蔣啟登

(中國飛行試驗研究院，西安710089)

陸基飛機大下沉速度著陸試驗[1]是考核起落架結構強度剛度及其緩沖系統功能的重要試飛科目之一，也是飛機起落架及其相關支撐結構設計的驗證內容.

飛機進場著陸是飛行狀態(tài)迅速改變的非定常運動，受裝載與構型、地面效應、大氣條件、跑道狀況、艙內儀表以及飛行操縱等諸多因素影響.數年來的國內外軍民用飛機飛行經驗表明:該階段是飛行時間最短、飛行員最為關注、操縱動作最為復雜、儀表監(jiān)控不可用的階段，也是飛行事故多發(fā)的關鍵階段[2－3].鑒于上述情況，通常大下沉速度著陸試驗比正常著陸更具復雜性和危險性，加之工程經驗不足，在以往著陸試驗中，能夠嚴格達到飛機大下沉速度著陸試驗下的起落架強度剛度考核的，為數極少.

為了客觀評價起落架結構系統是否具有足夠強度承受著陸沖擊載荷和足夠剛度抵抗有害變形以及是否具有足夠的能力吸收和消散飛機著陸時垂向運動動能，需要進行大下沉速度著陸試驗驗證.

按照文獻[4]要求，除陸基教練機外的陸基飛機在設計著陸重量下使用下沉速度為3 m/s.文獻[1]要求，著陸試驗必須以各種著陸速度、下沉速度和總重的組合進行，至少有一次著陸試驗，應以不小于80%的最大著陸下沉速度進行[5－6].在上述3個著陸試驗參數中，著陸總重和著陸速度易于調整和控制，而著陸下沉速度非常難于飛行操縱控制實現.

本文從飛機飛行著陸機理與起落架著陸受載方面入手，通過研究并運用平飛飄落接地和直線下滑接地等著陸飛行操縱技術以及多架次的著陸試驗訓練進行操縱經驗累積和迭代反饋等技術，在某型機試飛中實測最大著陸下沉速度達規(guī)定值，起落架緩沖器壓縮和起落架受載及應力水平都達到了嚴重狀態(tài)，實現了該型飛機起落架強度剛度和緩沖性能的嚴格考核與評價.據此形成的方法與技術可用于其他陸基固定翼飛機起落架載荷與強度試飛.

1 著陸原理

飛機著陸觸地時，起落架緩沖系統(包括緩沖器和輪胎)吸收和消散飛機垂向運動動能，減輕對飛機機體結構、機上設備以及乘員的沖擊載荷，同時由于摩擦作用，地面施加給機輪的摩擦力沿起落架傳給機體，摩擦力做功以彈性勢能形式儲存于起落架結構變形中，隨后起落架和機體沿航向和側向振蕩，產生慣性力，并消散結構變形能.這一過程稱為飛機著陸撞擊，其時長通常維持在0.6～0.9 s之間.

正如引言所述，飛機進場著陸受諸多因素影響，起落架受載同樣受上述因素影響.但從著陸試驗目的、試飛安全與質量控制等角度出發(fā)，忽略一些次要因素后更有利于問題的分析和解決.通常，在無側風、無側滑、坡度較小的情況下，飛行員相對容易操縱飛機實現大下沉速度著陸.飛機對稱著陸時，起落架受載主要受著陸重量、下沉速度、接地速度、跑道表面等影響.

忽略飛機橫側向運動后，飛機著陸過程是典型的鉛垂面內對稱機動飛行過程[7－8]，通常分為:下(降)滑、拉平、平飛減速、飄落觸地和地面滑跑等階段，而實際著陸過程可為3種典型的飛行軌跡:直線下滑接地(細實線)、下滑拉飄接地(虛線)和平飛飄落接地(點劃線)，如圖1所示.

圖1 典型的飛機著陸飛行軌跡(單位:m)

飛機進場對稱著陸飛行過程中，通常保持航向角為常數，坡度為0.作用于飛機上的力有:

升力L、氣動阻力D、重力G、發(fā)動機推力T.飛機飛行狀態(tài)與受力情況如圖2所示.對于正常布局飛機而言，飛機發(fā)動機安裝角φ很小，可認為cosφ=1，sinφ=0.此外，進場下滑角γ通常較小，近似有cosγ=1.

