàn)前對(duì)飛機(jī)最小離地速度特征的分析

在試驗(yàn)前開展渦槳運(yùn)輸機(jī)最小離地速度特點(diǎn)分析，需完成飛機(jī)模型帶動(dòng)力的近地面風(fēng)洞試驗(yàn)。在分析時(shí)，需根據(jù)近地面風(fēng)洞試驗(yàn)得到的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)，計(jì)及地面效應(yīng)和螺旋槳滑流的影響。

5.4 試飛改裝

在最小離地速度試飛時(shí)，試驗(yàn)成功的判據(jù)與飛機(jī)的尾部擦地與否以及擦地的時(shí)間有密切的關(guān)系。為了保護(hù)飛機(jī)的尾部結(jié)構(gòu)不受損傷，試驗(yàn)時(shí)通過在飛機(jī)尾部底部加裝尾橇裝置來(lái)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)尾部擦地。

由于尾橇在試驗(yàn)過程中與跑道進(jìn)行摩擦，熱量會(huì)急劇增加，冒出持續(xù)的火花，因此尾橇的設(shè)計(jì)必須滿足一定的技術(shù)要求后才能安裝在飛機(jī)上[7]，這在尾橇的改裝方案審查時(shí)需特別關(guān)注。

另外，由于尾橇裝置的安裝結(jié)構(gòu)在飛機(jī)內(nèi)部，會(huì)對(duì)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)產(chǎn)生影響，因此，必須在飛機(jī)設(shè)計(jì)階段根據(jù)飛機(jī)的設(shè)計(jì)特征來(lái)設(shè)計(jì)配套的尾橇裝置，對(duì)影響部位進(jìn)行結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析。

5.5 試驗(yàn)時(shí)機(jī)的選擇

為了保證試飛安全，在開展最小離地速度的試驗(yàn)前，需完成飛機(jī)的迎角和空速系統(tǒng)校準(zhǔn)，需完成失速速度試驗(yàn)、空中最小操縱速度試驗(yàn)和正常起飛試驗(yàn)。

即使已經(jīng)開展了以上這些試驗(yàn)，也應(yīng)針對(duì)最小離地速度的試飛進(jìn)行大量的模擬器訓(xùn)練后再開展實(shí)際的試飛工作，以確保試驗(yàn)的安全性和提高試驗(yàn)成功的概率。

5.6 試驗(yàn)點(diǎn)實(shí)施的順序

由于較小的推重比會(huì)增加飛機(jī)繼續(xù)起飛的難度，而較大的推重比也可能會(huì)使飛機(jī)提前離地。為了降低試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)，一般先選擇中間推重比開展試驗(yàn)，以確保飛機(jī)具有足夠的爬升能力和操縱安全性，隨后再逐漸增大或者降低推重比至最大或最小推重比。

5.7 試驗(yàn)成功的判據(jù)

試驗(yàn)成功判斷原則：如果試驗(yàn)過程中沒有發(fā)生飛機(jī)嚴(yán)重抖振或喪失操縱能力的特性，則認(rèn)為試驗(yàn)成功。

對(duì)于比較常見的VMU受飛機(jī)幾何結(jié)構(gòu)限制的飛機(jī)，在試驗(yàn)時(shí)飛機(jī)安全離地和飛離要求的一種可接受的方法是：在全發(fā)工作最小推重比條件下，需符合以下條件：

(1)飛機(jī)的后表面在96%～100%實(shí)際離地的速度范圍內(nèi)應(yīng)當(dāng)碰擦跑道。但考慮到試驗(yàn)是動(dòng)態(tài)的特點(diǎn)，在該速度范圍內(nèi)飛機(jī)有大約50%的時(shí)間碰擦跑道也是可以接受的。

(2)離地點(diǎn)之后至距起飛表面35ft高度，飛機(jī)的俯仰姿態(tài)不應(yīng)降到低于離地點(diǎn)的姿態(tài)，飛機(jī)的速度增大也不應(yīng)超過10%。

(3)自起飛始點(diǎn)至距起飛表面35ft高度之間的水平距離，不應(yīng)當(dāng)超過按25.113(a)(2)確定但尚未經(jīng)115%系數(shù)修正之距離的105%。

5.8 試驗(yàn)重心偏離的修正

對(duì)于重心不能配至前極限的飛機(jī)或者飛機(jī)起飛受俯仰操縱權(quán)限限制，在重心前極限狀態(tài)時(shí)不能達(dá)到最大的俯仰姿態(tài)，可允許選擇稍微靠后的重心位置開展試驗(yàn)，但是重心不能處于允差范圍之外(運(yùn)輸類飛機(jī)規(guī)定試驗(yàn)允差范圍為±7%)。如果超出允差范圍，必須對(duì)結(jié)果進(jìn)行重心修正?？筛鶕?jù)式(1)將試驗(yàn)時(shí)升力系數(shù)換算至標(biāo)準(zhǔn)的重心位置。

(1)

式中，CLMU_S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)；CLMU_R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)；MAC為飛機(jī)平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)；LH為平尾力臂；CGS為標(biāo)準(zhǔn)重心位置；CGR為實(shí)際重心位置。

