单发飞机空中起动试飞航线建立方法

申世才

(中国飞行试验研究院发动机所，西安 710089)

1 引言

飞行试验是在真实大气条件下对航空装备进行科学研究和产品试验，具有高风险的突出特点[1]。尤其是在新型飞机或新型发动机的飞行试验阶段，探索和研究新技术、暴露和验证飞机及发动机设计缺陷的同时，伴随着巨大的安全风险，不仅可能导致巨额的财产损失，严重时甚至威胁参试人员的生命安全。如苏-27战斗机研制阶段在飞行试验验证过程坠毁了多架原型机，一度导致研制进程中断[2]。因此，飞行试验的安全控制一直是飞行试验设计和实施阶段关注的重点。

双发或多发飞机进行发动机空中起动试飞，即使被试发动机起动失败，依靠陪试发动机的正常工作，依然能够安全返场降落，安全系数较高。然而对于单发飞机，一旦空中起动失败，只能依靠飞机的空滑性能滑翔返场。根据GJB 626A-2006[3]《军用固定翼飞机和旋翼机科研试飞风险科目》规定，发动机配装单发飞机的空中起动试飞科目一般为Ⅰ类，风险最高。为保证单发飞机空中起动试飞的安全，必须对空中起动试飞全过程进行安全控制，以保证即使发动机空中起动失败，飞机仍能安全返场降落。

单发飞机空中出现发动机意外停车后，若再起动失败，通常按照飞机使用手册给出的停车迫降航线进行返场降落。文献[4]给出了波音767飞机无动力着陆的最远距离研究；文献[5]给出了应急着陆轨迹设计；文献[6]给出了停车迫降时飞机的动力学方程和运动方程，计算得出了停车迫降时的大、小航线，为飞行部队处理停车迫降问题提供了参考；文献[7]依据发动机配装飞机空中起动试验，研究了模拟空滑迫降的必要性，并提出了应急动力装置工作时间和发动机风车转速的估算方法；文献[8-10]对转弯掉高度、最有利下滑速度进行了理论分析；文献[11]对战斗机空滑迫降技术进行了研究，提出了下滑速度、最佳空滑比、180°转弯高度损失等空滑迫降关键参数的确定方法，并设计、验证了两种迫降航线。

停车迫降航线主要应用于单发飞机出现发动机意外停车后无动力下滑返场降落的场景，可有效化解飞机迫降风险，同时也为单发飞机空中起动试飞的安全控制提供了重要参考。不同于意外停车迫降的被动过程，单发飞机空中起动过程是主动熄火停车，需考虑发动机停车、起动过程以及再起动失败后停车迫降过程等关键点或过程的控制，必须将全过程串联以实现对空中起动试飞全过程的安全控制。为此，本文在停车迫降航线的基础上，开展了单发飞机空中起动航线建立方法研究，并在某单发飞机空中起动飞行试验中进行了验证和应用，可为单发飞机试飞安全控制和部队训练使用提供重要参考。

2 空中起动航线建立方法

2.1 航线总体设计

对于单发飞机空中发动机意外停车后无动力停车迫降，应确定直线下滑段最有利下滑速度和最佳空滑比及转弯下滑段最小高度损失，以确保飞机尽可能滑至机场降落[9]。而对于空中起动试飞，还应确定不同空中起动试验点速度下飞机的空滑比和下降率，并将发动机的停车点、起动点及其他关键点嵌入航线，建立空中起动航线，保证飞机飞行高度及与机场距离的精确控制。

空域的使用具有严格的限制，必须依据试飞机场及其空域的分布情况开展空中起动航线的设计。以某机场为例，其使用空域主要分布在机场的东部和西南部区域。一般情况下，飞机沿机场跑道由西至东起飞，由东至西经过三转弯、四转弯在机场跑道西头降落。特殊情况下，也可直接由机场东直线进场降落。因此，空中起动航线设计分为直线下滑转弯降落和直线下滑直线降落两种形式。如图1所示，1号和3号航线为直线下滑转弯降落航线，2号航线为直线下滑直线降落航线。

