申世才

(中國飛行試驗(yàn)研究院發(fā)動(dòng)機(jī)所，西安 710089)

1 引言

飛行試驗(yàn)是在真實(shí)大氣條件下對(duì)航空裝備進(jìn)行科學(xué)研究和產(chǎn)品試驗(yàn)，具有高風(fēng)險(xiǎn)的突出特點(diǎn)[1]。尤其是在新型飛機(jī)或新型發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行試驗(yàn)階段，探索和研究新技術(shù)、暴露和驗(yàn)證飛機(jī)及發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)缺陷的同時(shí)，伴隨著巨大的安全風(fēng)險(xiǎn)，不僅可能導(dǎo)致巨額的財(cái)產(chǎn)損失，嚴(yán)重時(shí)甚至威脅參試人員的生命安全。如蘇-27戰(zhàn)斗機(jī)研制階段在飛行試驗(yàn)驗(yàn)證過程墜毀了多架原型機(jī)，一度導(dǎo)致研制進(jìn)程中斷[2]。因此，飛行試驗(yàn)的安全控制一直是飛行試驗(yàn)設(shè)計(jì)和實(shí)施階段關(guān)注的重點(diǎn)。

雙發(fā)或多發(fā)飛機(jī)進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)空中起動(dòng)試飛，即使被試發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)失敗，依靠陪試發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作，依然能夠安全返場降落，安全系數(shù)較高。然而對(duì)于單發(fā)飛機(jī)，一旦空中起動(dòng)失敗，只能依靠飛機(jī)的空滑性能滑翔返場。根據(jù)GJB 626A-2006[3]《軍用固定翼飛機(jī)和旋翼機(jī)科研試飛風(fēng)險(xiǎn)科目》規(guī)定，發(fā)動(dòng)機(jī)配裝單發(fā)飛機(jī)的空中起動(dòng)試飛科目一般為Ⅰ類，風(fēng)險(xiǎn)最高。為保證單發(fā)飛機(jī)空中起動(dòng)試飛的安全，必須對(duì)空中起動(dòng)試飛全過程進(jìn)行安全控制，以保證即使發(fā)動(dòng)機(jī)空中起動(dòng)失敗，飛機(jī)仍能安全返場降落。

單發(fā)飛機(jī)空中出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)意外停車后，若再起動(dòng)失敗，通常按照飛機(jī)使用手冊(cè)給出的停車迫降航線進(jìn)行返場降落。文獻(xiàn)[4]給出了波音767飛機(jī)無動(dòng)力著陸的最遠(yuǎn)距離研究；文獻(xiàn)[5]給出了應(yīng)急著陸軌跡設(shè)計(jì)；文獻(xiàn)[6]給出了停車迫降時(shí)飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)方程和運(yùn)動(dòng)方程，計(jì)算得出了停車迫降時(shí)的大、小航線，為飛行部隊(duì)處理停車迫降問題提供了參考；文獻(xiàn)[7]依據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)配裝飛機(jī)空中起動(dòng)試驗(yàn)，研究了模擬空滑迫降的必要性，并提出了應(yīng)急動(dòng)力裝置工作時(shí)間和發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)車轉(zhuǎn)速的估算方法；文獻(xiàn)[8-10]對(duì)轉(zhuǎn)彎掉高度、最有利下滑速度進(jìn)行了理論分析；文獻(xiàn)[11]對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)空滑迫降技術(shù)進(jìn)行了研究，提出了下滑速度、最佳空滑比、180°轉(zhuǎn)彎高度損失等空滑迫降關(guān)鍵參數(shù)的確定方法，并設(shè)計(jì)、驗(yàn)證了兩種迫降航線。

停車迫降航線主要應(yīng)用于單發(fā)飛機(jī)出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)意外停車后無動(dòng)力下滑返場降落的場景，可有效化解飛機(jī)迫降風(fēng)險(xiǎn)，同時(shí)也為單發(fā)飛機(jī)空中起動(dòng)試飛的安全控制提供了重要參考。不同于意外停車迫降的被動(dòng)過程，單發(fā)飛機(jī)空中起動(dòng)過程是主動(dòng)熄火停車，需考慮發(fā)動(dòng)機(jī)停車、起動(dòng)過程以及再起動(dòng)失敗后停車迫降過程等關(guān)鍵點(diǎn)或過程的控制，必須將全過程串聯(lián)以實(shí)現(xiàn)對(duì)空中起動(dòng)試飛全過程的安全控制。為此，本文在停車迫降航線的基礎(chǔ)上，開展了單發(fā)飛機(jī)空中起動(dòng)航線建立方法研究，并在某單發(fā)飛機(jī)空中起動(dòng)飛行試驗(yàn)中進(jìn)行了驗(yàn)證和應(yīng)用，可為單發(fā)飛機(jī)試飛安全控制和部隊(duì)訓(xùn)練使用提供重要參考。

