陳俊平， 王立新

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100083

低能量狀態(tài)對飛行安全的危害及改出方法

陳俊平， 王立新*

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100083

對民機(jī)在進(jìn)近著陸階段可能誘發(fā)飛行事故的低能量狀態(tài)和駕駛員的改出操縱方法進(jìn)行了研究。根據(jù)近年的民機(jī)事故分析報告，結(jié)合運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)CCAR-25-R4、飛行試驗(yàn)指南AC25-7C、軍用規(guī)范及相關(guān)行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)，較系統(tǒng)地提出了涉及著陸拉平、側(cè)風(fēng)著陸和可控撞地的低能量狀態(tài)的定量判定準(zhǔn)則。以某型支線客機(jī)為例，采用數(shù)字仿真計(jì)算的方法，分別研究了在進(jìn)近著陸過程中低動能和低勢能狀態(tài)可能導(dǎo)致的飛行安全問題及其特點(diǎn)。針對低動能改出提出了增加速度并抑制爬升的方法，針對低勢能改出提出了增大俯仰姿態(tài)并保持速度的方法，最后通過仿真計(jì)算驗(yàn)證了兩種改出方法的有效性。研究結(jié)果可為低能量告警系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和駕駛員的改出操縱培訓(xùn)等提供理論參考。

民用飛機(jī)； 低能量； 飛行安全； 低能量判斷標(biāo)準(zhǔn)； 改出方法

根據(jù)近年來中國民航飛行事故的分析報告和文獻(xiàn)[1-2]，能量逐漸降低的進(jìn)近著陸階段是發(fā)生重大事故最頻繁的階段，引起飛行事故的誘因大致可分為惡劣氣象條件與人為因素等。其中，惡劣氣象條件包括低空風(fēng)切變與結(jié)冰等，人為因素主要指由于駕駛員操縱不當(dāng)導(dǎo)致飛機(jī)空速或高度過低，即能量過低而引起的飛行事故，如低動能可能導(dǎo)致著陸拉平困難、操縱面飽和，甚至失速而引起飛行事故，以及低勢能導(dǎo)致飛機(jī)提前接地的可控撞地事故等。

現(xiàn)代電傳民機(jī)的飛行控制系統(tǒng)中，一般均具有迎角包線保護(hù)的功能，通過限制迎角的大小可有效防止飛機(jī)失速。但是，當(dāng)飛行速度處于正常運(yùn)行速度與失速速度之間時，飛機(jī)的迎角不必增大至失速迎角即可獲得足夠的升力，但其仍存在由于操縱效能下降導(dǎo)致的難操縱、操縱面飽和以及勢能過低導(dǎo)致的可控撞地等問題。而且，由于現(xiàn)代電傳民機(jī)的定載穩(wěn)定性一般設(shè)計(jì)為中立穩(wěn)定[3]，當(dāng)飛機(jī)速度降低時，飛控系統(tǒng)會自動操縱升降舵抑制飛機(jī)的俯仰運(yùn)動，使駕駛員難以直接從速度變化引起的俯仰運(yùn)動中發(fā)現(xiàn)飛機(jī)的速度出現(xiàn)異常。因此，在進(jìn)近著陸階段，當(dāng)飛機(jī)以低于正常值的速度穩(wěn)定進(jìn)近時，若無提示，駕駛員只有在最后拉平操縱時才會發(fā)現(xiàn)拉平困難，甚至難以拉平，造成飛機(jī)重著陸，直接危及飛行安全。

針對以上問題，F(xiàn)AA (Federal Aviation Administration)針對A350-900[3]、EMB-550[4]和BD-500-1A10[5]等機(jī)型，明確指出了其飛行控制系統(tǒng)中需包含有低能量告警功能及應(yīng)達(dá)到的性能要求，以便駕駛員能夠完成低能量的改出。但是在研究報告中未提及低能量狀態(tài)的判斷標(biāo)準(zhǔn)和改出方法。Shish等[6]提出了基于能量狀態(tài)評估來預(yù)測和優(yōu)化下滑航跡的方法，以輔助駕駛員改出低能量狀態(tài)，但并未給出駕駛員改出低能量狀態(tài)的基本操縱方法，有關(guān)駕駛員改出操縱方法的研究現(xiàn)在主要是針對失速改出[7]和風(fēng)切變改出[8]等問題來開展的。

