房圣友，白榮強(qiáng)，趙 翔

（中國飛行試驗(yàn)研究院技術(shù)中心飛機(jī)所，陜西 西安710089）

最小離地速度（Vmu）是指飛機(jī)不存在任何風(fēng)險(xiǎn)，能夠安全離地并繼續(xù)起飛的最小速度。開展Vmu試飛，驗(yàn)證飛機(jī)抬前輪速度（VR）與Vmu之間的安全裕度是否符合CCAR 25部的程序規(guī)定，同時(shí)為修訂抬前輪速度提供了重要依據(jù)。最小離地速度試飛需要在飛機(jī)起飛時(shí)最大可用迎角條件下完成，其是受地面效應(yīng)影響的飛機(jī)低速大迎角試飛項(xiàng)目，試驗(yàn)難度大、風(fēng)險(xiǎn)高。目前，中國已獨(dú)立完成ARJ21-700 的Vmu試飛，初步掌握了該科目的試飛方法，但在運(yùn)輸機(jī)領(lǐng)域仍是空白。本文依據(jù)ARJ21-700 的成功經(jīng)驗(yàn)，探索Vmu試飛技術(shù)在運(yùn)輸機(jī)領(lǐng)域的應(yīng)用，進(jìn)一步掌握Vmu試飛技術(shù)，對開展軍機(jī)適航認(rèn)證具有重要意義。

1 試飛方案設(shè)計(jì)

1.1 最小離地速度試飛類型分析

依據(jù)飛機(jī)的失速迎角、機(jī)身長度以及俯仰操縱效能，可以將飛機(jī)的Vmu分為以下3 種類型：受失速迎角限制的Vmu、受飛機(jī)幾何結(jié)構(gòu)限制的Vmu、受俯仰操縱權(quán)限限制的Vmu。

在正式開展Vmu試飛之前，需要對試驗(yàn)飛機(jī)的Vmu限制類型進(jìn)行分析。對飛機(jī)Vmu限制類型的決策如圖1 所示。根據(jù)失速迎角與試驗(yàn)機(jī)離地前最大俯仰姿態(tài)角的關(guān)系，確定試驗(yàn)機(jī)Vmu是否受失速迎角限制。試驗(yàn)機(jī)起飛前尾部觸底的姿態(tài)角低于失速迎角4°～6°，所以不受失速迎角限制。

試驗(yàn)機(jī)正常配平時(shí)尾部擦地所需要的升降舵偏度如表1所示。對于受幾何結(jié)構(gòu)限制的Vmu類型，CCAR 25 部中允許Vmu相對離地速度（VLOF）的裕度，對于全發(fā)工作和單發(fā)不工作情況，分別由110%和105%降低至108%和104%，這為修訂抬前輪速度（VR）提供了更大的余量。但試驗(yàn)機(jī)必須在整個(gè)工作包線內(nèi)都受幾何結(jié)構(gòu)限制，若非如此，則不能減小Vmu相對VLOF的裕度。理論計(jì)算的試驗(yàn)機(jī)在不同質(zhì)量下，水平安定面正常配平時(shí)，以理論Vmu離地時(shí)尾部擦地所需要的升降舵偏度與升降舵最大偏度的裕度，舵偏裕度越大，說明飛機(jī)的舵效越足，尾部擦地的可能性越大。表1 中結(jié)果表明，試驗(yàn)機(jī)在正常構(gòu)型，小質(zhì)量情況下起飛，升降舵舵偏裕度接近0°，說明試驗(yàn)機(jī)以理論Vmu離地時(shí)升降舵效能接近極限，這時(shí)飛機(jī)的最小離地速度可能受俯仰操縱權(quán)限的限制，因此不宜將試驗(yàn)機(jī)視為完全受幾何結(jié)構(gòu)限制的飛機(jī)。其Vmu相對VLOF的裕度仍以110%和105%為標(biāo)準(zhǔn)。

