張妙嬋

(中國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，是飛機能夠安全離地并繼續(xù)起飛的最小速度。中國民用航空規(guī)章CCAR-25-R4的25.107要求飛機的抬前輪速度必須依據(jù)VMU來制定[1]，VMU也與其他起飛特征速度相關，因此，VMU的確定對運輸類飛機起飛速度的制定和起飛安全性評估具有非常重要的意義。

目前，對最小離地速度的研究中，研究對象多為渦扇飛機，研究內(nèi)容主要集中在飛行試驗方法方面，而相關的咨詢通告也僅局限于對于飛行試驗的要求。針對渦槳運輸機的最小離地速度審定方面的研究甚少，尤其是對符合性方法的系統(tǒng)性研究以及適航審查關注點的研究更少，缺乏相關的指導材料。

本文從運輸類飛機最小離地速度的適航條款出發(fā)，分析了條款的演變過程，總結了渦槳運輸機對該條款的符合性方法，重點給出了渦槳運輸機在該條款審查時的要點和風險點。

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，飛機在不小于該速度時，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)失效情況申請選定，并沒有對推重比范圍提出要求。在25.107(e)(1)(iv)中對起飛抬前輪速度VR與VMU的關系進行了要求，在制定VR時，需考慮飛機在實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號修正案，針對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。修訂后的條款，在FAR25.107(d)中取消了對于全發(fā)工作和單發(fā)失效的要求，取而代之的是對VMU選定時推重比的范圍要求，即需覆蓋整個推重比范圍。修改后的FAR25.107(e)(1)(iv)中將原來“單發(fā)失效情況”替換為“單發(fā)停車推重比”。現(xiàn)行有效的CCAR25.107(d)和25.107(e)(1)(iv)的要求與FAR25-42修正案對應的要求一致。

目前，F(xiàn)AA對于VMU的條款要求，加入了25-135修正案的相關內(nèi)容，在25.107(e)(1)(iv)中增加了對于受飛機幾何結構(尾部擦地)限制的飛機，可降低離地速度VLOF相對于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中對最小離地速度試驗成功的判據(jù)根據(jù)飛機的最小離地速度的特點不同而要求不同[5]。一般情況下，運輸類飛機最小離地速度的特點可由圖1的點來表示[6]。

圖1 運輸類飛機最小離地速度與飛機升力系數(shù)的關系

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

第二種情況為：飛機在起飛達到圖1中B點的升力系數(shù)時，飛機的尾部已經(jīng)擦地，俯仰姿態(tài)無法再繼續(xù)增大，則認為該飛機的最小離地速度受幾何結構(尾部擦地)限制。現(xiàn)代民用運輸機大多數(shù)屬于此種設計特征[7]。

第三種情況為：飛機在起飛達到圖1中C點的升力系數(shù)時，俯仰操縱已達到后止動點，但飛機尾部還未觸地，也未達到最大升力系數(shù)，則認為該飛機的最小離地速度受俯仰操縱權限限制。

4 最小離地速度的符合性方法

4.1 采用設計說明的符合性方法

需對飛機所對應的最小離地速度的特征類別進行說明，并綜合分析其它符合性方法的結果，給出對于條款的符合性說明。

4.2 采用分析/計算的符合性方法

在進行最小離地速度的飛行試驗前需開展的分析計算工作如下：

(1)由于最小離地速度需在飛機的整個推重比范圍內(nèi)確定，故需在飛行試驗前計算飛機的最小離地速度和推重比的對應關系。

一般情況下，VMU與推重比的關系可以用圖2來表示。圖2中，VSR為飛機的參考失速速度，OEI表示一發(fā)不工作，AEO表示全發(fā)工作。根據(jù)VMU的定義，飛機在不小于該速度時，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二階段爬升梯度的要求。

圖2 最小離地速度與推重比的關系

(2)試飛前需根據(jù)風洞試驗得到的飛機近地面的氣動數(shù)據(jù)論證飛機的最小離地速度特征，為飛行試驗成功的判據(jù)提供依據(jù)。

(3)由于最小離地速度試驗時飛機一般裝有尾撬裝置，因此在試飛前需計算飛機安裝尾撬后能達到的最大俯仰姿態(tài)。

試飛后的計算分析包括：根據(jù)試飛數(shù)據(jù)進行計算模型校準，并根據(jù)校準后的模型進行計算擴展，得到申請選定的整個推重比范圍內(nèi)的VMU速度值。