據(jù)此，本文首先以《運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》CCAR-25-R4[9]和《運(yùn)輸類飛機(jī)合格審定——飛行試驗(yàn)指南》(AC25-7C)[10]為依據(jù)，針對由于低動能導(dǎo)致著陸拉平和側(cè)風(fēng)著陸困難，以及低勢能導(dǎo)致飛機(jī)提前接地的3種低能量狀態(tài)，提出了定量判斷標(biāo)準(zhǔn)。其次，由于低能量狀態(tài)容易誘發(fā)飛行事故，若直接采用飛行試驗(yàn)的方法來研究低能量狀態(tài)對飛行安全的影響則風(fēng)險較高，因此提出了基于數(shù)字虛擬飛行仿真計(jì)算的方法，分別分析了低動能和低勢能對飛機(jī)進(jìn)近著陸階段飛行安全的影響特點(diǎn)。最后，建立了具有普適性的低能量改出方法，并通過數(shù)字虛擬飛行仿真進(jìn)行了驗(yàn)證。研究結(jié)果可用于構(gòu)建機(jī)載低能量告警系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)多種低能量狀態(tài)的實(shí)時告警。相應(yīng)的改出操縱方法亦可為飛行員的培訓(xùn)等提供參考。

1 低能量狀態(tài)的定義與判定

1.1 低能量狀態(tài)的定義

低動能對飛行安全的影響原理為：① 空速處于正常狀態(tài)和失速速度之間時，飛機(jī)各操縱面的操縱效能隨著空速降低而不斷下降，相對正常狀態(tài)，產(chǎn)生相同操縱力矩所需的操縱面偏度和駕駛員操縱力逐漸增大，各操縱面飽和時所能提供的最大操縱力矩逐漸減小，從而使得駕駛員在進(jìn)近著陸時的工作負(fù)擔(dān)增大，導(dǎo)致操縱困難和誤操縱等問題，甚至導(dǎo)致操縱面飽和也無法使飛機(jī)完成期望的操縱而誘發(fā)飛行事故；② 空速降低至失速速度時，飛機(jī)失速，直接危及飛行安全。

低勢能對飛行安全的影響原理為在進(jìn)近著陸階段末端，飛機(jī)速度接近反區(qū)操縱臨界速度，有的飛機(jī)已處于反區(qū)速度范圍，大幅拉桿易造成飛機(jī)失速，因此當(dāng)飛行高度相對基準(zhǔn)下滑道過低時，駕駛員難以快速恢復(fù)高度并使飛機(jī)在正常著陸區(qū)域接地，進(jìn)而可能引起可控撞地等飛行事故。

據(jù)此，將飛機(jī)處于動能過低，或勢能過低，或動能和勢能都偏低的狀態(tài)統(tǒng)稱為低能量狀態(tài)。

1.2 低動能的判定

在進(jìn)近過程中，隨著動能下降，飛機(jī)氣動舵面的操縱效能逐漸降低。若飛機(jī)的動能過低，則會影響其著陸拉平和抵御側(cè)風(fēng)的能力，進(jìn)而影響著陸安全。AC25-7C[10]中對適航條款CCAR25.125(a)解釋為：飛機(jī)正常進(jìn)近著陸過程中，速度不得小于飛機(jī)飛行手冊中規(guī)定的著陸門限速度VREF。當(dāng)飛機(jī)在進(jìn)近著陸過程中速度低于VREF時，可認(rèn)為其能量狀態(tài)屬于低動能狀態(tài)。但是CCAR-25-R4[9]對著陸拉平和側(cè)風(fēng)著陸的要求各不相同，飛機(jī)達(dá)到適航要求的最小動能也可能各不相同，因此，應(yīng)針對不同的飛行任務(wù)分別給定判斷標(biāo)準(zhǔn)。

在AC27-7C附錄5——FAA操縱品質(zhì)等級評定方法[10]中進(jìn)一步對CCAR-25-R4[9]中的操縱性進(jìn)行了等級劃分，明確了民機(jī)處于不同狀態(tài)時應(yīng)達(dá)到的操縱能力，及其與操縱品質(zhì)的關(guān)系。本節(jié)將針對進(jìn)近著陸階段，分別給出飛機(jī)著陸拉平和側(cè)風(fēng)著陸的低動能狀態(tài)判定方法。

1.2.1 著陸拉平

1) 操縱效能限制

根據(jù)FAA操縱品質(zhì)等級評定方法[10]中對民機(jī)正常飛行包線的法向過載范圍的規(guī)定，其在著陸拉平時應(yīng)具有產(chǎn)生+1.3g的穩(wěn)態(tài)法向過載能力，g為重力加速度。否則，可認(rèn)為民機(jī)處于低能量狀態(tài)。表1為低能量狀態(tài)與操縱效能的對應(yīng)關(guān)系，其中，22.68 kg(50 lb)的俯仰操縱力是根據(jù)CCAR-25-R4[9]中關(guān)于最大縱向操縱力規(guī)定的，并參考軍用規(guī)范MIL-SPEC-8785C[11]和MIL-STD-1797A[12]中的縱向操縱力品質(zhì)等級要求而確定。由此，著陸拉平低能量狀態(tài)的判斷標(biāo)準(zhǔn)為

Va

(1)

式中：Va為飛機(jī)空速；V+1.3g為民機(jī)在表1操縱力限制下能產(chǎn)生+1.3g穩(wěn)態(tài)法向過載的最小速度，其值一般處于VREF和VSW之間，VSW為失速告警速度。