圖1 Vmu 試飛限制類型決策樹

表1 試驗(yàn)機(jī)正常配平時(shí)尾部擦地所需要的升降舵偏度

1.2 試驗(yàn)推重比選擇

Vmu試飛需要在申請者申請的推重比范圍內(nèi)完成試驗(yàn)，其最小推重比應(yīng)滿足飛機(jī)單發(fā)失效后爬升梯度的要求，為保證試驗(yàn)安全，可采用全發(fā)工作模擬臨界發(fā)動機(jī)失效試飛。調(diào)節(jié)推重比范圍的方法有2 種：保持飛機(jī)重量不變，根據(jù)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速對發(fā)動機(jī)推力進(jìn)行插值，該方法適用于發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速與推力對應(yīng)關(guān)系明確，但在前重心條件下質(zhì)量調(diào)節(jié)范圍小的機(jī)型，ARJ21-700 即采用該種方法；發(fā)動機(jī)推力固定，通過改變飛機(jī)的質(zhì)量來改變推重比，該方法適用于前重心條件下質(zhì)量變化范圍較大，而發(fā)動機(jī)推力難易依據(jù)轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)的情況。試驗(yàn)機(jī)在前重心條件下質(zhì)量可調(diào)節(jié)范圍較大，同時(shí)該型號發(fā)動機(jī)難以根據(jù)轉(zhuǎn)速進(jìn)行推力插值，所以試驗(yàn)采用第二種方法。考慮到起飛安全，在整個(gè)試驗(yàn)范圍內(nèi)均采用全發(fā)起飛推力，該狀態(tài)下最小推重比略大于申請的最小推重比。由于起飛過程采用起飛推力，所以不再進(jìn)行爬升梯度的檢查。

通過分析，該運(yùn)輸機(jī)Vmu試飛采用發(fā)動機(jī)起飛推力，通過調(diào)節(jié)飛機(jī)質(zhì)量完成最小離地速度試飛。其最小推重比由試驗(yàn)日溫度限制的最大起飛質(zhì)量及該溫度下發(fā)動機(jī)起飛推力共同決定，最大推重比由試驗(yàn)最小質(zhì)量和試驗(yàn)溫度下發(fā)動機(jī)起飛推力決定。

2 試飛方法概述

由于Vmu試飛是一種大姿態(tài)的高機(jī)動試飛，為保證試驗(yàn)安全和數(shù)據(jù)有效，在試驗(yàn)開始前需進(jìn)行適應(yīng)性訓(xùn)練，首先應(yīng)在高逼真度模擬器上進(jìn)行大姿態(tài)角的起飛訓(xùn)練，接下來需要對臨界推重比條件（最大和最?。┫碌腣mu試飛進(jìn)行模擬試驗(yàn)，同時(shí)對可能出現(xiàn)的安全風(fēng)險(xiǎn)進(jìn)行針對性訓(xùn)練，為試驗(yàn)的安全、順利開展做好準(zhǔn)備。

模擬器訓(xùn)練內(nèi)容如表2 所示。

表2 模擬器訓(xùn)練內(nèi)容

在模擬器訓(xùn)練完成后，在試驗(yàn)飛機(jī)上開展幾個(gè)架次的大姿態(tài)起飛檢查，檢查試驗(yàn)飛機(jī)在大姿態(tài)角度起飛時(shí)的姿態(tài)角保持能力，同時(shí)完成從正常姿態(tài)角起飛到尾部擦地姿態(tài)起飛的適應(yīng)性訓(xùn)練。

Vmu試飛要求飛機(jī)以盡可能大的姿態(tài)角起飛，起飛后至脫離地效之前俯仰姿態(tài)不應(yīng)減小，為了防止飛機(jī)在起飛時(shí)過度抬頭導(dǎo)致尾部結(jié)構(gòu)損壞，在試驗(yàn)飛機(jī)尾部安裝了尾橇保護(hù)機(jī)體結(jié)構(gòu)。

