涡桨运输机最小离地速度适航审定技术研究

张妙婵

(中国民用航空适航审定中心西安航空器审定中心，陕西 西安 710065)

1 引 言

最小离地速度VMU为校正空速，是飞机能够安全离地并继续起飞的最小速度。中国民用航空规章CCAR-25-R4的25.107要求飞机的抬前轮速度必须依据VMU来制定[1]，VMU也与其他起飞特征速度相关，因此，VMU的确定对运输类飞机起飞速度的制定和起飞安全性评估具有非常重要的意义。

目前，对最小离地速度的研究中，研究对象多为涡扇飞机，研究内容主要集中在飞行试验方法方面，而相关的咨询通告也仅局限于对于飞行试验的要求。针对涡桨运输机的最小离地速度审定方面的研究甚少，尤其是对符合性方法的系统性研究以及适航审查关注点的研究更少，缺乏相关的指导材料。

本文从运输类飞机最小离地速度的适航条款出发，分析了条款的演变过程，总结了涡桨运输机对该条款的符合性方法，重点给出了涡桨运输机在该条款审查时的要点和风险点。

2 适航条款要求演变

最小离地速度的要求最早出现于1965年，美国联邦航空管理局(FAA)制定的最初版的FAR25部中，将25.107(d)作为对最小离地速度的要求[2]，并将最小离地速度定义为校正空速，飞机在不小于该速度时，可以安全离地并能够安全继续起飞；且说明了该速度必须基于全发工作和一发失效情况申请选定，并没有对推重比范围提出要求。在25.107(e)(1)(iv)中对起飞抬前轮速度VR与VMU的关系进行了要求，在制定VR时，需考虑飞机在实际可行的最大抬头率抬头条件下，得到的离地速度VLOF将不小于全发工作VMU的110%，且不小于一发失效情况下确定的VMU的105%。

1978年，FAA颁发了25-42号修正案，针对FAR25.107(d)和25.107(e)(1)(iv)分别作了修订[3]。建议用双发工作降低推力的方式模拟单发不工作状态下的推重比，以此替代单发不工作状态的飞行试验。修订后的条款，在FAR25.107(d)中取消了对于全发工作和单发失效的要求，取而代之的是对VMU选定时推重比的范围要求，即需覆盖整个推重比范围。修改后的FAR25.107(e)(1)(iv)中将原来“单发失效情况”替换为“单发停车推重比”。现行有效的CCAR25.107(d)和25.107(e)(1)(iv)的要求与FAR25-42修正案对应的要求一致。

目前，FAA对于VMU的条款要求，加入了25-135修正案的相关内容，在25.107(e)(1)(iv)中增加了对于受飞机几何结构(尾部擦地)限制的飞机，可降低离地速度VLOF相对于VMU的裕度的要求，即VLOF将不小于全发工作VMU的108%，且不小于按单发停车推重比确定的VMU的104%[4]。

3 最小离地速度的特征

FAA咨询通告AC25-7D中对最小离地速度试验成功的判据根据飞机的最小离地速度的特点不同而要求不同[5]。一般情况下，运输类飞机最小离地速度的特点可由图1的点来表示[6]。

图1 运输类飞机最小离地速度与飞机升力系数的关系

第一种情况为：飞机在起飞达到图1中A点的升力系数时，飞机的尾部还未擦地，若再继续增大飞机迎角，飞机在离地前就已经失速，则认为该飞机的最小离地速度受失速限制。一般这种类型的飞机较少。

第二种情况为：飞机在起飞达到图1中B点的升力系数时，飞机的尾部已经擦地，俯仰姿态无法再继续增大，则认为该飞机的最小离地速度受几何结构(尾部擦地)限制。现代民用运输机大多数属于此种设计特征[7]。

第三种情况为：飞机在起飞达到图1中C点的升力系数时，俯仰操纵已达到后止动点，但飞机尾部还未触地，也未达到最大升力系数，则认为该飞机的最小离地速度受俯仰操纵权限限制。