2) 護(hù)尾角限制

飛機(jī)的接地角即為其著陸接地時的俯仰姿態(tài)角。對于采用前三點(diǎn)式起落架布置的飛機(jī)而言，其著陸拉平后的俯仰姿態(tài)角必須小于護(hù)尾角。否則，飛機(jī)的尾部結(jié)構(gòu)會因擦地而損壞。嚴(yán)重時，可能導(dǎo)致尾部結(jié)構(gòu)斷裂。因此，若飛機(jī)著陸拉平時的動能太低，即使飛機(jī)未失速，其飛行安全也將受到威脅。

表1 著陸拉平低能量判定Table 1 Low energy judgement during landing leveling

由護(hù)尾角確定的低能量狀態(tài)的判定標(biāo)準(zhǔn)可表示為

Va

(2)

式中：Vθtail為飛機(jī)著陸拉平后的俯仰角恰好為護(hù)尾角θtail時的速度。不同飛機(jī)型號的護(hù)尾角各不相同，Vθtail需根據(jù)試驗(yàn)確定。對于護(hù)尾角較大的飛機(jī)，若其在達(dá)到Vθtail前已失速，則不需要考慮此條低能量狀態(tài)。

綜上，著陸拉平時的低能量狀態(tài)判定包括了操縱效能限制和護(hù)尾角限制兩方面，若Vθtail>V+1.3g，則說明飛機(jī)以V+1.3g著陸拉平后的俯仰姿態(tài)大于護(hù)尾角，此時應(yīng)以Vθtail作為著陸拉平的最低速度；否則以V+1.3g作為著陸拉平的最低速度。

1.2.2 側(cè)風(fēng)著陸

側(cè)風(fēng)著陸能力是表征民用飛機(jī)安全性的重要指標(biāo)之一。文獻(xiàn)[9]中規(guī)定型號的合格審定試驗(yàn)中必須演示90° 側(cè)風(fēng)分量，即在10 m高空上至少為20 kn(10.29 m/s)或0.2VSR0(取大者)，但不必超過25 kn(12.86 m/s)的側(cè)風(fēng)中安全著陸，VSR0為著陸構(gòu)型下的基準(zhǔn)失速速度。另外，在側(cè)風(fēng)著陸中，飛行員需要協(xié)同操縱飛機(jī)的副翼和方向舵，以保證飛行安全。據(jù)此，在側(cè)風(fēng)著陸過程中，若副翼和方向舵的操縱效能可保證民機(jī)在25 kn(12.86 m/s)側(cè)風(fēng)中安全著陸，則可認(rèn)為其能量狀態(tài)正常，否則，可認(rèn)為其處于低能量狀態(tài)。

表2給出了低能量狀態(tài)與操縱效能的對應(yīng)關(guān)系。其中，滾轉(zhuǎn)操縱力和偏航操縱力的確定方法與著陸拉平中的縱向操縱力確定方法相同。由此，側(cè)風(fēng)著陸的低能量狀態(tài)判斷標(biāo)準(zhǔn)可表示為

Va

(3)

式中：VCW為民機(jī)能抵御12.86 m/s側(cè)風(fēng)的最小速度，此時，駕駛員以表2中正常范圍內(nèi)的操縱力能維持滾轉(zhuǎn)角處于±5° 以內(nèi)。VCW的取值一般也處于VREF和VSW之間。

表2側(cè)風(fēng)著陸低能量判定

Table2Lowenergyjudgementduringlandingwithcrosswind

EnergystateRollcontrolforce/kgYawcontrolforce/kgCrosswindvelocity/(m·s-1)Normal≤4.54≤45.4≥12.86Low4.54-9.0745.4-68.04<12.86

1.3 低勢能的判定

現(xiàn)代民用機(jī)場多配有儀表著陸系統(tǒng)(Instrument Landing System， ILS)，其下滑臺系統(tǒng)會向空中發(fā)射無線電信號形成一條虛擬的下滑通道，飛機(jī)沿此下滑通道飛行即可安全到達(dá)跑道著陸區(qū)域，此下滑道與地面夾角一般為3°。在飛機(jī)的姿態(tài)指示器和水平狀態(tài)指示器上會依據(jù)接受到的ILS信號和實(shí)際高度，實(shí)時顯示其相對基準(zhǔn)下滑道的偏離量，并以5 dot表征，中間點(diǎn)為基準(zhǔn)下滑道位置。文獻(xiàn)[13]中指出，當(dāng)飛機(jī)的下滑航跡偏離量達(dá)到±1 dot時，說明其已偏離正常進(jìn)近狀態(tài)，飛行員需要采取改出措施。參考此規(guī)定，將進(jìn)近時下滑航跡向下偏離下滑道超過1 dot視為飛機(jī)處于低能量狀態(tài)。而偏離下滑道1 dot所代表的角度大小與飛機(jī)的儀表系統(tǒng)有關(guān)，以某型渦噴支線客機(jī)為例，其進(jìn)近時俯仰軸1 dot的偏離量為0.35°。由此，可將民機(jī)進(jìn)近過程中的正常能量狀態(tài)和低能量狀態(tài)的區(qū)域劃分如圖1所示。圖中：γGS為基準(zhǔn)下滑道的下滑角；γ1dot為飛機(jī)儀表中偏離下滑道1 dot所代表的角度；XGS為飛機(jī)距離ILS下滑臺的水平距離；HLPE為對應(yīng)XGS的低勢能量狀態(tài)邊界值，可表示為

