單發飛機空中起動試飛航線建立方法

申世才

(中國飛行試驗研究院發動機所，西安 710089)

1 引言

飛行試驗是在真實大氣條件下對航空裝備進行科學研究和產品試驗，具有高風險的突出特點[1]。尤其是在新型飛機或新型發動機的飛行試驗階段，探索和研究新技術、暴露和驗證飛機及發動機設計缺陷的同時，伴隨著巨大的安全風險，不僅可能導致巨額的財產損失，嚴重時甚至威脅參試人員的生命安全。如蘇-27戰斗機研制階段在飛行試驗驗證過程墜毀了多架原型機，一度導致研制進程中斷[2]。因此，飛行試驗的安全控制一直是飛行試驗設計和實施階段關注的重點。

雙發或多發飛機進行發動機空中起動試飛，即使被試發動機起動失敗，依靠陪試發動機的正常工作，依然能夠安全返場降落，安全系數較高。然而對于單發飛機，一旦空中起動失敗，只能依靠飛機的空滑性能滑翔返場。根據GJB 626A-2006[3]《軍用固定翼飛機和旋翼機科研試飛風險科目》規定，發動機配裝單發飛機的空中起動試飛科目一般為Ⅰ類，風險最高。為保證單發飛機空中起動試飛的安全，必須對空中起動試飛全過程進行安全控制，以保證即使發動機空中起動失敗，飛機仍能安全返場降落。

單發飛機空中出現發動機意外停車后，若再起動失敗，通常按照飛機使用手冊給出的停車迫降航線進行返場降落。文獻[4]給出了波音767飛機無動力著陸的最遠距離研究；文獻[5]給出了應急著陸軌跡設計；文獻[6]給出了停車迫降時飛機的動力學方程和運動方程，計算得出了停車迫降時的大、小航線，為飛行部隊處理停車迫降問題提供了參考；文獻[7]依據發動機配裝飛機空中起動試驗，研究了模擬空滑迫降的必要性，并提出了應急動力裝置工作時間和發動機風車轉速的估算方法；文獻[8-10]對轉彎掉高度、最有利下滑速度進行了理論分析；文獻[11]對戰斗機空滑迫降技術進行了研究，提出了下滑速度、最佳空滑比、180°轉彎高度損失等空滑迫降關鍵參數的確定方法，并設計、驗證了兩種迫降航線。

停車迫降航線主要應用于單發飛機出現發動機意外停車后無動力下滑返場降落的場景，可有效化解飛機迫降風險，同時也為單發飛機空中起動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過程，單發飛機空中起動過程是主動熄火停車，需考慮發動機停車、起動過程以及再起動失敗后停車迫降過程等關鍵點或過程的控制，必須將全過程串聯以實現對空中起動試飛全過程的安全控制。為此，本文在停車迫降航線的基礎上，開展了單發飛機空中起動航線建立方法研究，并在某單發飛機空中起動飛行試驗中進行了驗證和應用，可為單發飛機試飛安全控制和部隊訓練使用提供重要參考。

2 空中起動航線建立方法

2.1 航線總體設計

對于單發飛機空中發動機意外停車后無動力停車迫降，應確定直線下滑段最有利下滑速度和最佳空滑比及轉彎下滑段最小高度損失，以確保飛機盡可能滑至機場降落[9]。而對于空中起動試飛，還應確定不同空中起動試驗點速度下飛機的空滑比和下降率，并將發動機的停車點、起動點及其他關鍵點嵌入航線，建立空中起動航線，保證飛機飛行高度及與機場距離的精確控制。

空域的使用具有嚴格的限制，必須依據試飛機場及其空域的分布情況開展空中起動航線的設計。以某機場為例，其使用空域主要分布在機場的東部和西南部區域。一般情況下，飛機沿機場跑道由西至東起飛，由東至西經過三轉彎、四轉彎在機場跑道西頭降落。特殊情況下，也可直接由機場東直線進場降落。因此，空中起動航線設計分為直線下滑轉彎降落和直線下滑直線降落兩種形式。如圖1所示，1號和3號航線為直線下滑轉彎降落航線，2號航線為直線下滑直線降落航線。

圖1 單發飛機空中起動航線示意圖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號航線作為空中起動航線較為有利，2號和3號航線可作為備份航線。

2.2 關鍵參數確定

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

圖2 飛機無動力下滑轉彎降落Fig.2 The glide and turn land of aircrafts with power-off

假設飛機無動力直線下滑的起點經緯度為(a，b)，終點經緯度為(c，e)，如圖3所示，則飛機直線下滑水平距離為：

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

式中：經緯度單位為s，水平距離單位為m。

也可由機載慣性導航數據獲取飛機直線下滑水平距離：

式中：t1、t2分別為飛機下滑的起、止時間，VG為地速。

飛機空滑比為：

式中：ΔH為飛機下滑過程的高度損失，單位為m。

飛機無動力直線下滑過程，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的滑翔距離，即最大的空滑比[12]。因此，飛機以最大空滑比Kmax下滑時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為飛機阻力，ρ為空氣密度，S為機翼面積，CR為空氣動力系數，vv為最有利下滑速度下的飛機下降率，W為飛機重力。