2 空中起動(dòng)航線建立方法

2.1 航線總體設(shè)計(jì)

對(duì)于單發(fā)飛機(jī)空中發(fā)動(dòng)機(jī)意外停車后無動(dòng)力停車迫降，應(yīng)確定直線下滑段最有利下滑速度和最佳空滑比及轉(zhuǎn)彎下滑段最小高度損失，以確保飛機(jī)盡可能滑至機(jī)場降落[9]。而對(duì)于空中起動(dòng)試飛，還應(yīng)確定不同空中起動(dòng)試驗(yàn)點(diǎn)速度下飛機(jī)的空滑比和下降率，并將發(fā)動(dòng)機(jī)的停車點(diǎn)、起動(dòng)點(diǎn)及其他關(guān)鍵點(diǎn)嵌入航線，建立空中起動(dòng)航線，保證飛機(jī)飛行高度及與機(jī)場距離的精確控制。

空域的使用具有嚴(yán)格的限制，必須依據(jù)試飛機(jī)場及其空域的分布情況開展空中起動(dòng)航線的設(shè)計(jì)。以某機(jī)場為例，其使用空域主要分布在機(jī)場的東部和西南部區(qū)域。一般情況下，飛機(jī)沿機(jī)場跑道由西至東起飛，由東至西經(jīng)過三轉(zhuǎn)彎、四轉(zhuǎn)彎在機(jī)場跑道西頭降落。特殊情況下，也可直接由機(jī)場東直線進(jìn)場降落。因此，空中起動(dòng)航線設(shè)計(jì)分為直線下滑轉(zhuǎn)彎降落和直線下滑直線降落兩種形式。如圖1所示，1號(hào)和3號(hào)航線為直線下滑轉(zhuǎn)彎降落航線，2號(hào)航線為直線下滑直線降落航線。

圖1 單發(fā)飛機(jī)空中起動(dòng)航線示意圖Fig.1 The flight course of air-start of the aircrafts with single engine

從建立飛行員信心和操作熟悉程度角度考慮，選擇1號(hào)航線作為空中起動(dòng)航線較為有利，2號(hào)和3號(hào)航線可作為備份航線。

2.2 關(guān)鍵參數(shù)確定

以飛機(jī)直線下滑轉(zhuǎn)彎降落形式為例，如圖2所示，飛機(jī)直線下滑轉(zhuǎn)彎降落的整個(gè)過程可以分為直線下滑和壓坡度轉(zhuǎn)彎兩個(gè)典型階段。

圖2 飛機(jī)無動(dòng)力下滑轉(zhuǎn)彎降落Fig.2 The glide and turn land of aircrafts with power-off

假設(shè)飛機(jī)無動(dòng)力直線下滑的起點(diǎn)經(jīng)緯度為(a，b)，終點(diǎn)經(jīng)緯度為(c，e)，如圖3所示，則飛機(jī)直線下滑水平距離為：

圖3 無動(dòng)力直線下滑軌跡示意圖Fig.3 The straight glide path of aircrafts with power-off

式中：經(jīng)緯度單位為s，水平距離單位為m。

也可由機(jī)載慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)獲取飛機(jī)直線下滑水平距離：

式中：t1、t2分別為飛機(jī)下滑的起、止時(shí)間，VG為地速。

飛機(jī)空滑比為：

式中：ΔH為飛機(jī)下滑過程的高度損失，單位為m。

飛機(jī)無動(dòng)力直線下滑過程，最大的升阻比(升力與阻力之比)意味著最小的下滑角和最遠(yuǎn)的滑翔距離，即最大的空滑比[12]。因此，飛機(jī)以最大空滑比Kmax下滑時(shí)的下滑速度即為最有利下滑速度。最有利下滑速度和下降率分別為：

式中：VT為最有利下滑真空速，D為飛機(jī)阻力，ρ為空氣密度，S為機(jī)翼面積，CR為空氣動(dòng)力系數(shù)，vv為最有利下滑速度下的飛機(jī)下降率，W為飛機(jī)重力。

飛機(jī)無動(dòng)力轉(zhuǎn)彎過程的轉(zhuǎn)彎半徑R為：

式中：β為坡度，γ為下滑角。

轉(zhuǎn)彎過程高度損失為：

式中：CL為升力系數(shù)。

轉(zhuǎn)彎過程中，如果保持下滑角γ、翼載荷W/S不變，空滑比為Kmax，那么當(dāng)坡度β=45°時(shí)轉(zhuǎn)彎的高度損失最小。

2.3 關(guān)鍵參數(shù)修正

飛機(jī)順風(fēng)時(shí)無動(dòng)力下滑的距離遠(yuǎn)，逆風(fēng)時(shí)下滑的距離短。因此需要定量分析風(fēng)速對(duì)空滑比的影響。如圖3所示，風(fēng)速對(duì)下滑距離的影響為：