HLPE=XGStan(γGS-γ1dot)

(4)

圖1 進(jìn)近階段低勢能區(qū)域Fig.1 Low potential energy area of approaching phase

當(dāng)飛機(jī)的飛行高度H低于HLPE時即認(rèn)為其處于低勢能狀態(tài)，判斷標(biāo)準(zhǔn)的數(shù)學(xué)表達(dá)式為

H

(5)

2 低能量狀態(tài)對飛行安全的危害

本節(jié)主要研究民機(jī)在無側(cè)向擾動時分別以低動能和低勢能狀態(tài)進(jìn)近可能引起的飛行安全問題及特點(diǎn)，進(jìn)而為低能量狀態(tài)的改出策略研究提供參考。

2.1 數(shù)字虛擬飛行仿真計(jì)算模型

1) 飛機(jī)運(yùn)動模型

飛機(jī)運(yùn)動模型采用6自由度剛體動力學(xué)方程[14-15]：

(6)

(7)

式中：m為飛機(jī)質(zhì)量；D、C、L分別為沿氣流坐標(biāo)系的氣動阻力、側(cè)力和升力；T為單臺發(fā)動機(jī)推力；nT為發(fā)動機(jī)臺數(shù)；φT為發(fā)動機(jī)安裝角；Xg、Yg、Zg為飛機(jī)質(zhì)心在地面坐標(biāo)系中的坐標(biāo)；LEB為機(jī)體坐標(biāo)系到地面坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣；LBA為氣流坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣；p為滾轉(zhuǎn)角速度；q為俯仰角速度；r為偏航角速度；Ix、Iy和Iz為機(jī)體軸三軸轉(zhuǎn)動慣量；Izx為慣性積；yTi、zTi為第i臺發(fā)動機(jī)推力作用點(diǎn)在機(jī)體坐標(biāo)系中的坐標(biāo)；l為滾轉(zhuǎn)力矩；M為俯仰力矩；N為偏航力矩；“”表示變量的一階導(dǎo)數(shù)；“¨”表示變量的二階導(dǎo)數(shù)。

另外，對于現(xiàn)代電傳民機(jī)而言，駕駛員通過飛控系統(tǒng)(Flight Control System, FCS)操縱飛機(jī)。其基本過程為：首先，飛控系統(tǒng)通過操縱力傳感器，即操縱桿和腳蹬，將駕駛員輸入的操縱力轉(zhuǎn)換為電信號，并輸入飛控計(jì)算機(jī)；然后，飛控計(jì)算機(jī)根據(jù)已設(shè)計(jì)好的控制律計(jì)算出各操縱面的偏度，生成電信號并將其輸入到對應(yīng)操縱面的執(zhí)行器；最后，各操縱面開始偏轉(zhuǎn)，使飛機(jī)達(dá)到期望的飛行姿態(tài)、航跡或位置。飛控系統(tǒng)的基本模型結(jié)構(gòu)如圖2所示。

本文中的算例飛機(jī)為中國自行設(shè)計(jì)的某型渦噴電控支線客機(jī)。在飛機(jī)運(yùn)動建模時，采用了算例飛機(jī)的真實(shí)設(shè)計(jì)參數(shù)、發(fā)動機(jī)數(shù)據(jù)與氣動數(shù)據(jù)，飛機(jī)的質(zhì)量、慣性矩和慣性積采用對駕駛員操縱負(fù)荷最大的前重心裝載、最大著陸重量的著陸構(gòu)型參數(shù)，飛控系統(tǒng)模型按算例飛機(jī)完整的飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案構(gòu)建。

2) 駕駛員操縱模型

在一般的進(jìn)近著陸過程中，在無側(cè)向擾動的條件下，飛機(jī)橫航向響應(yīng)量的變化很小，駕駛員僅需要控制飛機(jī)的速度和航跡傾角，使飛機(jī)以指定速度沿基準(zhǔn)下滑道進(jìn)近并著陸。因此，本文對飛機(jī)進(jìn)近中的橫航向響應(yīng)過程不作討論。駕駛員模型則主要有2個作用：① 使飛機(jī)跟蹤指定速度和航跡傾角下滑，完成進(jìn)近著陸飛行任務(wù)的人機(jī)閉環(huán)數(shù)學(xué)仿真；② 通過調(diào)節(jié)駕駛員操縱模型的參數(shù)，保證數(shù)學(xué)仿真中的人機(jī)閉環(huán)特性符合真實(shí)駕駛員操縱時的飛機(jī)運(yùn)動特性。