圖2 飛機進場對稱著陸時飛行狀態(tài)與受力情況

飛機進場后，通常先帶推力進行下降，通過操縱油門桿和駕駛桿，飛行員可以改變飛行速度V和下滑角γ，以滿足著陸接地速度和姿態(tài)要求，隨后當飛機下降至安全高度15 m時，開始無推力定常穩(wěn)定直線下滑飛行.此時，飛機的升力L和下沉速度Vz之間滿足如下關系[8－9]:

由式(1)和式(2)可導出著陸下沉速度Vz滿足:

由式(3)可知:①升力系數CL越小，則下沉速度越大;②近地飛行時，地效使飛機升力系數CL增大，不利于大下沉速度著陸;③翼載G/S越大，則飛機下沉速度越大;④場溫升高，著陸道面附近大氣密度ρ減小，則下沉速度也將增大;⑤著陸航跡角γ越大，則下沉速度越大.

在某一機場上氣溫相對穩(wěn)定的時段內，對特定著陸構型與著陸重量的具體飛機而言，可以認為大氣密度ρ和翼載G/S基本保持不變，在忽略地效影響后，飛機近地飛行時的升力系數CL也可視為恒值.于是，定義常量k為

在γ通常較小情況下，式(3)有如下的簡易表達式:

式(5)表明，在忽略掉許多因素僅有細微變化的前提下，飛機著陸下沉速度與著陸航跡角呈正比關系.

就前面所討論的飛機進場對稱著陸而言，式(3)和式(5)基本成立，適用于飛機接地前的著陸過程.而要得到既定的下沉速度，關鍵在于接地前的短暫時間內如何操縱飛機確保達到對應下沉速度所要求的航跡角γ，而γ與迎角α和俯仰角θ之間存在如下關系:

式(5)和式(6)表明，對于陸基飛機慢車狀態(tài)或無推力下滑對稱著陸，在調整好進場速度V后，只要精確控制縱向駕駛桿，適時適度調整飛機的迎角和俯仰姿態(tài)，力求達到要求的接地航跡角γ，從而實現既定下沉速度Vz著陸.

2 操縱方法

基于前述理論分析，下面著重討論3種運動軌跡對應的飛機著陸運動特點與操縱方法.

2.1 直線下滑接地

所謂直線下滑，指飛機軌跡為一條斜著下降直至接地的直線，下滑航跡角基本為固定值.飛行中，采用固定的下滑航跡角沿著固定下滑道進行直線下滑，通過小幅拉回桿，穩(wěn)定控制飛機的迎角和俯仰姿態(tài)以實現大下沉速度著陸.當下滑到飛機距地4～8 m時，要適當加快拉回桿頻率，增大拉桿量，減小回桿量，以期建立適當的接地俯仰角，防止飛機前起先于主起接地或尾部擦地.這種方法，要求飛行員具有較強的下滑速度和下滑角控制能力，稍有不慎，飛機容易超越下沉速度包線而著陸.

2.2 下滑拉飄接地

無推力下滑后的拉飄接地，是指在剛剛拉平后飛機主輪立即接地著陸.

拉飄接地(或拉平)有3個特點:下降速度逐漸減小，航跡角顯著減小并趨于0，拉飄接地期間伴隨著飛行高度下降.由式(5)可知，下滑拉飄接地難于實現大下沉速度著陸.

拉平與拉飄接地的主要區(qū)別在于拉平需在更高的高度上就開始拉平機動，拉平后飛機距地面還應有一定的高度才能保持平飛[10].拉平后的平飛有兩個目的:①減小飛行速度以滿足接地速度要求;②降低飛行高度為后續(xù)低高度飄落作準備.

2.3 平飛飄落接地

拉平后的平飛減速期間，當升力不足以克服重力時，飛機將開始弧線飄落接地.飄落期間，飛機航跡角逐漸增大.

飛行時，當飛機距地1～3 m的高度平飛減速后開始飄落(飛行員感覺下沉)時，首先迅速中等幅度拉桿并短暫保持，再快速回桿或小幅推桿，如此反復操作幾個循環(huán)，以期逐步穩(wěn)定地建立大的接地迎角，同時逐漸增大航跡角，并伴隨著飛行速度小幅減小，然后回桿至中立位置減小迎角，從而迅速減小升力，使飛機以部分失重狀態(tài)而飄落接地.接地前應迅速適度拉桿建立合適的俯仰角，防止磕碰前輪，也便于后續(xù)滑跑時迎風減速.

