低能量状态对飞行安全的危害及改出方法

陈俊平， 王立新

北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100083

低能量状态对飞行安全的危害及改出方法

陈俊平， 王立新*

北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100083

对民机在进近着陆阶段可能诱发飞行事故的低能量状态和驾驶员的改出操纵方法进行了研究。根据近年的民机事故分析报告，结合运输类飞机适航标准CCAR-25-R4、飞行试验指南AC25-7C、军用规范及相关行业标准，较系统地提出了涉及着陆拉平、侧风着陆和可控撞地的低能量状态的定量判定准则。以某型支线客机为例，采用数字仿真计算的方法，分别研究了在进近着陆过程中低动能和低势能状态可能导致的飞行安全问题及其特点。针对低动能改出提出了增加速度并抑制爬升的方法，针对低势能改出提出了增大俯仰姿态并保持速度的方法，最后通过仿真计算验证了两种改出方法的有效性。研究结果可为低能量告警系统的设计和驾驶员的改出操纵培训等提供理论参考。

民用飞机； 低能量； 飞行安全； 低能量判断标准； 改出方法

根据近年来中国民航飞行事故的分析报告和文献[1-2]，能量逐渐降低的进近着陆阶段是发生重大事故最频繁的阶段，引起飞行事故的诱因大致可分为恶劣气象条件与人为因素等。其中，恶劣气象条件包括低空风切变与结冰等，人为因素主要指由于驾驶员操纵不当导致飞机空速或高度过低，即能量过低而引起的飞行事故，如低动能可能导致着陆拉平困难、操纵面饱和，甚至失速而引起飞行事故，以及低势能导致飞机提前接地的可控撞地事故等。

现代电传民机的飞行控制系统中，一般均具有迎角包线保护的功能，通过限制迎角的大小可有效防止飞机失速。但是，当飞行速度处于正常运行速度与失速速度之间时，飞机的迎角不必增大至失速迎角即可获得足够的升力，但其仍存在由于操纵效能下降导致的难操纵、操纵面饱和以及势能过低导致的可控撞地等问题。而且，由于现代电传民机的定载稳定性一般设计为中立稳定[3]，当飞机速度降低时，飞控系统会自动操纵升降舵抑制飞机的俯仰运动，使驾驶员难以直接从速度变化引起的俯仰运动中发现飞机的速度出现异常。因此，在进近着陆阶段，当飞机以低于正常值的速度稳定进近时，若无提示，驾驶员只有在最后拉平操纵时才会发现拉平困难，甚至难以拉平，造成飞机重着陆，直接危及飞行安全。

针对以上问题，FAA (Federal Aviation Administration)针对A350-900[3]、EMB-550[4]和BD-500-1A10[5]等机型，明确指出了其飞行控制系统中需包含有低能量告警功能及应达到的性能要求，以便驾驶员能够完成低能量的改出。但是在研究报告中未提及低能量状态的判断标准和改出方法。Shish等[6]提出了基于能量状态评估来预测和优化下滑航迹的方法，以辅助驾驶员改出低能量状态，但并未给出驾驶员改出低能量状态的基本操纵方法，有关驾驶员改出操纵方法的研究现在主要是针对失速改出[7]和风切变改出[8]等问题来开展的。

据此，本文首先以《运输类飞机适航标准》CCAR-25-R4[9]和《运输类飞机合格审定——飞行试验指南》(AC25-7C)[10]为依据，针对由于低动能导致着陆拉平和侧风着陆困难，以及低势能导致飞机提前接地的3种低能量状态，提出了定量判断标准。其次，由于低能量状态容易诱发飞行事故，若直接采用飞行试验的方法来研究低能量状态对飞行安全的影响则风险较高，因此提出了基于数字虚拟飞行仿真计算的方法，分别分析了低动能和低势能对飞机进近着陆阶段飞行安全的影响特点。最后，建立了具有普适性的低能量改出方法，并通过数字虚拟飞行仿真进行了验证。研究结果可用于构建机载低能量告警系统，实现飞机多种低能量状态的实时告警。相应的改出操纵方法亦可为飞行员的培训等提供参考。