據(jù)此，無側(cè)向擾動時，進(jìn)近著陸階段的駕駛員操縱模型的操縱策略為油門通道控制速度，俯仰通道控制航跡傾角，其基本結(jié)構(gòu)如圖3所示，圖中：γ為航跡傾角；θ為俯仰角；Vc為油門通道駕駛員指令；γc為俯仰通道駕駛員指令；YPV為速度控制模型，采用McRuer模型[16]：

(8)

式中：s為復(fù)變量；kPV為駕駛員增益；TIV為駕駛員滯后補(bǔ)償時間常數(shù)；τV為駕駛員反應(yīng)及肌肉滯后時間。

圖2 飛控系統(tǒng)基本模型Fig.2 Basic model for flight control system

YPγ為航跡傾角跟蹤模型，采用比例積分和延遲環(huán)節(jié)[17]，可表示為

(9)

式中：kPγ為駕駛員增益；τγ為駕駛員信息處理延遲時間；kIγ為駕駛員消除穩(wěn)態(tài)誤差環(huán)節(jié)的增益。

(10)

式中：kPθ為駕駛員增益；TLθ為駕駛員超前補(bǔ)償時間常數(shù)；TIθ為駕駛員滯后補(bǔ)償時間常數(shù)。

Hpm回路中，km為駕駛員運(yùn)動感官增益，e-τms為駕駛員運(yùn)動神經(jīng)延遲環(huán)節(jié)，Hscc(s)為人體內(nèi)耳前庭器官的半規(guī)管模型，可表示為[18]

(11)

Hnm(s)為駕駛員人體肌肉動作延遲模型，可描述為自然頻率ωn=9.0 rad/s，阻尼比ζ=0.7的二階環(huán)節(jié)[22]，即

(12)

圖3 人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.3 Diagram of man-aircraft closed-loop system

圖4 俯仰角控制模型Fig.4 Pitching angle control model

式(8)～式(10)中各駕駛員操縱模型參數(shù)的選取方法可參考文獻(xiàn)[16]提供的方法，以確保人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)呈現(xiàn)一般駕駛員操縱的飛機(jī)響應(yīng)特性[23]。

3) 突風(fēng)模型及其對空速和氣動角的影響

突風(fēng)模型采用半波長1-cosine模型[24]，即

(13)

式中：VW為風(fēng)速大?。籚Wm為突風(fēng)的強(qiáng)度；dm為突風(fēng)尺度；x為飛機(jī)所在突風(fēng)區(qū)域的位置。

風(fēng)擾動會改變飛機(jī)的迎角α、側(cè)滑角β和空速Va的大小。有風(fēng)時，空速在機(jī)體坐標(biāo)系中的投影向量可表示為

(14)

式中：LBK和LBE分別為航跡坐標(biāo)系和地面坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣；Vk為航跡速度;[uWgvWgwWg]T為風(fēng)速在地面坐標(biāo)系中的三軸分量形式。Va、α和β可表示為[24-25]

(15)

2.2 低動能狀態(tài)

算例飛機(jī)的VREF為1.3VSR0，選擇飛機(jī)的初始狀態(tài)為：飛行速度分別為1.3VSR0和1.13VSR0，高度為130 m，航跡傾角為-3° 的穩(wěn)定進(jìn)近狀態(tài)。人機(jī)閉環(huán)模型如圖3所示，Vc分別為1.3VSR0和1.13VSR0；俯仰通道指令γc見圖5，使飛機(jī)在高度約15 m時開始逐漸拉平，駕駛員模型參數(shù)選擇如表3所示。仿真中，從時間t=5 s 開始，飛機(jī)遭遇了VWm=4 m/s、dm=120 m的順風(fēng)突風(fēng)風(fēng)速uWg。部分仿真結(jié)果如圖5 所示，H為高度，α為迎角，θ為俯仰角，δe為升降舵偏度。

如圖5所示，在以-3° 的航跡傾角穩(wěn)定進(jìn)近過程中，1.3VSR0和1.13VSR0兩個能量狀態(tài)的配平迎角分別為2.7° 和6.5°，遭遇4 m/s的突風(fēng)后，迎角分別增至4.3° 和8.7°，拉平后再次增大至5.2° 和10.5°。低動能狀態(tài)下的迎角約是正常狀態(tài)的2倍，同時，升降舵δe的操縱量也約為正常狀態(tài)的2倍，而低動能狀態(tài)的速度相對正常狀態(tài)僅減小了約17%。這說明：① 低動能狀態(tài)下，操縱效能快速下降，將大大增加駕駛員的操縱負(fù)擔(dān)；② 無論是遭遇突風(fēng)或是拉平后迎角增大的比例都遠(yuǎn)大于動能降低比例，飛機(jī)的抗風(fēng)能力下降，失速風(fēng)險增大。