尾橇的結(jié)構(gòu)如圖2 所示，尾橇預(yù)觸地開關(guān)和尾橇觸地開關(guān)分別與駕駛艙內(nèi)的信號燈相接，便于飛行員掌握尾橇觸地過程。根據(jù)ARJ21-700 的尾橇設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，尾橇預(yù)觸地開關(guān)觸地角比尾橇觸地角小1°，提示飛行員飛機(jī)尾部即將觸地。尾橇擦地板厚度為16 mm，試飛過程中出現(xiàn)擦地板磨損殆盡導(dǎo)致接地支架損傷的情況。在后續(xù)試飛中，為防止擦地板過度磨損，保障飛機(jī)安全，飛行員在起飛過程中耗費(fèi)大量精力保持飛機(jī)俯仰角防止過度擦尾，極大地增加了試飛難度。

圖2 尾橇的結(jié)構(gòu)示意圖

在試飛過程中發(fā)現(xiàn)，在水平安定面正常配平的情況下，起飛滑跑過程中飛機(jī)的俯仰姿態(tài)建立較慢，隨著飛機(jī)表速增加，升降舵舵效升高，飛行員拉桿到底后會在短時(shí)間內(nèi)產(chǎn)生很大的俯仰角速率，對飛行安全造成很大威脅，同時(shí)也不利于起飛后的姿態(tài)保持。為了保證安全及提高試驗(yàn)成功率，可適當(dāng)增加水平安定面的配平，增大起飛過程中的抬頭力矩，使飛機(jī)在表速較低時(shí)開始抬輪，在較低的俯仰角速率下達(dá)到飛機(jī)的最大俯仰姿態(tài)，這樣可以有效避免大俯仰角速率抬頭對飛機(jī)尾部結(jié)構(gòu)的撞擊，同時(shí)也便于飛行員在起飛后的姿態(tài)保持。增大平尾配平，降低了飛行員的操縱難度，提高了試驗(yàn)成功率，但由于增大配平使平尾負(fù)升力增加，飛機(jī)離地所需速度增加，使試驗(yàn)得到的離地速度相較于正常平尾配平得到的離地速度偏大。

試驗(yàn)機(jī)在增加平尾配平后，在臨近尾橇觸地時(shí)仍具有較大的俯仰角速度，導(dǎo)致尾橇預(yù)觸地信號發(fā)出到尾橇觸地時(shí)間不足0.5 s，尾橇預(yù)觸地信號不能起到提示作用，后續(xù)試飛中遂將尾橇預(yù)觸地開關(guān)拆除。

3 試驗(yàn)結(jié)果分析

最小離地速度試飛試驗(yàn)難度大、風(fēng)險(xiǎn)高，試驗(yàn)成功率比較低。在試飛完成后首先要對試驗(yàn)是否成功進(jìn)行判定，對于受幾何結(jié)構(gòu)限制不嚴(yán)格的Vmu試飛，其試驗(yàn)成功的判定準(zhǔn)則為：飛機(jī)離地后俯仰姿態(tài)不應(yīng)減小，直至脫離地效；不得發(fā)生明顯抖振（輕微抖振是可以接受的）。

典型的成功試驗(yàn)的時(shí)間歷程曲線如圖3 所示，以輪速減小時(shí)刻為離地時(shí)刻，以距地面10.7 m 高度為脫離地效高度。由圖3 可見，飛機(jī)離地后至脫離地效前的過程中，其俯仰姿態(tài)角雖有一定程度的變化，但無明顯減小。大推重比時(shí)的Vmu試驗(yàn)的時(shí)間歷程曲線如圖4 所示。由圖4 可見，大推重比條件下飛機(jī)離地速度較小，由拉桿到底到飛機(jī)離陸的時(shí)間很短（約為6 s），尾橇觸地時(shí)間很短（不足1 s），飛行員操縱難度大，試驗(yàn)成功率較低。由于動作時(shí)間短，飛行員不能及時(shí)回桿，導(dǎo)致飛機(jī)尾橇觸地時(shí)俯仰角速率較大，飛機(jī)離地后俯仰角繼續(xù)增加。如果飛機(jī)的俯仰角速率在離地后不能及時(shí)減小，將使飛機(jī)尾部結(jié)構(gòu)擦地的風(fēng)險(xiǎn)大為增加。小推重比時(shí)的Vmu試驗(yàn)的時(shí)間歷程曲線如圖5 所示，由于飛機(jī)起飛重量增加，其離地速度明顯增大，由拉桿到底到飛機(jī)離陸的時(shí)間更長（約為10 s），尾橇觸地時(shí)間明顯增加（約為4 s）。飛機(jī)尾橇觸地后，其俯仰角速率迅速減小，飛機(jī)離地后俯仰角基本保持不變。小推重比條件下尾橇觸地時(shí)間更長，與地面摩擦造成尾橇的嚴(yán)重磨損，在尾橇設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)充分考慮到這種情況，確保使用的尾撬有足夠的磨損余量。