4 最小离地速度的符合性方法

4.1 采用设计说明的符合性方法

需对飞机所对应的最小离地速度的特征类别进行说明，并综合分析其它符合性方法的结果，给出对于条款的符合性说明。

4.2 采用分析/计算的符合性方法

在进行最小离地速度的飞行试验前需开展的分析计算工作如下：

(1)由于最小离地速度需在飞机的整个推重比范围内确定，故需在飞行试验前计算飞机的最小离地速度和推重比的对应关系。

一般情况下，VMU与推重比的关系可以用图2来表示。图2中，VSR为飞机的参考失速速度，OEI表示一发不工作，AEO表示全发工作。根据VMU的定义，飞机在不小于该速度时，必须安全离地和继续起飞，因此最小推重比必须能够满足飞机二阶段爬升梯度的要求。

图2 最小离地速度与推重比的关系

(2)试飞前需根据风洞试验得到的飞机近地面的气动数据论证飞机的最小离地速度特征，为飞行试验成功的判据提供依据。

(3)由于最小离地速度试验时飞机一般装有尾撬装置，因此在试飞前需计算飞机安装尾撬后能达到的最大俯仰姿态。

试飞后的计算分析包括：根据试飞数据进行计算模型校准，并根据校准后的模型进行计算扩展，得到申请选定的整个推重比范围内的VMU速度值。

4.3 采用飞行试验的符合性方法

4.3.1VMU试飞前的最小推重比验证

在开展VMU试验前，需验证通过计算分析得到的飞机最小推重比能够满足起飞阶段爬升梯度的要求。以起飞第一阶段和第二阶段对应的飞机构型，在空中进行对应爬升梯度的验证。如果得到的爬升梯度大于规章中要求的爬升梯度，则认为所选择的最小推重比合理。

4.3.2VMU试飞

VMU的飞行试验需在不同的推重比下进行。改变推重比一般有两种方法：一是推力固定、改变飞机重量的方法，变飞机重量一般通过改变飞机起飞加油量的方式来实现；二是固定重量、改变发动机推力的方法，即在试验过程中飞机建立大仰角姿态前，操作发动机油门到特定位置，实现推重比的调整。第一种方法操作起来非常简便，但是一般不能完全覆盖飞机的整个推重比范围。目前，国内外普遍采用的比较有效的方法是第二种方法，即变推力法。对于可变桨距的涡桨运输机，也可通过固定发动机状态，通过改变桨距的方式来改变螺旋桨产生的拉力。

由于在同样推重比的条件下，前重心得到的离地速度相对于后重心大，为了得到更保守的结果，试验需在前重心条件下开展。

最小离地速度试飞是一种最高性能飞行试验机动，飞机可能会在非常接近于最大升力系数的迎角下离地，试验的风险很高。因此，AC25-7D中指出：作为对于进行单发不工作VMU试验的替代，申请人可进行全发工作的VMU试验，前提是模拟或计及与实际单发不工作时的所有相关因素。一般应至少包括：

(1)单发不工作范围的推重比；

(2)操纵性(可能与单发不工作自由气流试验有关，如VMCA等)；

(3)因使用横向和航向操纵系统而引起的阻力增加；

(4)因使用横向操纵的装置(如机翼扰流板等)而引起的升力减小；

(5)任何其他系统或装置的使用对操纵、阻力或升力带来的不利影响。

为了计及所有相关因素的影响，可通过分析的方法调整最终的VMU试验值。

5 涡桨运输机最小离地速度审查关注点

5.1 关注与VMU密切相关的条款

由于VMU是制定起飞特征速度的基础，因此所有的起飞特征速度相关的条款都与VMU密切相关[8]。VMU与起飞特征速度的关系可由图3表示。

5.2 螺旋桨对推重比的影响

对于涡桨运输机，在进行推重比的分析计算时，需考虑发动机在工作时螺旋桨本身带来的阻力和螺旋桨滑流带来的阻力增量。

而对于单发不工作的情况，还需根据不工作发动机的顺桨功能正常与否，确定螺旋桨本身带来的最小阻力和最大阻力。当一台发动机停车顺桨功能正常时，螺旋桨处于最小阻力位置；当顺桨功能失效时，螺旋桨处于最大阻力位置。计算分析时，两种情况均需考虑。