以上主要討論了式(4)中k值基本不變時的飛機著陸操縱.當影響k值的諸因素有變化時，對著陸操縱也有一定的影響.為了實現大下沉速度對稱著陸:

1)當飛機構型變化或地效導致飛機升力系數變化時，著陸期間俯仰操縱的幅度和周期應適當調整.若升力系數增大，則拉回桿的幅度應增大，操縱周期延長，拉桿保持時間加長，反之亦然.

2)當飛機翼載G/S和場溫變化時，著陸期間的俯仰操縱也應隨之調整.當場溫升高或翼載增大時，則拉回桿的幅度應減小，操縱動作加快，拉桿保持時間縮短，反之亦然.

鑒于著陸試驗的復雜性和高風險性以及過程的短暫性，操縱時需要快速地對飛行高度、速度、尤其迎角和俯仰角等參數以及跑道環(huán)境進行目視循環(huán)掃描與變化趨勢預計，并迅速作出操縱時機、操縱量、操縱頻率等要素的正確判斷并即刻付諸行動[11].這對缺乏此類試驗操縱方法和經驗的飛行員來說，具有相當大的難度，還需要有針對性的模擬器訓練和實際飛行訓練.

3 實例與結果

為了對上述方法進行試驗驗證，在近地正側風小于2 m/s和能見度大于5 km的氣象條件下，某型機起落架強度試飛采用3種操縱方法進行著陸試驗，在正式試驗之前特地進行了一定次數的著陸試驗訓練，將不同操縱方法的訓練效果和試驗結果及時向飛行員予以數據曲線反饋，以便高效地進行飛行操縱技術修正和提高.

利用機載測試設備與跑道邊上架設的高速攝影設備等測量給出飛機飛行高度H、速度V、操縱位移de、下滑航跡角γ及著陸下沉速度Vz等參數.某型飛機著陸試驗主要飛行參數的典型時間歷程曲線見圖3.

圖3 某飛機大下沉速度著陸試驗典型歷程曲線

比較圖3a和圖3b可以看出，飛機從安全高度開始下滑直至接地的過程中[12]:

1)直線下滑接地和平飛飄落接地兩種操縱方法得到的飛行速度V變化規(guī)律并無大的差異，而高度H變化明顯不同，后者存在著拉平后的平飛段;

2)兩種操縱方法對應的駕駛桿縱向位移有明顯區(qū)別，下滑前半段差異不明顯，后半段顯然各異，直線下滑接地拉桿操縱幅度變化小，操縱頻率快，桿位移穩(wěn)步增大，而后者縱向操縱幅度變化大，操縱頻率慢;

3)前者可以穩(wěn)定地控制迎角和俯仰角以便得到既定接地航跡角，后者在平飄過程中改變迎角和俯仰角，以便接地時得到期望的航跡角;

4)直線下滑接地操縱對應的飛機升降速度和下滑角相對較為穩(wěn)定，直至接地前開始有所減小，而平飛飄落接地操縱在平飄前拉平過程中，升降速度和下滑角迅速減小幾乎至0，平飄后期拉桿量減小，飛機速度和迎角減小，升力小于重力，飛機加速下降，升降速度和下滑角均增大，下降中向后拉桿以建立接地迎角和姿態(tài)，隨后飛機迅速接地.

對所有著陸試驗的相關參數進行統計，得到表1和圖4所示結果.

表1 某型機著陸試驗狀態(tài)與參數統計

圖4 某飛機Vz與γ的統計線性關系

據表1可以看出，通過多次著陸訓練可以逐漸增大下沉速度，但盡管如此，下滑拉飄接地還是無法實現大下沉速度著陸，而飛行員甲和丁分別采用直線下滑接地和平飛飄落接地方法進行多次訓練或專飛，下沉速度明顯增大.另外，飛行員的操縱偏好對著陸下沉速度也有影響.圖4為統計得到的著陸下沉速度與接地航跡角的線性擬合關系.據表1和圖4可知，接地速度對下沉速度影響較小，接地航跡角對其影響較大，航跡角增加，則下沉速度增大，圖4給出的數據統計規(guī)律與式(5)的理論分析結果相一致.

對所有實測試驗數據進行統計分析，得到最大下沉速度為2.47 m/s，是采用平飛飄落接地法得到的，該狀態(tài)下起落架結構關鍵點的應力也是最為嚴重的，約為材料屈服應力的74%，而訓練期間采用直線下滑和下滑拉飄得到的最大下沉速度分別為1.73 m/s和0.36 m/s.整個試驗期間，直線下滑、下滑拉飄和平飛飄落3種操縱方法得到平均下沉速度分別為 1.46，0.25 和 1.89 m/s.顯然，直線下滑和平飛飄落易于實現飛機大下沉速度著陸，這與前面的理論分析相吻合.

