發(fā)動(dòng)機(jī)雙發(fā)失效空滑策略研究

蘇 翼 / SU Yi

(中國(guó)商飛試飛中心，上海 201323)

0 引言

發(fā)動(dòng)機(jī)雙發(fā)失效是最嚴(yán)重、最危險(xiǎn)的飛機(jī)特情之一，對(duì)于部分風(fēng)險(xiǎn)試飛科目，如發(fā)動(dòng)機(jī)空中起動(dòng)包線拓展試飛、負(fù)加速度試飛等，由于其特有的試飛操作，大大增加了飛機(jī)發(fā)生雙發(fā)失效的概率。一旦飛機(jī)出現(xiàn)雙發(fā)失效特情，飛機(jī)的電源系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、氣源系統(tǒng)、壓調(diào)系統(tǒng)等關(guān)鍵系統(tǒng)將出現(xiàn)不同程度的降級(jí)，同時(shí)由于失去動(dòng)力，飛機(jī)將無法保持高度、速度，飛行員需要操縱飛機(jī)以有利速度下滑，在有限的時(shí)間內(nèi)盡快尋找合適的機(jī)場(chǎng)或開闊場(chǎng)地降落。本文旨在從下滑的剖面和航跡兩方面分析飛機(jī)失去動(dòng)力后的返場(chǎng)策略，以期降低雙發(fā)失效的危險(xiǎn)程度。

1 雙發(fā)失效返場(chǎng)策略

當(dāng)飛機(jī)發(fā)生雙發(fā)失效應(yīng)急情況時(shí)，飛行員需要進(jìn)行兩方面的工作：一是嘗試重新起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)；二是操縱飛機(jī)返場(chǎng)或?qū)ふ液线m的備降/迫降場(chǎng)地。飛機(jī)由于失去動(dòng)力，將不斷損失能量，因此供飛行員反應(yīng)和思考的時(shí)間十分有限。此時(shí)，提前做好應(yīng)急預(yù)案，對(duì)降低雙發(fā)失效的風(fēng)險(xiǎn)十分有幫助。

要盡可能避免發(fā)生雙發(fā)失效時(shí)飛行員在空中臨時(shí)計(jì)算是否可以空滑至機(jī)場(chǎng)或?qū)ふ移冉祱?chǎng)地，因此提前規(guī)劃好空滑的策略至關(guān)重要。在以往的試驗(yàn)準(zhǔn)備中，通常根據(jù)飛機(jī)的理論計(jì)算得到飛機(jī)在不同重量、構(gòu)型下的空滑比，以此作為空滑距離的計(jì)算依據(jù)，確保飛機(jī)能在雙發(fā)失效的情況下完成返場(chǎng)著陸。本文在此基礎(chǔ)上，進(jìn)行了進(jìn)一步細(xì)化，不僅考慮了垂直剖面的空滑比，也制定了航跡上的標(biāo)準(zhǔn)返場(chǎng)路徑，減輕雙發(fā)失效時(shí)飛行員因臨時(shí)計(jì)算和決策帶來的額外工作負(fù)荷。

飛機(jī)大都具備飛行管理系統(tǒng)，并以全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)(Global Navigation Satellite System，簡(jiǎn)稱GNSS)為導(dǎo)航源進(jìn)行導(dǎo)航。飛機(jī)若在空中發(fā)生雙發(fā)失效的情況，可參考機(jī)場(chǎng)公布的進(jìn)近程序中的定位點(diǎn)，選擇其中的中間進(jìn)近定位點(diǎn)(Intermediate Fix，簡(jiǎn)稱IF)和最終進(jìn)近定位點(diǎn)(Final Approach Fix，簡(jiǎn)稱FAF)作為空滑返場(chǎng)的定位點(diǎn)。一旦飛機(jī)發(fā)生雙發(fā)失效，則在空域中調(diào)整航向直飛IF點(diǎn)，并對(duì)正跑道，在IF點(diǎn)到FAF點(diǎn)之間調(diào)整飛機(jī)構(gòu)型，在FAF點(diǎn)前后完成構(gòu)型調(diào)整至著陸構(gòu)型。本文將以臨沂機(jī)場(chǎng)19號(hào)跑道為例，進(jìn)行空滑策略分析，列出空滑需要考慮的各項(xiàng)要素，包括空滑比、構(gòu)型調(diào)整、定位點(diǎn)高度、空域范圍等。