4.3 采用飛行試驗的符合性方法

4.3.1VMU試飛前的最小推重比驗證

在開展VMU試驗前，需驗證通過計算分析得到的飛機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應的飛機構型，在空中進行對應爬升梯度的驗證。如果得到的爬升梯度大于規(guī)章中要求的爬升梯度，則認為所選擇的最小推重比合理。

4.3.2VMU試飛

VMU的飛行試驗需在不同的推重比下進行。改變推重比一般有兩種方法：一是推力固定、改變飛機重量的方法，變飛機重量一般通過改變飛機起飛加油量的方式來實現(xiàn)；二是固定重量、改變發(fā)動機推力的方法，即在試驗過程中飛機建立大仰角姿態(tài)前，操作發(fā)動機油門到特定位置，實現(xiàn)推重比的調(diào)整。第一種方法操作起來非常簡便，但是一般不能完全覆蓋飛機的整個推重比范圍。目前，國內(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。對于可變槳距的渦槳運輸機，也可通過固定發(fā)動機狀態(tài)，通過改變槳距的方式來改變螺旋槳產(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于后重心大，為了得到更保守的結果，試驗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機動，飛機可能會在非常接近于最大升力系數(shù)的迎角下離地，試驗的風險很高。因此，AC25-7D中指出：作為對于進行單發(fā)不工作VMU試驗的替代，申請人可進行全發(fā)工作的VMU試驗，前提是模擬或計及與實際單發(fā)不工作時的所有相關因素。一般應至少包括：

(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有關，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(如機翼擾流板等)而引起的升力減??；

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

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

5 渦槳運輸機最小離地速度審查關注點

5.1 關注與VMU密切相關的條款

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

5.2 螺旋槳對推重比的影響

對于渦槳運輸機，在進行推重比的分析計算時，需考慮發(fā)動機在工作時螺旋槳本身帶來的阻力和螺旋槳滑流帶來的阻力增量。

而對于單發(fā)不工作的情況，還需根據(jù)不工作發(fā)動機的順槳功能正常與否，確定螺旋槳本身帶來的最小阻力和最大阻力。當一臺發(fā)動機停車順槳功能正常時，螺旋槳處于最小阻力位置；當順槳功能失效時，螺旋槳處于最大阻力位置。計算分析時，兩種情況均需考慮。

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

由于最小離地速度試飛的風險很高，為了降低試驗的風險，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險。最小推重比確定得是否合理，關系到試飛的安全，必須高度重視。對于渦槳運輸機，需高度關注螺旋槳對最小推重比的影響。

5.3 試驗前對飛機最小離地速度特征的分析

在試驗前開展渦槳運輸機最小離地速度特點分析，需完成飛機模型帶動力的近地面風洞試驗。在分析時，需根據(jù)近地面風洞試驗得到的氣動特性數(shù)據(jù)，計及地面效應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，試驗成功的判據(jù)與飛機的尾部擦地與否以及擦地的時間有密切的關系。為了保護飛機的尾部結構不受損傷，試驗時通過在飛機尾部底部加裝尾橇裝置來實現(xiàn)飛機尾部擦地。

由于尾橇在試驗過程中與跑道進行摩擦，熱量會急劇增加，冒出持續(xù)的火花，因此尾橇的設計必須滿足一定的技術要求后才能安裝在飛機上[7]，這在尾橇的改裝方案審查時需特別關注。

另外，由于尾橇裝置的安裝結構在飛機內(nèi)部，會對飛機的結構產(chǎn)生影響，因此，必須在飛機設計階段根據(jù)飛機的設計特征來設計配套的尾橇裝置，對影響部位進行結構強度分析。

5.5 試驗時機的選擇

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

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

5.6 試驗點實施的順序

由于較小的推重比會增加飛機繼續(xù)起飛的難度，而較大的推重比也可能會使飛機提前離地。為了降低試驗的風險，一般先選擇中間推重比開展試驗，以確保飛機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 試驗成功的判據(jù)

試驗成功判斷原則：如果試驗過程中沒有發(fā)生飛機嚴重抖振或喪失操縱能力的特性，則認為試驗成功。

對于比較常見的VMU受飛機幾何結構限制的飛機，在試驗時飛機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)飛機的后表面在96%～100%實際離地的速度范圍內(nèi)應當碰擦跑道。但考慮到試驗是動態(tài)的特點，在該速度范圍內(nèi)飛機有大約50%的時間碰擦跑道也是可以接受的。