風(fēng)速對(duì)空滑比的影響為：

以某單發(fā)飛機(jī)為例，下降率為20 m/s，每下降1 000 m高度，1 m/s的逆風(fēng)使得無動(dòng)力直線下滑距離縮短50 m，空滑比減小0.05。

由公式(4)可知，飛機(jī)的重力、機(jī)翼面積、空氣動(dòng)力系數(shù)影響最有利下滑速度。另，在空中起動(dòng)試驗(yàn)中，飛機(jī)油量不斷消耗(一個(gè)架次會(huì)進(jìn)行多次起動(dòng))，因此也需要考慮飛機(jī)重力變化對(duì)最有利下滑速度的影響。實(shí)際操作過程中，通常保持等表速直線下滑，因此對(duì)表速微分，可以獲得飛機(jī)重力變化對(duì)飛行表速的影響系數(shù)：

以某單發(fā)飛機(jī)基本構(gòu)型為例，每消耗燃油500 kg，最有利下滑表速減小約8 km/h。

2.4 關(guān)鍵點(diǎn)確定方法

空中起動(dòng)試飛航線上每一關(guān)鍵點(diǎn)，均由該點(diǎn)的高度和距離兩方面信息確定其空間位置：三轉(zhuǎn)彎點(diǎn)空間位置由轉(zhuǎn)彎高度損失和轉(zhuǎn)彎半徑確定；各檢查點(diǎn)空間位置，以三轉(zhuǎn)彎點(diǎn)空間位置為參考點(diǎn)，按照等高度或等距離原則，結(jié)合空滑比確定；起動(dòng)點(diǎn)高度由試驗(yàn)任務(wù)大綱確定，其距離(即起動(dòng)點(diǎn)和三轉(zhuǎn)彎點(diǎn)在地面投影的距離)為

式中：Hq為起動(dòng)點(diǎn)高度，H三轉(zhuǎn)彎為三轉(zhuǎn)彎點(diǎn)高度。

停車點(diǎn)高度、距離分別為：

式中：tj為發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子降至起動(dòng)轉(zhuǎn)速的時(shí)間，由發(fā)動(dòng)機(jī)降轉(zhuǎn)特性給出。

2.5 安全裕度設(shè)置

飛機(jī)無動(dòng)力下滑返場降落，在應(yīng)急動(dòng)力系統(tǒng)工作的有限時(shí)間段內(nèi)，必須保證飛機(jī)安全降落在機(jī)場跑道。因此，在實(shí)際操作過程中需設(shè)置足夠的安全裕度。

首先，風(fēng)速風(fēng)向、飛行員的駕駛技術(shù)等諸多因素影響飛機(jī)的空滑性能，且在試驗(yàn)過程中，一旦飛機(jī)高度過低、無法返回機(jī)場，將造成嚴(yán)重的事故。因此，給定空滑比時(shí)要留有足夠的裕度，并通過在航線上設(shè)置的檢查點(diǎn)實(shí)時(shí)修正飛機(jī)的飛行高度，以達(dá)到嚴(yán)格控制三轉(zhuǎn)彎點(diǎn)飛行高度的目的。

其次，若三轉(zhuǎn)彎點(diǎn)飛行高度一旦低于最低安全高度，則必須采取機(jī)動(dòng)動(dòng)作往機(jī)場方向作航線內(nèi)切，減小轉(zhuǎn)彎半徑，同時(shí)增加轉(zhuǎn)彎坡度。另外，根據(jù)應(yīng)急動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)結(jié)果，直線下滑過程應(yīng)急動(dòng)力燃料消耗較少，而機(jī)動(dòng)動(dòng)作消耗較大。因此，要避免進(jìn)行較大機(jī)動(dòng)動(dòng)作，將1號(hào)航線三轉(zhuǎn)彎點(diǎn)后移0.5～1.0倍跑道長度，從而保證飛機(jī)在三轉(zhuǎn)彎點(diǎn)和第四檢查點(diǎn)之間轉(zhuǎn)彎，如圖4所示。