图1 单发飞机空中起动航线示意图Fig.1 The flight course of air-start of the aircrafts with single engine

从建立飞行员信心和操作熟悉程度角度考虑，选择1号航线作为空中起动航线较为有利，2号和3号航线可作为备份航线。

2.2 关键参数确定

以飞机直线下滑转弯降落形式为例，如图2所示，飞机直线下滑转弯降落的整个过程可以分为直线下滑和压坡度转弯两个典型阶段。

图2 飞机无动力下滑转弯降落Fig.2 The glide and turn land of aircrafts with power-off

假设飞机无动力直线下滑的起点经纬度为(a，b)，终点经纬度为(c，e)，如图3所示，则飞机直线下滑水平距离为：

图3 无动力直线下滑轨迹示意图Fig.3 The straight glide path of aircrafts with power-off

式中：经纬度单位为s，水平距离单位为m。

也可由机载惯性导航数据获取飞机直线下滑水平距离：

式中：t1、t2分别为飞机下滑的起、止时间，VG为地速。

飞机空滑比为：

式中：ΔH为飞机下滑过程的高度损失，单位为m。

飞机无动力直线下滑过程，最大的升阻比(升力与阻力之比)意味着最小的下滑角和最远的滑翔距离，即最大的空滑比[12]。因此，飞机以最大空滑比Kmax下滑时的下滑速度即为最有利下滑速度。最有利下滑速度和下降率分别为：

式中：VT为最有利下滑真空速，D为飞机阻力，ρ为空气密度，S为机翼面积，CR为空气动力系数，vv为最有利下滑速度下的飞机下降率，W为飞机重力。

飞机无动力转弯过程的转弯半径R为：

式中：β为坡度，γ为下滑角。

转弯过程高度损失为：

式中：CL为升力系数。

转弯过程中，如果保持下滑角γ、翼载荷W/S不变，空滑比为Kmax，那么当坡度β=45°时转弯的高度损失最小。

2.3 关键参数修正

飞机顺风时无动力下滑的距离远，逆风时下滑的距离短。因此需要定量分析风速对空滑比的影响。如图3所示，风速对下滑距离的影响为：

风速对空滑比的影响为：

以某单发飞机为例，下降率为20 m/s，每下降1 000 m高度，1 m/s的逆风使得无动力直线下滑距离缩短50 m，空滑比减小0.05。

由公式(4)可知，飞机的重力、机翼面积、空气动力系数影响最有利下滑速度。另，在空中起动试验中，飞机油量不断消耗(一个架次会进行多次起动)，因此也需要考虑飞机重力变化对最有利下滑速度的影响。实际操作过程中，通常保持等表速直线下滑，因此对表速微分，可以获得飞机重力变化对飞行表速的影响系数：

以某单发飞机基本构型为例，每消耗燃油500 kg，最有利下滑表速减小约8 km/h。

2.4 关键点确定方法

空中起动试飞航线上每一关键点，均由该点的高度和距离两方面信息确定其空间位置：三转弯点空间位置由转弯高度损失和转弯半径确定；各检查点空间位置，以三转弯点空间位置为参考点，按照等高度或等距离原则，结合空滑比确定；起动点高度由试验任务大纲确定，其距离(即起动点和三转弯点在地面投影的距离)为

式中：Hq为起动点高度，H三转弯为三转弯点高度。

停车点高度、距离分别为：

式中：tj为发动机转子降至起动转速的时间，由发动机降转特性给出。

2.5 安全裕度设置

飞机无动力下滑返场降落，在应急动力系统工作的有限时间段内，必须保证飞机安全降落在机场跑道。因此，在实际操作过程中需设置足够的安全裕度。

首先，风速风向、飞行员的驾驶技术等诸多因素影响飞机的空滑性能，且在试验过程中，一旦飞机高度过低、无法返回机场，将造成严重的事故。因此，给定空滑比时要留有足够的裕度，并通过在航线上设置的检查点实时修正飞机的飞行高度，以达到严格控制三转弯点飞行高度的目的。