5.9 試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)管控

VMU試驗(yàn)具有高難度和高風(fēng)險(xiǎn)的特點(diǎn)，因?yàn)椋?/p>

(1)試驗(yàn)時(shí)飛機(jī)很難建立穩(wěn)定的尾橇擦地姿態(tài)。

(2)飛機(jī)在大姿態(tài)角建立了穩(wěn)定的擦地姿態(tài)后，試飛員幾乎看不到跑道，很難保持飛機(jī)姿態(tài)和方向。

(3)由于試驗(yàn)時(shí)既要保證飛機(jī)的大姿態(tài)角狀態(tài)，又不能因飛機(jī)尾部擦地而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)損壞，從以往的經(jīng)驗(yàn)來(lái)看，試驗(yàn)成功率很低。國(guó)外相關(guān)民機(jī)首次試飛該科目就導(dǎo)致機(jī)尾損壞。

試驗(yàn)前需對(duì)影響試驗(yàn)的相關(guān)因素進(jìn)行充分分析，包括對(duì)飛機(jī)失速告警系統(tǒng)、迎角限制器以及推桿器使用的評(píng)估，確保試驗(yàn)的安全性和成功率。

為了降低試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)和提高試驗(yàn)成功的概率，試驗(yàn)前需開展充分的模擬器演練飛行。同時(shí)，還應(yīng)根據(jù)試驗(yàn)可能產(chǎn)生的風(fēng)險(xiǎn)后果，對(duì)試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)預(yù)案進(jìn)行評(píng)估，并按照《航空器型號(hào)合格審定試飛安全計(jì)劃》(AP-21-AA-2014-31R1)中規(guī)定的試飛風(fēng)險(xiǎn)管理程序來(lái)控制風(fēng)險(xiǎn)。

6 渦槳運(yùn)輸機(jī)最小離地速度審查風(fēng)險(xiǎn)點(diǎn)

6.1 最小推重比

VMU試飛需覆蓋整個(gè)推重比范圍，一般在小推重比時(shí)得到的VMU會(huì)更保守。也就是說，在最小推重比時(shí)確定的VMU對(duì)飛機(jī)的使用最安全。

對(duì)于渦槳運(yùn)輸機(jī)而言，在推重比的確定時(shí)需考慮的因素相對(duì)于其他類型運(yùn)輸機(jī)較多，如果在最小推重比的確定時(shí)對(duì)影響因素考慮不全面或者分析不充分，就會(huì)導(dǎo)致給出的飛機(jī)的最小推重比不準(zhǔn)確，出現(xiàn)偏大或偏小的情況。采用偏大的最小推重比開展的飛行試驗(yàn)，得到的VMU相對(duì)較小，不是最安全的VMU；而采用偏小的最小推重比開展飛行試驗(yàn)，可以得到一個(gè)較大的VMU，但是卻會(huì)導(dǎo)致試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)的疊加。因此，最小推重比的確定要慎之又慎。

6.2 尾橇的改裝

在尾橇的改裝審查時(shí)，需特別關(guān)注尾橇的改裝設(shè)計(jì)。尾橇在改裝設(shè)計(jì)時(shí)必須至少考慮以下因素：

應(yīng)能有效保護(hù)試驗(yàn)中飛機(jī)可能與地面摩擦的區(qū)域，且能避免機(jī)體與跑道的硬性撞擊而損傷機(jī)體；

所選的材料應(yīng)耐磨性好且具有阻燃特性[10]；

尾橇上易損壞的零部件應(yīng)便于更換；

尾橇與跑道的接觸面應(yīng)平滑；

尾橇與機(jī)體銜接處要牢靠，以防止脫落的零部件損傷飛機(jī)結(jié)構(gòu)，或遺留在跑道上;

飛機(jī)安裝尾橇后應(yīng)確保最大俯仰角的減小量盡可能小(一般不超過0.5°)；

尾橇應(yīng)能給飛行員提供準(zhǔn)確、連續(xù)的預(yù)觸地信號(hào)和觸地信號(hào)。

如果以上因素考慮不全面，就會(huì)增加試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)，甚至導(dǎo)致試驗(yàn)結(jié)果不準(zhǔn)確或試驗(yàn)無(wú)效。

6.3 試驗(yàn)方法

由于試驗(yàn)時(shí)要求飛機(jī)在盡可能接近最大升力系數(shù)時(shí)使飛機(jī)離地，且飛機(jī)的俯仰角需在機(jī)動(dòng)期間保持穩(wěn)定，這對(duì)試飛員的駕駛技術(shù)提出了很高的要求，因此需要在試飛方法的制定時(shí)給出詳細(xì)的駕駛操作要求，應(yīng)至少包括對(duì)駕駛員動(dòng)作的詳細(xì)描述、機(jī)組之間的配合要求、試驗(yàn)過程中異常情況的處置方法等信息。

7 結(jié)束語(yǔ)

本文根據(jù)運(yùn)輸類適航規(guī)章對(duì)于最小離地速度的要求，對(duì)最小離地速度的特點(diǎn)進(jìn)行了分類，根據(jù)渦槳運(yùn)輸機(jī)動(dòng)力裝置的特點(diǎn)，給出了渦槳運(yùn)輸機(jī)最小離地速度的符合性方法，并對(duì)該速度審查時(shí)的關(guān)注點(diǎn)和風(fēng)險(xiǎn)點(diǎn)進(jìn)行了詳盡分析，為渦槳運(yùn)輸機(jī)最小離地速度的適航審查提供了很好的參考。但由于本文篇幅有限，文中未對(duì)試飛方法和試飛數(shù)據(jù)處理方法進(jìn)行詳細(xì)描述，后續(xù)可繼續(xù)開展該方面的研究。