1 低能量状态的定义与判定

1.1 低能量状态的定义

低动能对飞行安全的影响原理为：① 空速处于正常状态和失速速度之间时，飞机各操纵面的操纵效能随着空速降低而不断下降，相对正常状态，产生相同操纵力矩所需的操纵面偏度和驾驶员操纵力逐渐增大，各操纵面饱和时所能提供的最大操纵力矩逐渐减小，从而使得驾驶员在进近着陆时的工作负担增大，导致操纵困难和误操纵等问题，甚至导致操纵面饱和也无法使飞机完成期望的操纵而诱发飞行事故；② 空速降低至失速速度时，飞机失速，直接危及飞行安全。

低势能对飞行安全的影响原理为在进近着陆阶段末端，飞机速度接近反区操纵临界速度，有的飞机已处于反区速度范围，大幅拉杆易造成飞机失速，因此当飞行高度相对基准下滑道过低时，驾驶员难以快速恢复高度并使飞机在正常着陆区域接地，进而可能引起可控撞地等飞行事故。

据此，将飞机处于动能过低，或势能过低，或动能和势能都偏低的状态统称为低能量状态。

1.2 低动能的判定

在进近过程中，随着动能下降，飞机气动舵面的操纵效能逐渐降低。若飞机的动能过低，则会影响其着陆拉平和抵御侧风的能力，进而影响着陆安全。AC25-7C[10]中对适航条款CCAR25.125(a)解释为：飞机正常进近着陆过程中，速度不得小于飞机飞行手册中规定的着陆门限速度VREF。当飞机在进近着陆过程中速度低于VREF时，可认为其能量状态属于低动能状态。但是CCAR-25-R4[9]对着陆拉平和侧风着陆的要求各不相同，飞机达到适航要求的最小动能也可能各不相同，因此，应针对不同的飞行任务分别给定判断标准。

在AC27-7C附录5——FAA操纵品质等级评定方法[10]中进一步对CCAR-25-R4[9]中的操纵性进行了等级划分，明确了民机处于不同状态时应达到的操纵能力，及其与操纵品质的关系。本节将针对进近着陆阶段，分别给出飞机着陆拉平和侧风着陆的低动能状态判定方法。

1.2.1 着陆拉平

1) 操纵效能限制

根据FAA操纵品质等级评定方法[10]中对民机正常飞行包线的法向过载范围的规定，其在着陆拉平时应具有产生+1.3g的稳态法向过载能力，g为重力加速度。否则，可认为民机处于低能量状态。表1为低能量状态与操纵效能的对应关系，其中，22.68 kg(50 lb)的俯仰操纵力是根据CCAR-25-R4[9]中关于最大纵向操纵力规定的，并参考军用规范MIL-SPEC-8785C[11]和MIL-STD-1797A[12]中的纵向操纵力品质等级要求而确定。由此，着陆拉平低能量状态的判断标准为

Va

(1)

式中：Va为飞机空速；V+1.3g为民机在表1操纵力限制下能产生+1.3g稳态法向过载的最小速度，其值一般处于VREF和VSW之间，VSW为失速告警速度。

2) 护尾角限制

飞机的接地角即为其着陆接地时的俯仰姿态角。对于采用前三点式起落架布置的飞机而言，其着陆拉平后的俯仰姿态角必须小于护尾角。否则，飞机的尾部结构会因擦地而损坏。严重时，可能导致尾部结构断裂。因此，若飞机着陆拉平时的动能太低，即使飞机未失速，其飞行安全也将受到威胁。

表1 着陆拉平低能量判定Table 1 Low energy judgement during landing leveling

由护尾角确定的低能量状态的判定标准可表示为

Va

(2)