圖5 低動能狀態(tài)的影響Fig.5 Influence of low kinetic energy state

表3 駕駛員模型參數(shù)取值Table 3 Values of pilot model parameters

ParameterkPVTIVτVkPγkIγτγkPθTLθTIθτnkmτmValue0.150.30.21.11.10.151.20.750.010.151.50.1

另一方面，1.3VSR0狀態(tài)拉平后的最大俯仰角為5.4°，對于目前的民用飛機(jī)而言，這一俯仰角遠(yuǎn)小于其設(shè)計(jì)護(hù)尾角。而1.13VSR0狀態(tài)下，拉平后的最大俯仰角達(dá)到了10.5°，這對于本算例飛機(jī)14.2° 的護(hù)尾角是安全的，但安全裕度已較小，而對于如Boeing 737-900等護(hù)尾角為10° 的飛機(jī)[26]，著陸安全將受到威脅。

2.3 低勢能狀態(tài)

選擇飛機(jī)的初始狀態(tài)為：飛行速度為1.3VSR0，高度為130 m，航跡傾角為-3° 的穩(wěn)定進(jìn)近狀態(tài)。人機(jī)閉環(huán)模型如圖3所示，3組仿真中各通道的指令為：Vc=1.3VSR0，γc見圖6，駕駛員操縱模型的參數(shù)選取與表3相同。在仿真2和仿真3中，γc在t=5 s時分別由-3° 逐漸變?yōu)?4° 和-5° 是為了使飛機(jī)由正常進(jìn)近狀態(tài)進(jìn)入低勢能區(qū)域，以說明飛機(jī)在動能正常的條件下，按不同的低勢能狀態(tài)進(jìn)近著陸對飛行安全的影響。

如圖6所示，正常進(jìn)近狀態(tài)下，即仿真1中，飛機(jī)在Xg=2 490 m時觸地。仿真2中，飛機(jī)在Xg=1 136 m時進(jìn)入低勢能區(qū)域，并在Xg=2 172 m時觸地。仿真3中，飛機(jī)在Xg=971 m時進(jìn)入低勢能區(qū)域，并在Xg=1 912 m時觸地。因此，相對于正常進(jìn)近狀態(tài)，仿真2和仿真3中，飛機(jī)將分別在正常接地點(diǎn)前約318 m和578 m觸地，危及飛行安全。這說明，低勢能狀態(tài)進(jìn)近會導(dǎo)致飛機(jī)提前接地，勢能越低，接地點(diǎn)越靠前。

另外，進(jìn)近過程中，飛機(jī)的下降率Vver可根據(jù)式(16)計(jì)算得出：

Vver=Vasinγ

(16)

圖6 低勢能狀態(tài)的影響Fig.6 Influence of low potential energy state

根據(jù)圖6中的仿真數(shù)據(jù)，航跡傾角分別穩(wěn)定為-4° 和-5° 時，飛機(jī)的下降率分別為5.4 m/s和6.57 m/s，而正常進(jìn)近的下降率為3.95 m/s，增幅分別為41%和66%。AC25-7C[10]中對CCAR25.125的解釋中指出，飛機(jī)著陸接地時的下降率不得超過1.83 m/s。然而，進(jìn)近著陸階段末端，飛機(jī)飛行速度接近正反區(qū)臨界速度，有的飛機(jī)著陸時已處于反區(qū)速度范圍，此時駕駛員一般采用穩(wěn)定迎角的操縱方式，以小幅度頻繁操縱駕駛桿和油門桿保持飛機(jī)迎角、速度和軌跡，大幅度拉桿很容易使飛機(jī)速度急劇下降而導(dǎo)致失速。因此，進(jìn)近階段過大的下降率會增大駕駛員著陸拉平的操縱難度。此外，也必然會增大飛機(jī)接地時的下降率，容易造成飛機(jī)出現(xiàn)回跳，或者重著陸使起落架損毀，對著陸安全造成嚴(yán)重影響。

3 低能量狀態(tài)改出方法

根據(jù)第1節(jié)中各低能量狀態(tài)的判斷標(biāo)準(zhǔn)，及第2節(jié)中低能量狀態(tài)的危害分析，在駕駛員識別了飛機(jī)處于某種低能量狀態(tài)后，應(yīng)該盡快操縱飛機(jī)恢復(fù)至正常能量狀態(tài)，保證飛行安全。由于低動能與低勢能狀態(tài)對飛行安全的影響不盡相同，因此針對這兩類低能量狀態(tài)，駕駛員的改出策略也不同。

3.1 低動能狀態(tài)改出

低動能改出方法的原理是通過增加油門的大小，直接增大飛機(jī)的速度，使其在較小的迎角下具有足夠的升力，同時具有足夠的操縱效能。當(dāng)飛機(jī)的速度增大至VREF時可認(rèn)為飛機(jī)動能恢復(fù)正常，改出結(jié)束。在改出過程中，駕駛員以操縱油門為主，需根據(jù)速度的變化，適時地調(diào)節(jié)油門的大小。同時，還需兼顧升降舵操縱，防止因速度增加而使飛機(jī)高度向上偏離下滑道。由此，既可恢復(fù)飛機(jī)動能又可保證飛行高度。