圖3 Vmu 試飛典型時(shí)間歷程曲線

圖4 大推重比下Vmu 試飛時(shí)間歷程曲線

圖5 小推重比下Vmu 試飛時(shí)間歷程曲線

根據(jù)理論分析，最小離地速度（Vmu）與失速速度（VSR）的比值與推重比（T/W）之間存在線性關(guān)系。試驗(yàn)結(jié)果擬合得到的關(guān)系曲線如圖6 所示。

圖6 最小離地速度試驗(yàn)結(jié)果曲線

從圖6 中可以看出，隨著推重比的增大，最小離地速度與失速速度的比值減小，兩者之間呈現(xiàn)出較為明顯的線性關(guān)系。在大推重比條件下Vmu與VSR的比值反而增大，原因在于大推重比條件下飛機(jī)加速快、滑跑時(shí)間短，飛行員拉桿時(shí)俯仰角速率迅速增大，為了防止飛機(jī)尾部重接地，飛行員提前回桿使飛機(jī)離地時(shí)未達(dá)到擦尾姿態(tài)，使離地速度的試驗(yàn)結(jié)果偏大。

4 結(jié)束語

某型運(yùn)輸機(jī)最小離地速度的試飛成功，為后續(xù)機(jī)型相關(guān)課題試飛提供了寶貴的經(jīng)驗(yàn)指引，其借鑒意義主要有如下幾點(diǎn)：①在進(jìn)行試飛設(shè)計(jì)前需要確定飛機(jī)的最小離地速度試飛類型，根據(jù)其試飛類型制訂試驗(yàn)方案。②調(diào)節(jié)飛機(jī)推重比的方法有兩種，即保持飛機(jī)質(zhì)量不變調(diào)節(jié)發(fā)動機(jī)的輸出功率和保持發(fā)動機(jī)輸出功率不變調(diào)節(jié)飛機(jī)的起飛質(zhì)量。③飛機(jī)的擦尾保護(hù)裝置應(yīng)當(dāng)安全可靠，且不應(yīng)該增加飛行員的操縱難度。④應(yīng)當(dāng)合理選擇尾橇擦地板的厚度和硬度。其硬度應(yīng)以不損傷機(jī)場道面為限，厚度應(yīng)當(dāng)在不顯著減小飛機(jī)擦尾角度的情況下，保障飛機(jī)在最嚴(yán)重擦地情況下的起飛安全。⑤在進(jìn)行大推重比試飛時(shí)，飛機(jī)離地過程中俯仰角速率很高，此時(shí)，要格外注意機(jī)輪離地后的俯仰角度，防止離地后飛機(jī)尾部觸地，影響試驗(yàn)結(jié)果，威脅飛機(jī)安全。

本文從試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)、試飛方法概述以及試驗(yàn)結(jié)果分析三個(gè)方面對某型運(yùn)輸機(jī)的最小離地速度試飛進(jìn)行了較為全面的討論，提供了一套切實(shí)可行的Vmu試飛方法。某型運(yùn)輸機(jī)最小離地速度試飛的成功，填補(bǔ)了中國運(yùn)輸機(jī)試飛領(lǐng)域的空白，積累了豐富的經(jīng)驗(yàn)，對后續(xù)機(jī)型的Vmu試飛提供了有力的技術(shù)支持。