式中：Vθtail为飞机着陆拉平后的俯仰角恰好为护尾角θtail时的速度。不同飞机型号的护尾角各不相同，Vθtail需根据试验确定。对于护尾角较大的飞机，若其在达到Vθtail前已失速，则不需要考虑此条低能量状态。

综上，着陆拉平时的低能量状态判定包括了操纵效能限制和护尾角限制两方面，若Vθtail>V+1.3g，则说明飞机以V+1.3g着陆拉平后的俯仰姿态大于护尾角，此时应以Vθtail作为着陆拉平的最低速度；否则以V+1.3g作为着陆拉平的最低速度。

1.2.2 侧风着陆

侧风着陆能力是表征民用飞机安全性的重要指标之一。文献[9]中规定型号的合格审定试验中必须演示90° 侧风分量，即在10 m高空上至少为20 kn(10.29 m/s)或0.2VSR0(取大者)，但不必超过25 kn(12.86 m/s)的侧风中安全着陆，VSR0为着陆构型下的基准失速速度。另外，在侧风着陆中，飞行员需要协同操纵飞机的副翼和方向舵，以保证飞行安全。据此，在侧风着陆过程中，若副翼和方向舵的操纵效能可保证民机在25 kn(12.86 m/s)侧风中安全着陆，则可认为其能量状态正常，否则，可认为其处于低能量状态。

表2给出了低能量状态与操纵效能的对应关系。其中，滚转操纵力和偏航操纵力的确定方法与着陆拉平中的纵向操纵力确定方法相同。由此，侧风着陆的低能量状态判断标准可表示为

Va

(3)

式中：VCW为民机能抵御12.86 m/s侧风的最小速度，此时，驾驶员以表2中正常范围内的操纵力能维持滚转角处于±5° 以内。VCW的取值一般也处于VREF和VSW之间。

表2侧风着陆低能量判定

Table2Lowenergyjudgementduringlandingwithcrosswind

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

1.3 低势能的判定

现代民用机场多配有仪表着陆系统(Instrument Landing System， ILS)，其下滑台系统会向空中发射无线电信号形成一条虚拟的下滑通道，飞机沿此下滑通道飞行即可安全到达跑道着陆区域，此下滑道与地面夹角一般为3°。在飞机的姿态指示器和水平状态指示器上会依据接受到的ILS信号和实际高度，实时显示其相对基准下滑道的偏离量，并以5 dot表征，中间点为基准下滑道位置。文献[13]中指出，当飞机的下滑航迹偏离量达到±1 dot时，说明其已偏离正常进近状态，飞行员需要采取改出措施。参考此规定，将进近时下滑航迹向下偏离下滑道超过1 dot视为飞机处于低能量状态。而偏离下滑道1 dot所代表的角度大小与飞机的仪表系统有关，以某型涡喷支线客机为例，其进近时俯仰轴1 dot的偏离量为0.35°。由此，可将民机进近过程中的正常能量状态和低能量状态的区域划分如图1所示。图中：γGS为基准下滑道的下滑角；γ1dot为飞机仪表中偏离下滑道1 dot所代表的角度；XGS为飞机距离ILS下滑台的水平距离；HLPE为对应XGS的低势能量状态边界值，可表示为

HLPE=XGStan(γGS-γ1dot)

(4)

图1 进近阶段低势能区域Fig.1 Low potential energy area of approaching phase

当飞机的飞行高度H低于HLPE时即认为其处于低势能状态，判断标准的数学表达式为

H

(5)

2 低能量状态对飞行安全的危害

本节主要研究民机在无侧向扰动时分别以低动能和低势能状态进近可能引起的飞行安全问题及特点，进而为低能量状态的改出策略研究提供参考。

2.1 数字虚拟飞行仿真计算模型

1) 飞机运动模型

飞机运动模型采用6自由度刚体动力学方程[14-15]：

(6)

(7)