飛機無動力轉彎過程的轉彎半徑R為：

式中：β為坡度，γ為下滑角。

轉彎過程高度損失為：

式中：CL為升力系數。

轉彎過程中，如果保持下滑角γ、翼載荷W/S不變，空滑比為Kmax，那么當坡度β=45°時轉彎的高度損失最小。

2.3 關鍵參數修正

飛機順風時無動力下滑的距離遠，逆風時下滑的距離短。因此需要定量分析風速對空滑比的影響。如圖3所示，風速對下滑距離的影響為：

風速對空滑比的影響為：

以某單發飛機為例，下降率為20 m/s，每下降1 000 m高度，1 m/s的逆風使得無動力直線下滑距離縮短50 m，空滑比減小0.05。

由公式(4)可知，飛機的重力、機翼面積、空氣動力系數影響最有利下滑速度。另，在空中起動試驗中，飛機油量不斷消耗(一個架次會進行多次起動)，因此也需要考慮飛機重力變化對最有利下滑速度的影響。實際操作過程中，通常保持等表速直線下滑，因此對表速微分，可以獲得飛機重力變化對飛行表速的影響系數：

以某單發飛機基本構型為例，每消耗燃油500 kg，最有利下滑表速減小約8 km/h。

2.4 關鍵點確定方法

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

式中：Hq為起動點高度，H三轉彎為三轉彎點高度。

停車點高度、距離分別為：

式中：tj為發動機轉子降至起動轉速的時間，由發動機降轉特性給出。

2.5 安全裕度設置

飛機無動力下滑返場降落，在應急動力系統工作的有限時間段內，必須保證飛機安全降落在機場跑道。因此，在實際操作過程中需設置足夠的安全裕度。

首先，風速風向、飛行員的駕駛技術等諸多因素影響飛機的空滑性能，且在試驗過程中，一旦飛機高度過低、無法返回機場，將造成嚴重的事故。因此，給定空滑比時要留有足夠的裕度，并通過在航線上設置的檢查點實時修正飛機的飛行高度，以達到嚴格控制三轉彎點飛行高度的目的。

其次，若三轉彎點飛行高度一旦低于最低安全高度，則必須采取機動動作往機場方向作航線內切，減小轉彎半徑，同時增加轉彎坡度。另外，根據應急動力系統試驗結果，直線下滑過程應急動力燃料消耗較少，而機動動作消耗較大。因此，要避免進行較大機動動作，將1號航線三轉彎點后移0.5～1.0倍跑道長度，從而保證飛機在三轉彎點和第四檢查點之間轉彎，如圖4所示。

圖4 1號航線改進示意圖Fig.4 The improved No.1 flight course

最后，飛機下滑降落在跑道長度1/8～1/4范圍內，避免降落至跑道外。

3 飛行試驗驗證

3.1 模擬空滑迫降

在進行空中起動試飛前，必須對飛機無動力下滑性能進行摸底。因此，首先需進行飛機無動力下滑模擬試驗。為保證模擬試驗的安全性，發動機一般工作在慢車或節流小推力狀態，以飛機構型產生的阻力平衡發動機的推力。通常，采取放減速板平衡發動機慢車或稍高于慢車狀態的推力，如阻力不能平衡發動機推力，也可采取掛副油箱或增掛模擬彈的方式。某單發飛機無動力下滑性能模擬試驗結果如表1所示。表中為飛機下滑表速與最有利下滑表速(飛機使用手冊提供值)的相對值，為飛機空滑比與最佳空滑比（飛機使用手冊提供值）的相對值，nH為發動機高壓轉子相對轉速。

表1 某單發飛機無動力下滑模擬試驗結果Table 1 The simulated results of glide with power off

必須說明的是，飛機的氣動特性和構型是飛機無動力空滑性能模擬試驗結果的決定性因素，但飛行員的駕駛技術、氣象條件(主要是大氣溫度影響發動機推力)、放起落架時機等也是不可忽視的影響因素。

3.2 空中起動試飛驗證

某發動機配裝在某單發飛機上進行空中起動試驗。根據發動機空中起動試驗點飛機速度分布，若起動試驗點飛機速度大于飛機最有利下滑速度，起動失敗后飛機應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)；若起動試驗點飛機速度小于飛機最有利下滑速度，起動失敗后應操縱飛機俯沖加速至最有利下滑速度，然后再沿航線直線下滑，但俯沖不應損失過多的高度(圖5藍色航線)。

圖5 單發飛機空中起動航線Fig.5 The flight course of air-start of an aircraft with single engine

采用圖5所示的空中起動航線，若取該單發飛機起落架收上狀態最有利空滑比為7，起落架放下狀態最有利空滑比為4，進行高度7 km、最有利下滑表速下的空中起動試驗，則空中起動試飛航線各關鍵點的空間位置如表2所示。多次空中起動試飛結果表明，飛機實際無動力下滑空滑比比使用手冊給定的最佳空滑比大3%～26%。說明飛機能夠無動力滑翔的距離更遠，為飛機在空中起動航線各檢查點的操縱留有較大空間，即使發動機空中起動失敗沿航線下滑，也能保證飛機安全降落。

表2 某單發飛機空中起動試飛航線各關鍵點信息Table 2 The parameter at the key points of the flight course of air-start of an aircraft

4 結論

在單發飛機空中起動試飛安全控制的需求上，基于停車迫降航線，提出了發動機空中起動航線建立方法，給出了空中起動試飛航線關鍵參數確定和修正方法，以及安全裕度設置方法。經飛行試驗驗證，該方法合理、可行，能提高空中起動試飛安全控制的精度和裕度，實現對單發飛機空中起動試飛全過程的安全控制，有效化解空中起動試飛的高風險，保障試飛安全，并可為部隊訓練使用提供參考，具有重要的實際應用價值。