據(jù)此，選擇飛機(jī)的初始狀態(tài)為：飛行速度為1.13VSR0，高度為130 m，航跡傾角為-3° 的穩(wěn)定進(jìn)近狀態(tài)。改出過程中駕駛員的控制參數(shù)仍是速度和航跡，因此仍采用如圖3所示的人機(jī)閉環(huán)模型，油門通道指令為：t<5 s時，Vc=1.13VSR0；t≥5 s時，開始改出，設(shè)置Vc=VREF=1.3VSR0。俯仰通道駕駛員指令為：t<10 s時，γc=-3°；t≥10 s時，由于航跡已上偏，為糾正航跡高度，需增大一定的航跡傾角指令，仿真中取γc=-4°。駕駛員操縱模型的參數(shù)選取與表3相同。

圖7 低動能狀態(tài)改出Fig.7 Recovery of low kinetic energy state

如圖7所示，在t=5 s前飛機(jī)保持1.13VSR0速度沿-3° 航跡傾角穩(wěn)定下滑。t=5 s后駕駛員逐漸增大油門δp，飛機(jī)速度增加，同時航跡上偏。隨著速度增加，在10 s后逐漸減小油門增量，并加大推桿操縱糾正航跡高度。最終，飛機(jī)于17.6 s達(dá)到了VREF=1.3VSR0的正常水平，同時，飛機(jī)的航跡始終處于下滑道的上下邊界內(nèi)。下滑道的上下邊界以3° 的基準(zhǔn)分別增減0.35° 而成，其中下邊界對應(yīng)低勢能狀態(tài)的判定邊界。

綜上所述，增加油門的操縱策略可以有效地保證飛機(jī)從低動能狀態(tài)中改出，但若要同時保證飛機(jī)高度處于合理范圍內(nèi)，則還需要駕駛員配合以較大的推桿操縱。

3.2 低勢能狀態(tài)改出

低勢能改出方法的原理是平緩地增加并保持俯仰角，使飛機(jī)以較大的迎角飛行，在保持速度基本不變的前提下，可減小飛機(jī)的下滑角，從而使高度逐漸恢復(fù)至正常范圍。當(dāng)飛機(jī)的飛行高度恢復(fù)至基準(zhǔn)下滑道高度時可認(rèn)為飛機(jī)的勢能恢復(fù)正常，改出結(jié)束。在改出過程中，駕駛員需根據(jù)高度與基準(zhǔn)下滑道的偏差，控制俯仰角均勻地、平穩(wěn)地增加，直至航跡高度回復(fù)正常水平。此操縱策略中，駕駛員以控制俯仰姿態(tài)為主，并以駕駛桿發(fā)生間歇性抖桿時的俯仰角作為上限，此時，飛機(jī)的飛行迎角距離失速迎角大約還有7%的余量，即充分利用了飛機(jī)的氣動特性，使其獲得當(dāng)前速度下盡可能大的升力，從而有效地保證飛機(jī)的高度。另外，在改出過程中，為了防止由于飛機(jī)爬升而使得速度降低，駕駛員還需適時增大油門。

初始狀態(tài)選擇為：飛行速度為1.3VSR0，高度為150 m，航跡傾角為-3° 的穩(wěn)定進(jìn)近狀態(tài)。仿真中，飛機(jī)未進(jìn)入低勢能區(qū)域前仍采用如圖3所示的人機(jī)閉環(huán)模型。油門通道指令為Vc=1.3VSR0。俯仰通道指令為：t<5 s時，γc=-3°；t≥5 s后，增大γc使飛機(jī)逐漸進(jìn)入低勢能區(qū)域，仿真中取γc=-4°。進(jìn)入低勢能區(qū)域后，俯仰通道的操縱策略演變?yōu)橹苯涌刂聘┭鲎藨B(tài)，開始改出，人機(jī)閉環(huán)模型演變?yōu)閳D8。油門通道指令保持Vc=1.3VSR0。俯仰通道指令為：駕駛員需平穩(wěn)增大俯仰角，仿真中取θc=1°。改出前，駕駛員操縱模型參數(shù)選取與表3相同，改出時，由于俯仰通道的駕駛員模型結(jié)構(gòu)不同，駕駛員模型參數(shù)也隨之發(fā)生改變，具體取值如表4所示，油門通道駕駛員模型參數(shù)保持不變。

圖8 低勢能改出的人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.8 Diagram of man-aircraft closed-loop system for low potential energy recovery