1.1 空滑比

根據(jù)不同飛機(jī)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)計(jì)算得到飛機(jī)在不同重量、不同構(gòu)型下的空滑比，即每個(gè)構(gòu)型下推薦的速度，和在該速度下每損失1 000 ft(1 ft≈0.3m)高度可滑行的地面距離，表1為假定的某型飛機(jī)在某個(gè)重量下的空滑比和有利速度。

表1 某型飛機(jī)在某重量下的空滑比和有利速度

1.2 構(gòu)型調(diào)整

在正常進(jìn)近的過程中，飛機(jī)在FAF點(diǎn)前將完成著陸構(gòu)型的調(diào)整，對(duì)正跑道開始建立穩(wěn)定下滑。飛機(jī)在雙發(fā)失效的特情下返場(chǎng)時(shí)，推薦按照同樣的思路進(jìn)行構(gòu)型調(diào)整，這樣能夠讓飛行員盡快對(duì)正跑道建立一個(gè)穩(wěn)定的空滑狀態(tài)，避免在無動(dòng)力情況下，在低高度頻繁操縱飛機(jī)。

根據(jù)這一思路，參考臨沂機(jī)場(chǎng)航圖19號(hào)跑道IF點(diǎn)LY803進(jìn)行計(jì)算，LY803距離跑道端頭18.6 km(10 nm)，距離FAF點(diǎn)LY802為8.7 km(4.7 nm)，F(xiàn)AF點(diǎn)LY802距離跑道端頭9.9 km(5.3 nm)。在雙發(fā)失效時(shí)，大多數(shù)飛機(jī)將出現(xiàn)襟縫翼半速甚至1/4速率的情況，故需要根據(jù)型號(hào)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)，按照雙發(fā)失效情況下襟縫翼收放到著陸構(gòu)型的時(shí)間進(jìn)行計(jì)算。假設(shè)完成襟縫翼收放需要90 s，參考表1此時(shí)飛機(jī)的進(jìn)近速度為140 kn，則所需的地面距離約為3.5 nm，故按照該假設(shè)可在IF點(diǎn)至FAF點(diǎn)之間完成構(gòu)型調(diào)整。若由于雙發(fā)失效導(dǎo)致襟縫翼調(diào)整時(shí)間過長(zhǎng)，則可在IF點(diǎn)前開始構(gòu)型調(diào)整，原則上應(yīng)讓飛機(jī)在FAF點(diǎn)前完成最終著陸構(gòu)型的調(diào)整。

1.3 定位點(diǎn)高度

除了構(gòu)型調(diào)整以外，還需考慮通過兩個(gè)定位點(diǎn)IF點(diǎn)和FAF點(diǎn)的高度，以確保通過兩個(gè)定位點(diǎn)時(shí)飛機(jī)具備足夠的能量返場(chǎng)著陸。依然以臨沂機(jī)場(chǎng)19號(hào)跑道為例，IF點(diǎn)LY803距離FAF點(diǎn)LY802為8.7 km(4.7 nm)，F(xiàn)AF點(diǎn)LY802距離跑道端頭9.9 km(5.3 nm)。通過近似處理，將IF點(diǎn)至FAF點(diǎn)的距離均分為數(shù)段作為不同的構(gòu)型調(diào)整期，并根據(jù)不同構(gòu)型的空滑比得到構(gòu)型調(diào)整期間的高度損失。

以表1數(shù)據(jù)為例，在IF點(diǎn)至FAF點(diǎn)期間構(gòu)型將依次從光潔構(gòu)型調(diào)整到起飛構(gòu)型、進(jìn)近構(gòu)型和著陸構(gòu)型，故將IF點(diǎn)至FAF點(diǎn)距離均分為3段，每段1.6 nm，并按照下一個(gè)構(gòu)型的空滑比進(jìn)行計(jì)算(更加保守)得到構(gòu)型調(diào)整期間的高度損失如表2所示。

表2 構(gòu)型調(diào)整期間的高度損失

以上計(jì)算為近似計(jì)算，若構(gòu)型調(diào)整所需時(shí)間遠(yuǎn)小于或者大于飛機(jī)在IF點(diǎn)至FAF的用時(shí)，則需要考慮延遲或者提前構(gòu)型調(diào)整時(shí)機(jī)，確保在FAF點(diǎn)完成構(gòu)型調(diào)整又不至于過早完成構(gòu)型調(diào)整而影響空滑距離。