圖4 1號(hào)航線改進(jìn)示意圖Fig.4 The improved No.1 flight course

最后，飛機(jī)下滑降落在跑道長度1/8～1/4范圍內(nèi)，避免降落至跑道外。

3 飛行試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 模擬空滑迫降

在進(jìn)行空中起動(dòng)試飛前，必須對(duì)飛機(jī)無動(dòng)力下滑性能進(jìn)行摸底。因此，首先需進(jìn)行飛機(jī)無動(dòng)力下滑模擬試驗(yàn)。為保證模擬試驗(yàn)的安全性，發(fā)動(dòng)機(jī)一般工作在慢車或節(jié)流小推力狀態(tài)，以飛機(jī)構(gòu)型產(chǎn)生的阻力平衡發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。通常，采取放減速板平衡發(fā)動(dòng)機(jī)慢車或稍高于慢車狀態(tài)的推力，如阻力不能平衡發(fā)動(dòng)機(jī)推力，也可采取掛副油箱或增掛模擬彈的方式。某單發(fā)飛機(jī)無動(dòng)力下滑性能模擬試驗(yàn)結(jié)果如表1所示。表中為飛機(jī)下滑表速與最有利下滑表速(飛機(jī)使用手冊(cè)提供值)的相對(duì)值，為飛機(jī)空滑比與最佳空滑比（飛機(jī)使用手冊(cè)提供值）的相對(duì)值，nH為發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)子相對(duì)轉(zhuǎn)速。

表1 某單發(fā)飛機(jī)無動(dòng)力下滑模擬試驗(yàn)結(jié)果Table 1 The simulated results of glide with power off

必須說明的是，飛機(jī)的氣動(dòng)特性和構(gòu)型是飛機(jī)無動(dòng)力空滑性能模擬試驗(yàn)結(jié)果的決定性因素，但飛行員的駕駛技術(shù)、氣象條件(主要是大氣溫度影響發(fā)動(dòng)機(jī)推力)、放起落架時(shí)機(jī)等也是不可忽視的影響因素。

3.2 空中起動(dòng)試飛驗(yàn)證

某發(fā)動(dòng)機(jī)配裝在某單發(fā)飛機(jī)上進(jìn)行空中起動(dòng)試驗(yàn)。根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)空中起動(dòng)試驗(yàn)點(diǎn)飛機(jī)速度分布，若起動(dòng)試驗(yàn)點(diǎn)飛機(jī)速度大于飛機(jī)最有利下滑速度，起動(dòng)失敗后飛機(jī)應(yīng)先平飛減速至最有利下滑速度，然后再沿航線直線下滑(圖5紫色航線)；若起動(dòng)試驗(yàn)點(diǎn)飛機(jī)速度小于飛機(jī)最有利下滑速度，起動(dòng)失敗后應(yīng)操縱飛機(jī)俯沖加速至最有利下滑速度，然后再沿航線直線下滑，但俯沖不應(yīng)損失過多的高度(圖5藍(lán)色航線)。

圖5 單發(fā)飛機(jī)空中起動(dòng)航線Fig.5 The flight course of air-start of an aircraft with single engine

采用圖5所示的空中起動(dòng)航線，若取該單發(fā)飛機(jī)起落架收上狀態(tài)最有利空滑比為7，起落架放下狀態(tài)最有利空滑比為4，進(jìn)行高度7 km、最有利下滑表速下的空中起動(dòng)試驗(yàn)，則空中起動(dòng)試飛航線各關(guān)鍵點(diǎn)的空間位置如表2所示。多次空中起動(dòng)試飛結(jié)果表明，飛機(jī)實(shí)際無動(dòng)力下滑空滑比比使用手冊(cè)給定的最佳空滑比大3%～26%。說明飛機(jī)能夠無動(dòng)力滑翔的距離更遠(yuǎn)，為飛機(jī)在空中起動(dòng)航線各檢查點(diǎn)的操縱留有較大空間，即使發(fā)動(dòng)機(jī)空中起動(dòng)失敗沿航線下滑，也能保證飛機(jī)安全降落。

表2 某單發(fā)飛機(jī)空中起動(dòng)試飛航線各關(guān)鍵點(diǎn)信息Table 2 The parameter at the key points of the flight course of air-start of an aircraft

4 結(jié)論

在單發(fā)飛機(jī)空中起動(dòng)試飛安全控制的需求上，基于停車迫降航線，提出了發(fā)動(dòng)機(jī)空中起動(dòng)航線建立方法，給出了空中起動(dòng)試飛航線關(guān)鍵參數(shù)確定和修正方法，以及安全裕度設(shè)置方法。經(jīng)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，該方法合理、可行，能提高空中起動(dòng)試飛安全控制的精度和裕度，實(shí)現(xiàn)對(duì)單發(fā)飛機(jī)空中起動(dòng)試飛全過程的安全控制，有效化解空中起動(dòng)試飛的高風(fēng)險(xiǎn)，保障試飛安全，并可為部隊(duì)訓(xùn)練使用提供參考，具有重要的實(shí)際應(yīng)用價(jià)值。