其次，若三转弯点飞行高度一旦低于最低安全高度，则必须采取机动动作往机场方向作航线内切，减小转弯半径，同时增加转弯坡度。另外，根据应急动力系统试验结果，直线下滑过程应急动力燃料消耗较少，而机动动作消耗较大。因此，要避免进行较大机动动作，将1号航线三转弯点后移0.5～1.0倍跑道长度，从而保证飞机在三转弯点和第四检查点之间转弯，如图4所示。

图4 1号航线改进示意图Fig.4 The improved No.1 flight course

最后，飞机下滑降落在跑道长度1/8～1/4范围内，避免降落至跑道外。

3 飞行试验验证

3.1 模拟空滑迫降

在进行空中起动试飞前，必须对飞机无动力下滑性能进行摸底。因此，首先需进行飞机无动力下滑模拟试验。为保证模拟试验的安全性，发动机一般工作在慢车或节流小推力状态，以飞机构型产生的阻力平衡发动机的推力。通常，采取放减速板平衡发动机慢车或稍高于慢车状态的推力，如阻力不能平衡发动机推力，也可采取挂副油箱或增挂模拟弹的方式。某单发飞机无动力下滑性能模拟试验结果如表1所示。表中为飞机下滑表速与最有利下滑表速(飞机使用手册提供值)的相对值，为飞机空滑比与最佳空滑比（飞机使用手册提供值）的相对值，nH为发动机高压转子相对转速。

表1 某单发飞机无动力下滑模拟试验结果Table 1 The simulated results of glide with power off

必须说明的是，飞机的气动特性和构型是飞机无动力空滑性能模拟试验结果的决定性因素，但飞行员的驾驶技术、气象条件(主要是大气温度影响发动机推力)、放起落架时机等也是不可忽视的影响因素。

3.2 空中起动试飞验证

某发动机配装在某单发飞机上进行空中起动试验。根据发动机空中起动试验点飞机速度分布，若起动试验点飞机速度大于飞机最有利下滑速度，起动失败后飞机应先平飞减速至最有利下滑速度，然后再沿航线直线下滑(图5紫色航线)；若起动试验点飞机速度小于飞机最有利下滑速度，起动失败后应操纵飞机俯冲加速至最有利下滑速度，然后再沿航线直线下滑，但俯冲不应损失过多的高度(图5蓝色航线)。

图5 单发飞机空中起动航线Fig.5 The flight course of air-start of an aircraft with single engine

采用图5所示的空中起动航线，若取该单发飞机起落架收上状态最有利空滑比为7，起落架放下状态最有利空滑比为4，进行高度7 km、最有利下滑表速下的空中起动试验，则空中起动试飞航线各关键点的空间位置如表2所示。多次空中起动试飞结果表明，飞机实际无动力下滑空滑比比使用手册给定的最佳空滑比大3%～26%。说明飞机能够无动力滑翔的距离更远，为飞机在空中起动航线各检查点的操纵留有较大空间，即使发动机空中起动失败沿航线下滑，也能保证飞机安全降落。

表2 某单发飞机空中起动试飞航线各关键点信息Table 2 The parameter at the key points of the flight course of air-start of an aircraft

4 结论

在单发飞机空中起动试飞安全控制的需求上，基于停车迫降航线，提出了发动机空中起动航线建立方法，给出了空中起动试飞航线关键参数确定和修正方法，以及安全裕度设置方法。经飞行试验验证，该方法合理、可行，能提高空中起动试飞安全控制的精度和裕度，实现对单发飞机空中起动试飞全过程的安全控制，有效化解空中起动试飞的高风险，保障试飞安全，并可为部队训练使用提供参考，具有重要的实际应用价值。