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

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

5.8 試驗重心偏離的修正

對于重心不能配至前極限的飛機或者飛機起飛受俯仰操縱權限限制，在重心前極限狀態(tài)時不能達到最大的俯仰姿態(tài)，可允許選擇稍微靠后的重心位置開展試驗，但是重心不能處于允差范圍之外(運輸類飛機規(guī)定試驗允差范圍為±7%)。如果超出允差范圍，必須對結果進行重心修正。可根據(jù)式(1)將試驗時升力系數(shù)換算至標準的重心位置。

(1)

式中，CLMU_S為修正到標準重心位置的最小離地速度對應的升力系數(shù)；CLMU_R為試驗重心時的最小離地速度對應的升力系數(shù)；MAC為飛機平均氣動弦長；LH為平尾力臂；CGS為標準重心位置；CGR為實際重心位置。

5.9 試驗的風險管控

VMU試驗具有高難度和高風險的特點，因為：

(1)試驗時飛機很難建立穩(wěn)定的尾橇擦地姿態(tài)。

(2)飛機在大姿態(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，很難保持飛機姿態(tài)和方向。

(3)由于試驗時既要保證飛機的大姿態(tài)角狀態(tài)，又不能因飛機尾部擦地而導致結構損壞，從以往的經(jīng)驗來看，試驗成功率很低。國外相關民機首次試飛該科目就導致機尾損壞。

試驗前需對影響試驗的相關因素進行充分分析，包括對飛機失速告警系統(tǒng)、迎角限制器以及推桿器使用的評估，確保試驗的安全性和成功率。

為了降低試驗的風險和提高試驗成功的概率，試驗前需開展充分的模擬器演練飛行。同時，還應根據(jù)試驗可能產(chǎn)生的風險后果，對試驗的風險預案進行評估，并按照《航空器型號合格審定試飛安全計劃》(AP-21-AA-2014-31R1)中規(guī)定的試飛風險管理程序來控制風險。

6 渦槳運輸機最小離地速度審查風險點

6.1 最小推重比

VMU試飛需覆蓋整個推重比范圍，一般在小推重比時得到的VMU會更保守。也就是說，在最小推重比時確定的VMU對飛機的使用最安全。

對于渦槳運輸機而言，在推重比的確定時需考慮的因素相對于其他類型運輸機較多，如果在最小推重比的確定時對影響因素考慮不全面或者分析不充分，就會導致給出的飛機的最小推重比不準確，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，得到的VMU相對較小，不是最安全的VMU；而采用偏小的最小推重比開展飛行試驗，可以得到一個較大的VMU，但是卻會導致試驗風險的疊加。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，需特別關注尾橇的改裝設計。尾橇在改裝設計時必須至少考慮以下因素：

應能有效保護試驗中飛機可能與地面摩擦的區(qū)域，且能避免機體與跑道的硬性撞擊而損傷機體；

所選的材料應耐磨性好且具有阻燃特性[10]；

尾橇上易損壞的零部件應便于更換；

尾橇與跑道的接觸面應平滑；

尾橇與機體銜接處要牢靠，以防止脫落的零部件損傷飛機結構，或遺留在跑道上;

飛機安裝尾橇后應確保最大俯仰角的減小量盡可能小(一般不超過0.5°)；

尾橇應能給飛行員提供準確、連續(xù)的預觸地信號和觸地信號。

如果以上因素考慮不全面，就會增加試驗的風險，甚至導致試驗結果不準確或試驗無效。

6.3 試驗方法

由于試驗時要求飛機在盡可能接近最大升力系數(shù)時使飛機離地，且飛機的俯仰角需在機動期間保持穩(wěn)定，這對試飛員的駕駛技術提出了很高的要求，因此需要在試飛方法的制定時給出詳細的駕駛操作要求，應至少包括對駕駛員動作的詳細描述、機組之間的配合要求、試驗過程中異常情況的處置方法等信息。

7 結束語

本文根據(jù)運輸類適航規(guī)章對于最小離地速度的要求，對最小離地速度的特點進行了分類，根據(jù)渦槳運輸機動力裝置的特點，給出了渦槳運輸機最小離地速度的符合性方法，并對該速度審查時的關注點和風險點進行了詳盡分析，為渦槳運輸機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，文中未對試飛方法和試飛數(shù)據(jù)處理方法進行詳細描述，后續(xù)可繼續(xù)開展該方面的研究。