綜上所述，兩種方法均是通過飛機縱向操縱改變飛機的迎角和俯仰角，最終得到較大的接地航跡角從而實現大下沉速度著陸，接地后都需適度回桿以防飛機尾部觸地，但在接地前的縱向操縱過程有明顯差異:采用直線下滑法接地時，在安全高度以上調整好要求的飛行速度后，需要高頻小幅縱向操縱，以便穩(wěn)定達到并基本恒定地保持預期的迎角和俯仰角，飛機沿固定下滑道以穩(wěn)定的升降速度下降直至接地;而采用平飛飄落接地時，在適當高度拉平后，需要低頻中幅縱向操縱，以便平飛減速使飛機升力小于重力實現飛機飄落下沉，飄落時仍需大幅拉桿以便增阻減速并建立著陸迎角和俯仰角，得到預期的接地航跡角.

4 結束語

本文將著陸下沉速度作為最關鍵的主控參數進行陸基飛機著陸試驗，通過理論分析提出采用縱向操縱改變由迎角和俯仰角共同確定的航跡角實現既定下沉速度對稱著陸，并針對性地給出了兩種切實可行的著陸操縱方法.工程應用表明，給出的試飛方法和大下沉速度著陸駕駛技術可以安全高效地實現陸基飛機著陸試驗下的起落架緩沖性能、強度與剛度驗證考核.這些方法和經驗可用于陸基固定翼飛機起落架載荷與強度試飛，對其他固定翼飛機試飛也有重要參考價值.

References)

[1]GJB67 10—85軍用飛機強度和剛度規(guī)范:飛行試驗[S]GJB67 10—85 Military airplane strength and rigidity specification:flight test[S](in Chinese)

[2]Evans J K.An application of CICCT accident categories to aviation accidents in 1988—2004[R].NASA/CR-2007-214888，2007

[3]呂海波.飛機下降和進近中的安全管理[J].成都航空職業(yè)技術學院，2010，26(4):43 －46

Lü Haibo.Safty Management during aircraft landing and approaching[J].Journal of Chendu Aeronautic Vocational and Technical College，2010，26(4):43 －46(in Chinese)

[4]GJB67 4—85軍用飛機強度和剛度規(guī)范:地面載荷[S]GJB67 4—85 Military airplane strength and rigidity specification:ground loads[S](in Chinese)

[5]崔俊華，聶宏，張明，等.艦載機起落架緩沖器性能設計優(yōu)化[J].計算機輔助工程，2011，20(1):88 －93

Cui Junhua，Nie Hong，Zhang Ming，et al.Design optimization on shock absorbing performance of carrier-based aircraft landing gear[J].Computer Aided Engineering，2011，20(1):88 －93(in Chinese)

[6]李波，沈航.飛機著陸下沉速度最大值的確定方法[J].應用力學學報，2008，25(1):3 －5

Li Bo，Shen Hang.Determination to maximum aircraft sinking speed[J].Chinese Journal of Applied Mechanics，2008，25(1):3－5(in Chinese)

[7]方振平.飛機飛行動力學[M].北京:北京航空航天大學出版社，2005:26－29

Fang Zhenping.Aircraft flight dynamics[M].Beijing:Beihang University Press，2005:26 －29(in Chinese)

[8]MIL-F-8785C Flying qualities of piloted airplanes[S]

[9]王黎靜，郭奮飛，何雪麗，等.大型客機飛行員操作程序綜合評價[J].北京航空航天大學學報，2010，36(11):1266 －1270

Wang Lijing，Guo Fenfei，He Xueli，et al.Comprehensive evaluation of pilot operation procedures for commercial airliner[J].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2010，36(11):1266 －1270(in Chinese)

[10]Heffley R K.Closed loop analysis of manual flare and landing[R].AIAA 74-834，1974

[11]Ryota Mori，Shiji Suzuki.Opimization of neural network modeling for human landing control analysis[R].AIAA 2007-2843，2007

[12]于瑩簫，趙偉.飛機著陸操縱指令模型設計與仿真[J].飛機設計，2010，30(5):39 －41

Yu Yingxiao，Zhao Wei.Design and simulation of landing control instruction model of aircraft[J].Aircraft Design，2010，30(5):39－41(in Chinese)