式中：m为飞机质量；D、C、L分别为沿气流坐标系的气动阻力、侧力和升力；T为单台发动机推力；nT为发动机台数；φT为发动机安装角；Xg、Yg、Zg为飞机质心在地面坐标系中的坐标；LEB为机体坐标系到地面坐标系的转换矩阵；LBA为气流坐标系到机体坐标系的转换矩阵；p为滚转角速度；q为俯仰角速度；r为偏航角速度；Ix、Iy和Iz为机体轴三轴转动惯量；Izx为惯性积；yTi、zTi为第i台发动机推力作用点在机体坐标系中的坐标；l为滚转力矩；M为俯仰力矩；N为偏航力矩；“”表示变量的一阶导数；“¨”表示变量的二阶导数。

另外，对于现代电传民机而言，驾驶员通过飞控系统(Flight Control System, FCS)操纵飞机。其基本过程为：首先，飞控系统通过操纵力传感器，即操纵杆和脚蹬，将驾驶员输入的操纵力转换为电信号，并输入飞控计算机；然后，飞控计算机根据已设计好的控制律计算出各操纵面的偏度，生成电信号并将其输入到对应操纵面的执行器；最后，各操纵面开始偏转，使飞机达到期望的飞行姿态、航迹或位置。飞控系统的基本模型结构如图2所示。

本文中的算例飞机为中国自行设计的某型涡喷电控支线客机。在飞机运动建模时，采用了算例飞机的真实设计参数、发动机数据与气动数据，飞机的质量、惯性矩和惯性积采用对驾驶员操纵负荷最大的前重心装载、最大着陆重量的着陆构型参数，飞控系统模型按算例飞机完整的飞控系统设计方案构建。

2) 驾驶员操纵模型

在一般的进近着陆过程中，在无侧向扰动的条件下，飞机横航向响应量的变化很小，驾驶员仅需要控制飞机的速度和航迹倾角，使飞机以指定速度沿基准下滑道进近并着陆。因此，本文对飞机进近中的横航向响应过程不作讨论。驾驶员模型则主要有2个作用：① 使飞机跟踪指定速度和航迹倾角下滑，完成进近着陆飞行任务的人机闭环数学仿真；② 通过调节驾驶员操纵模型的参数，保证数学仿真中的人机闭环特性符合真实驾驶员操纵时的飞机运动特性。

据此，无侧向扰动时，进近着陆阶段的驾驶员操纵模型的操纵策略为油门通道控制速度，俯仰通道控制航迹倾角，其基本结构如图3所示，图中：γ为航迹倾角；θ为俯仰角；Vc为油门通道驾驶员指令；γc为俯仰通道驾驶员指令；YPV为速度控制模型，采用McRuer模型[16]：

(8)

式中：s为复变量；kPV为驾驶员增益；TIV为驾驶员滞后补偿时间常数；τV为驾驶员反应及肌肉滞后时间。

图2 飞控系统基本模型Fig.2 Basic model for flight control system

YPγ为航迹倾角跟踪模型，采用比例积分和延迟环节[17]，可表示为

(9)

式中：kPγ为驾驶员增益；τγ为驾驶员信息处理延迟时间；kIγ为驾驶员消除稳态误差环节的增益。

(10)

式中：kPθ为驾驶员增益；TLθ为驾驶员超前补偿时间常数；TIθ为驾驶员滞后补偿时间常数。

Hpm回路中，km为驾驶员运动感官增益，e-τms为驾驶员运动神经延迟环节，Hscc(s)为人体内耳前庭器官的半规管模型，可表示为[18]

(11)

Hnm(s)为驾驶员人体肌肉动作延迟模型，可描述为自然频率ωn=9.0 rad/s，阻尼比ζ=0.7的二阶环节[22]，即

(12)

图3 人机闭环系统结构图Fig.3 Diagram of man-aircraft closed-loop system

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

式(8)～式(10)中各驾驶员操纵模型参数的选取方法可参考文献[16]提供的方法，以确保人机闭环系统呈现一般驾驶员操纵的飞机响应特性[23]。

3) 突风模型及其对空速和气动角的影响

突风模型采用半波长1-cosine模型[24]，即

(13)