如圖9所示，在t=5 s時飛機(jī)由正常進(jìn)近狀態(tài)向下偏離基準(zhǔn)下滑道，并在Xg≈1 216 m，t≈16 s時，航跡高度下傾至下滑道下邊界以下，進(jìn)入低勢能狀態(tài)。隨后，駕駛員拉桿增大俯仰角，并略增大油門，飛機(jī)于Xg≈1 772 m處航跡高度恢復(fù)至正常范圍的下邊界。為確保安全，繼續(xù)保持俯仰角，使高度繼續(xù)向基準(zhǔn)下滑道高度靠近，最終，飛機(jī)于Xg≈2 151 m處航跡高度達(dá)到基準(zhǔn)下滑道高度，完成改出。在改出過程中飛機(jī)速度的變化范圍在±2 m/s以內(nèi)。

表4俯仰通道駕駛員改出操縱模型參數(shù)取值

Table4Parametervaluesofmodelforpilotrecoveryinpitchingchannel

ParameterkPθTLθTIθτnkmτmValue1.10.40.080.21.70.1

圖9 低勢能狀態(tài)改出Fig.9 Recovery of low potential energy state

值得注意的是，當(dāng)駕駛員完成改出時，飛機(jī)的航跡傾角大于-3°，即飛機(jī)相對基準(zhǔn)下滑道有爬升趨勢。因此，在改出結(jié)束后，駕駛員還需略推桿，抑制飛機(jī)繼續(xù)爬升，從而可安全著陸。

綜上所述，增大必要姿態(tài)角并保持的改出策略可以有效地保證飛機(jī)從低勢能狀態(tài)中改出，同時，改出過程中還需配合一定油門操縱，改出后駕駛員仍需要完成下壓航跡等一系列操縱，操縱過程相對低動能改出更為復(fù)雜。

4 結(jié) 論

1) 低動能狀態(tài)下飛機(jī)抗風(fēng)能力下降，各操縱面的操縱效率下降，易導(dǎo)致駕駛員操縱困難，甚至舵面飽和也不能滿足飛機(jī)操縱效能的要求而誘發(fā)飛行事故。根據(jù)民機(jī)進(jìn)近著陸階段的特點(diǎn)及CCAR-25-R4等標(biāo)準(zhǔn)的要求，提出了著陸時涉及過載限制、護(hù)尾角限制和側(cè)風(fēng)限制的低動能判據(jù)。

2) 低勢能狀態(tài)下飛機(jī)的飛行高度明顯低于基準(zhǔn)下滑道，在進(jìn)近著陸末端，飛機(jī)速度已接近甚至處于操縱反區(qū)，駕駛員恢復(fù)航跡高度的操縱困難，易誘發(fā)重著陸或提前接地等事故。根據(jù)現(xiàn)代民用機(jī)場的ILS特點(diǎn)，提出了進(jìn)近階段的低勢能判據(jù)。

3) 針對低動能狀態(tài)，駕駛員應(yīng)采用增加速度并抑制爬升的改出方法；針對低勢能狀態(tài)，駕駛員應(yīng)采用增大俯仰姿態(tài)并保持速度的改出方法。

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(責(zé)任編輯： 李明敏)

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*Correspondingauthor.E-mail:wlx_c818@163.com

Hazardsoflowenergystatetoflightsafetyandrecoverymethods

CHENJunping,WANGLixin*

SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100083,China

Thelowenergystatewhichmayinduceflightaccidentsduringtheapproachandlandingphasesofcivilaircraftandthepilot’srecoverymethodsarestudied.AccordingtotheanalysisreportsofcivilaircraftaccidentsinrecentyearsandtherequirementsofairworthinessstandardsforciviltransportaircraftCCAR-25-R4,flighttestguideAC25-7C,militaryspecificationsandrelatedindustrystandards,thequantitativecriteriaforthelowenergystateoflandleveling,crosswindlanding,andcontrolledflightintoterrainaresetup.Takingaregionaljetasanexample,westudytheflightsafetyproblemsandcharacteristicsofthelowkineticenergyandthelowpotentialenergystateduringtheapproachandlandingbyusingdigitalsimulationmethod.Amethodforincreasingthespeedandsuppressingtheclimbisproposedforlowkineticenergyrecovery.Amethodforincreasingthepitchattitudeandmaintainingthespeedisalsoproposedforlowpotentialenergyrecovery.Simulationresultsshowtheeffectivenessofthetwomethods.Theresearchresultscanprovideatheoreticalreferenceforthedesignoflowenergyalarmsystemandthetrainingofpilots.

civilaircraft;lowenergy;flightsafety;lowenergycriteria;recoverymethods

2016-12-26；Revised2017-02-15；Accepted2017-04-14；Publishedonline2017-04-171739

2016-12-26；退修日期2017-02-15；錄用日期2017-04-14； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時間

時間：2017-04-171739

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.E-mailwlx_c818@163.com

陳俊平， 王立新． 低能量狀態(tài)對飛行安全的危害及改出方法J． 航空學(xué)報,2017,38(8):121077.CHENJP,WANGLX.HazardsoflowenergystatetoflightsafetyandrecoverymethodsJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(8):121077.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.121077

V221

A

1000-6893(2017)08-121077-11