在FAF點(diǎn)以后，飛機(jī)已經(jīng)調(diào)整至著陸構(gòu)型，以表1數(shù)據(jù)為例，F(xiàn)AF點(diǎn)距離跑道端頭5.3 nm，則這段距離需要損失高度3 533 ft。故為了保障飛機(jī)能夠空滑回機(jī)場(chǎng)，過IF點(diǎn)的所需高度為800 ft+941 ft + 1 066 ft + 3 533 ft = 6 340 ft，過FAF點(diǎn)的所需高度為3 533 ft。

1.4 空域范圍

發(fā)動(dòng)機(jī)空中起動(dòng)除了需要保持在劃設(shè)的空域范圍內(nèi)以外，還要受到空滑范圍的限制，需要同時(shí)滿足這兩者的要求。按照表1數(shù)據(jù)，某型飛機(jī)在某重量下光潔構(gòu)型的空滑比是1 000 ft / 2.5 nm，速度185 kn，對(duì)于速度比185 kn小的試驗(yàn)點(diǎn)，則需要考慮勢(shì)能轉(zhuǎn)換為動(dòng)能，對(duì)于速度比185 kn大的試驗(yàn)點(diǎn)，則可以根據(jù)勢(shì)能轉(zhuǎn)化為動(dòng)能，增加空滑范圍。下面以高度21 500 ft，速度320 kn的試驗(yàn)點(diǎn)舉例。

此外飛機(jī)發(fā)生雙發(fā)失效時(shí)，飛行員需要一定的時(shí)間反應(yīng)，才能做出正確的判斷和操作，故考慮增加1 000 ft(大約30 s)的額外高度作為反應(yīng)時(shí)間余量。飛機(jī)發(fā)生雙發(fā)失效時(shí)，還需要調(diào)整航向朝著機(jī)場(chǎng)飛行，故還需要考慮飛機(jī)以特定的坡度進(jìn)行180°轉(zhuǎn)彎時(shí)的高度損失，假定某型飛機(jī)以30°坡度進(jìn)行180°轉(zhuǎn)彎時(shí)的高度損失為1 000 ft。

此時(shí)可以空滑距離為[16 247 ft(原有勢(shì)能)-1 000 ft(飛行員反應(yīng)時(shí)間)-1 000 ft(180°轉(zhuǎn)彎)]/1 000×2.5(空滑比)=35.6 nm。得到此時(shí)在以IF點(diǎn)為圓心、35.6 nm為半徑的范圍內(nèi)，可以滿足空滑的范圍。應(yīng)用同樣的方法，可以得到不同速度、不同高度條件下的空滑范圍。這樣在每個(gè)試驗(yàn)點(diǎn)執(zhí)行前，飛行員可根據(jù)空滑覆蓋范圍進(jìn)行空域調(diào)整，此時(shí)試驗(yàn)可飛空域則是空滑覆蓋范圍和試驗(yàn)空域的交聯(lián)部分。綜上，各個(gè)試驗(yàn)點(diǎn)可滿足飛機(jī)空滑回機(jī)場(chǎng)的覆蓋范圍是以IF點(diǎn)LY803為圓心，不同距離為半徑的圓形，如圖1所示。

圖1 某試驗(yàn)點(diǎn)空滑覆蓋范圍和試驗(yàn)空域

但是上述空滑范圍未考慮風(fēng)速對(duì)空滑距離的影響，若存在較大順風(fēng)/逆風(fēng)的情況，需要考慮風(fēng)速風(fēng)向?qū)栈嚯x的影響。此時(shí)可以根據(jù)空滑的地面距離和此時(shí)的有利速度，近似得到飛機(jī)空滑回機(jī)場(chǎng)需要的時(shí)間，由此計(jì)算風(fēng)速對(duì)空滑距離的影響，并對(duì)空滑覆蓋范圍進(jìn)行修正。

2 結(jié)論

根據(jù)上述計(jì)算分析，發(fā)生雙發(fā)失效時(shí)的空滑返場(chǎng)策略如表3所示。此外，為了在試飛中真正降低雙發(fā)失效帶來的風(fēng)險(xiǎn)，除了制定完備的空滑方案外，還需對(duì)雙發(fā)失效造成的系統(tǒng)降級(jí)、雙發(fā)失效后的操作程序十分清楚，需要試飛員、試飛工程師通過模擬機(jī)進(jìn)行充分的訓(xùn)練。

表3 返場(chǎng)策略總結(jié)