另外，在单发不工作时，尤其对于同向旋转的螺旋桨飞机而言，还需要比较大的额外的横航向配平和操纵，由此也会增加飞机的阻力，在推重比的计算分析时需要考虑。

由于最小离地速度试飞的风险很高，为了降低试验的风险，AC 25-7D中明确指出：允许使用全发工作模拟一发不工作情况下的推重比[9]。即便如此，使用全发工作模拟一发不工作情况下的最小推重比仍然具有较高风险。最小推重比确定得是否合理，关系到试飞的安全，必须高度重视。对于涡桨运输机，需高度关注螺旋桨对最小推重比的影响。

5.3 试验前对飞机最小离地速度特征的分析

在试验前开展涡桨运输机最小离地速度特点分析，需完成飞机模型带动力的近地面风洞试验。在分析时，需根据近地面风洞试验得到的气动特性数据，计及地面效应和螺旋桨滑流的影响。

5.4 试飞改装

在最小离地速度试飞时，试验成功的判据与飞机的尾部擦地与否以及擦地的时间有密切的关系。为了保护飞机的尾部结构不受损伤，试验时通过在飞机尾部底部加装尾橇装置来实现飞机尾部擦地。

由于尾橇在试验过程中与跑道进行摩擦，热量会急剧增加，冒出持续的火花，因此尾橇的设计必须满足一定的技术要求后才能安装在飞机上[7]，这在尾橇的改装方案审查时需特别关注。

另外，由于尾橇装置的安装结构在飞机内部，会对飞机的结构产生影响，因此，必须在飞机设计阶段根据飞机的设计特征来设计配套的尾橇装置，对影响部位进行结构强度分析。

5.5 试验时机的选择

为了保证试飞安全，在开展最小离地速度的试验前，需完成飞机的迎角和空速系统校准，需完成失速速度试验、空中最小操纵速度试验和正常起飞试验。

即使已经开展了以上这些试验，也应针对最小离地速度的试飞进行大量的模拟器训练后再开展实际的试飞工作，以确保试验的安全性和提高试验成功的概率。

5.6 试验点实施的顺序

由于较小的推重比会增加飞机继续起飞的难度，而较大的推重比也可能会使飞机提前离地。为了降低试验的风险，一般先选择中间推重比开展试验，以确保飞机具有足够的爬升能力和操纵安全性，随后再逐渐增大或者降低推重比至最大或最小推重比。

5.7 试验成功的判据

试验成功判断原则：如果试验过程中没有发生飞机严重抖振或丧失操纵能力的特性，则认为试验成功。

对于比较常见的VMU受飞机几何结构限制的飞机，在试验时飞机安全离地和飞离要求的一种可接受的方法是：在全发工作最小推重比条件下，需符合以下条件：

(1)飞机的后表面在96%～100%实际离地的速度范围内应当碰擦跑道。但考虑到试验是动态的特点，在该速度范围内飞机有大约50%的时间碰擦跑道也是可以接受的。

(2)离地点之后至距起飞表面35ft高度，飞机的俯仰姿态不应降到低于离地点的姿态，飞机的速度增大也不应超过10%。

(3)自起飞始点至距起飞表面35ft高度之间的水平距离，不应当超过按25.113(a)(2)确定但尚未经115%系数修正之距离的105%。

5.8 试验重心偏离的修正

对于重心不能配至前极限的飞机或者飞机起飞受俯仰操纵权限限制，在重心前极限状态时不能达到最大的俯仰姿态，可允许选择稍微靠后的重心位置开展试验，但是重心不能处于允差范围之外(运输类飞机规定试验允差范围为±7%)。如果超出允差范围，必须对结果进行重心修正。可根据式(1)将试验时升力系数换算至标准的重心位置。