式中：VW为风速大小；VWm为突风的强度；dm为突风尺度；x为飞机所在突风区域的位置。

风扰动会改变飞机的迎角α、侧滑角β和空速Va的大小。有风时，空速在机体坐标系中的投影向量可表示为

(14)

式中：LBK和LBE分别为航迹坐标系和地面坐标系到机体坐标系的转换矩阵；Vk为航迹速度;[uWgvWgwWg]T为风速在地面坐标系中的三轴分量形式。Va、α和β可表示为[24-25]

(15)

2.2 低动能状态

算例飞机的VREF为1.3VSR0，选择飞机的初始状态为：飞行速度分别为1.3VSR0和1.13VSR0，高度为130 m，航迹倾角为-3° 的稳定进近状态。人机闭环模型如图3所示，Vc分别为1.3VSR0和1.13VSR0；俯仰通道指令γc见图5，使飞机在高度约15 m时开始逐渐拉平，驾驶员模型参数选择如表3所示。仿真中，从时间t=5 s 开始，飞机遭遇了VWm=4 m/s、dm=120 m的顺风突风风速uWg。部分仿真结果如图5 所示，H为高度，α为迎角，θ为俯仰角，δe为升降舵偏度。

如图5所示，在以-3° 的航迹倾角稳定进近过程中，1.3VSR0和1.13VSR0两个能量状态的配平迎角分别为2.7° 和6.5°，遭遇4 m/s的突风后，迎角分别增至4.3° 和8.7°，拉平后再次增大至5.2° 和10.5°。低动能状态下的迎角约是正常状态的2倍，同时，升降舵δe的操纵量也约为正常状态的2倍，而低动能状态的速度相对正常状态仅减小了约17%。这说明：① 低动能状态下，操纵效能快速下降，将大大增加驾驶员的操纵负担；② 无论是遭遇突风或是拉平后迎角增大的比例都远大于动能降低比例，飞机的抗风能力下降，失速风险增大。

图5 低动能状态的影响Fig.5 Influence of low kinetic energy state

表3 驾驶员模型参数取值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状态拉平后的最大俯仰角为5.4°，对于目前的民用飞机而言，这一俯仰角远小于其设计护尾角。而1.13VSR0状态下，拉平后的最大俯仰角达到了10.5°，这对于本算例飞机14.2° 的护尾角是安全的，但安全裕度已较小，而对于如Boeing 737-900等护尾角为10° 的飞机[26]，着陆安全将受到威胁。

2.3 低势能状态

选择飞机的初始状态为：飞行速度为1.3VSR0，高度为130 m，航迹倾角为-3° 的稳定进近状态。人机闭环模型如图3所示，3组仿真中各通道的指令为：Vc=1.3VSR0，γc见图6，驾驶员操纵模型的参数选取与表3相同。在仿真2和仿真3中，γc在t=5 s时分别由-3° 逐渐变为-4° 和-5° 是为了使飞机由正常进近状态进入低势能区域，以说明飞机在动能正常的条件下，按不同的低势能状态进近着陆对飞行安全的影响。

如图6所示，正常进近状态下，即仿真1中，飞机在Xg=2 490 m时触地。仿真2中，飞机在Xg=1 136 m时进入低势能区域，并在Xg=2 172 m时触地。仿真3中，飞机在Xg=971 m时进入低势能区域，并在Xg=1 912 m时触地。因此，相对于正常进近状态，仿真2和仿真3中，飞机将分别在正常接地点前约318 m和578 m触地，危及飞行安全。这说明，低势能状态进近会导致飞机提前接地，势能越低，接地点越靠前。

另外，进近过程中，飞机的下降率Vver可根据式(16)计算得出：

Vver=Vasinγ

(16)

图6 低势能状态的影响Fig.6 Influence of low potential energy state

根据图6中的仿真数据，航迹倾角分别稳定为-4° 和-5° 时，飞机的下降率分别为5.4 m/s和6.57 m/s，而正常进近的下降率为3.95 m/s，增幅分别为41%和66%。AC25-7C[10]中对CCAR25.125的解释中指出，飞机着陆接地时的下降率不得超过1.83 m/s。然而，进近着陆阶段末端，飞机飞行速度接近正反区临界速度，有的飞机着陆时已处于反区速度范围，此时驾驶员一般采用稳定迎角的操纵方式，以小幅度频繁操纵驾驶杆和油门杆保持飞机迎角、速度和轨迹，大幅度拉杆很容易使飞机速度急剧下降而导致失速。因此，进近阶段过大的下降率会增大驾驶员着陆拉平的操纵难度。此外，也必然会增大飞机接地时的下降率，容易造成飞机出现回跳，或者重着陆使起落架损毁，对着陆安全造成严重影响。

3 低能量状态改出方法

根据第1节中各低能量状态的判断标准，及第2节中低能量状态的危害分析，在驾驶员识别了飞机处于某种低能量状态后，应该尽快操纵飞机恢复至正常能量状态，保证飞行安全。由于低动能与低势能状态对飞行安全的影响不尽相同，因此针对这两类低能量状态，驾驶员的改出策略也不同。

3.1 低动能状态改出

低动能改出方法的原理是通过增加油门的大小，直接增大飞机的速度，使其在较小的迎角下具有足够的升力，同时具有足够的操纵效能。当飞机的速度增大至VREF时可认为飞机动能恢复正常，改出结束。在改出过程中，驾驶员以操纵油门为主，需根据速度的变化，适时地调节油门的大小。同时，还需兼顾升降舵操纵，防止因速度增加而使飞机高度向上偏离下滑道。由此，既可恢复飞机动能又可保证飞行高度。

据此，选择飞机的初始状态为：飞行速度为1.13VSR0，高度为130 m，航迹倾角为-3° 的稳定进近状态。改出过程中驾驶员的控制参数仍是速度和航迹，因此仍采用如图3所示的人机闭环模型，油门通道指令为：t<5 s时，Vc=1.13VSR0；t≥5 s时，开始改出，设置Vc=VREF=1.3VSR0。俯仰通道驾驶员指令为：t<10 s时，γc=-3°；t≥10 s时，由于航迹已上偏，为纠正航迹高度，需增大一定的航迹倾角指令，仿真中取γc=-4°。驾驶员操纵模型的参数选取与表3相同。

图7 低动能状态改出Fig.7 Recovery of low kinetic energy state

如图7所示，在t=5 s前飞机保持1.13VSR0速度沿-3° 航迹倾角稳定下滑。t=5 s后驾驶员逐渐增大油门δp，飞机速度增加，同时航迹上偏。随着速度增加，在10 s后逐渐减小油门增量，并加大推杆操纵纠正航迹高度。最终，飞机于17.6 s达到了VREF=1.3VSR0的正常水平，同时，飞机的航迹始终处于下滑道的上下边界内。下滑道的上下边界以3° 的基准分别增减0.35° 而成，其中下边界对应低势能状态的判定边界。

综上所述，增加油门的操纵策略可以有效地保证飞机从低动能状态中改出，但若要同时保证飞机高度处于合理范围内，则还需要驾驶员配合以较大的推杆操纵。

3.2 低势能状态改出

低势能改出方法的原理是平缓地增加并保持俯仰角，使飞机以较大的迎角飞行，在保持速度基本不变的前提下，可减小飞机的下滑角，从而使高度逐渐恢复至正常范围。当飞机的飞行高度恢复至基准下滑道高度时可认为飞机的势能恢复正常，改出结束。在改出过程中，驾驶员需根据高度与基准下滑道的偏差，控制俯仰角均匀地、平稳地增加，直至航迹高度回复正常水平。此操纵策略中，驾驶员以控制俯仰姿态为主，并以驾驶杆发生间歇性抖杆时的俯仰角作为上限，此时，飞机的飞行迎角距离失速迎角大约还有7%的余量，即充分利用了飞机的气动特性，使其获得当前速度下尽可能大的升力，从而有效地保证飞机的高度。另外，在改出过程中，为了防止由于飞机爬升而使得速度降低，驾驶员还需适时增大油门。

初始状态选择为：飞行速度为1.3VSR0，高度为150 m，航迹倾角为-3° 的稳定进近状态。仿真中，飞机未进入低势能区域前仍采用如图3所示的人机闭环模型。油门通道指令为Vc=1.3VSR0。俯仰通道指令为：t<5 s时，γc=-3°；t≥5 s后，增大γc使飞机逐渐进入低势能区域，仿真中取γc=-4°。进入低势能区域后，俯仰通道的操纵策略演变为直接控制俯仰姿态，开始改出，人机闭环模型演变为图8。油门通道指令保持Vc=1.3VSR0。俯仰通道指令为：驾驶员需平稳增大俯仰角，仿真中取θc=1°。改出前，驾驶员操纵模型参数选取与表3相同，改出时，由于俯仰通道的驾驶员模型结构不同，驾驶员模型参数也随之发生改变，具体取值如表4所示，油门通道驾驶员模型参数保持不变。

图8 低势能改出的人机闭环系统结构图Fig.8 Diagram of man-aircraft closed-loop system for low potential energy recovery

如图9所示，在t=5 s时飞机由正常进近状态向下偏离基准下滑道，并在Xg≈1 216 m，t≈16 s时，航迹高度下倾至下滑道下边界以下，进入低势能状态。随后，驾驶员拉杆增大俯仰角，并略增大油门，飞机于Xg≈1 772 m处航迹高度恢复至正常范围的下边界。为确保安全，继续保持俯仰角，使高度继续向基准下滑道高度靠近，最终，飞机于Xg≈2 151 m处航迹高度达到基准下滑道高度，完成改出。在改出过程中飞机速度的变化范围在±2 m/s以内。

表4俯仰通道驾驶员改出操纵模型参数取值

Table4Parametervaluesofmodelforpilotrecoveryinpitchingchannel

ParameterkPθTLθTIθτnkmτmValue1.10.40.080.21.70.1

图9 低势能状态改出Fig.9 Recovery of low potential energy state

值得注意的是，当驾驶员完成改出时，飞机的航迹倾角大于-3°，即飞机相对基准下滑道有爬升趋势。因此，在改出结束后，驾驶员还需略推杆，抑制飞机继续爬升，从而可安全着陆。

综上所述，增大必要姿态角并保持的改出策略可以有效地保证飞机从低势能状态中改出，同时，改出过程中还需配合一定油门操纵，改出后驾驶员仍需要完成下压航迹等一系列操纵，操纵过程相对低动能改出更为复杂。

4 结 论

1) 低动能状态下飞机抗风能力下降，各操纵面的操纵效率下降，易导致驾驶员操纵困难，甚至舵面饱和也不能满足飞机操纵效能的要求而诱发飞行事故。根据民机进近着陆阶段的特点及CCAR-25-R4等标准的要求，提出了着陆时涉及过载限制、护尾角限制和侧风限制的低动能判据。

2) 低势能状态下飞机的飞行高度明显低于基准下滑道，在进近着陆末端，飞机速度已接近甚至处于操纵反区，驾驶员恢复航迹高度的操纵困难，易诱发重着陆或提前接地等事故。根据现代民用机场的ILS特点，提出了进近阶段的低势能判据。

3) 针对低动能状态，驾驶员应采用增加速度并抑制爬升的改出方法；针对低势能状态，驾驶员应采用增大俯仰姿态并保持速度的改出方法。

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(责任编辑： 李明敏)

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170417.1739.004.html

*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；录用日期2017-04-14； < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：2017-04-171739

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.E-mailwlx_c818@163.com

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

10.7527/S1000-6893.2017.121077

V221

A

1000-6893(2017)08-121077-11