(1)

式中，CLMU_S为修正到标准重心位置的最小离地速度对应的升力系数；CLMU_R为试验重心时的最小离地速度对应的升力系数；MAC为飞机平均气动弦长；LH为平尾力臂；CGS为标准重心位置；CGR为实际重心位置。

5.9 试验的风险管控

VMU试验具有高难度和高风险的特点，因为：

(1)试验时飞机很难建立稳定的尾橇擦地姿态。

(2)飞机在大姿态角建立了稳定的擦地姿态后，试飞员几乎看不到跑道，很难保持飞机姿态和方向。

(3)由于试验时既要保证飞机的大姿态角状态，又不能因飞机尾部擦地而导致结构损坏，从以往的经验来看，试验成功率很低。国外相关民机首次试飞该科目就导致机尾损坏。

试验前需对影响试验的相关因素进行充分分析，包括对飞机失速告警系统、迎角限制器以及推杆器使用的评估，确保试验的安全性和成功率。

为了降低试验的风险和提高试验成功的概率，试验前需开展充分的模拟器演练飞行。同时，还应根据试验可能产生的风险后果，对试验的风险预案进行评估，并按照《航空器型号合格审定试飞安全计划》(AP-21-AA-2014-31R1)中规定的试飞风险管理程序来控制风险。

6 涡桨运输机最小离地速度审查风险点

6.1 最小推重比

VMU试飞需覆盖整个推重比范围，一般在小推重比时得到的VMU会更保守。也就是说，在最小推重比时确定的VMU对飞机的使用最安全。

对于涡桨运输机而言，在推重比的确定时需考虑的因素相对于其他类型运输机较多，如果在最小推重比的确定时对影响因素考虑不全面或者分析不充分，就会导致给出的飞机的最小推重比不准确，出现偏大或偏小的情况。采用偏大的最小推重比开展的飞行试验，得到的VMU相对较小，不是最安全的VMU；而采用偏小的最小推重比开展飞行试验，可以得到一个较大的VMU，但是却会导致试验风险的叠加。因此，最小推重比的确定要慎之又慎。

6.2 尾橇的改装

在尾橇的改装审查时，需特别关注尾橇的改装设计。尾橇在改装设计时必须至少考虑以下因素：

应能有效保护试验中飞机可能与地面摩擦的区域，且能避免机体与跑道的硬性撞击而损伤机体；

所选的材料应耐磨性好且具有阻燃特性[10]；

尾橇上易损坏的零部件应便于更换；

尾橇与跑道的接触面应平滑；

尾橇与机体衔接处要牢靠，以防止脱落的零部件损伤飞机结构，或遗留在跑道上;

飞机安装尾橇后应确保最大俯仰角的减小量尽可能小(一般不超过0.5°)；

尾橇应能给飞行员提供准确、连续的预触地信号和触地信号。

如果以上因素考虑不全面，就会增加试验的风险，甚至导致试验结果不准确或试验无效。

6.3 试验方法

由于试验时要求飞机在尽可能接近最大升力系数时使飞机离地，且飞机的俯仰角需在机动期间保持稳定，这对试飞员的驾驶技术提出了很高的要求，因此需要在试飞方法的制定时给出详细的驾驶操作要求，应至少包括对驾驶员动作的详细描述、机组之间的配合要求、试验过程中异常情况的处置方法等信息。

7 结束语

本文根据运输类适航规章对于最小离地速度的要求，对最小离地速度的特点进行了分类，根据涡桨运输机动力装置的特点，给出了涡桨运输机最小离地速度的符合性方法，并对该速度审查时的关注点和风险点进行了详尽分析，为涡桨运输机最小离地速度的适航审查提供了很好的参考。但由于本文篇幅有限，文中未对试飞方法和试飞数据处理方法进行详细描述，后续可继续开展该方面的研究。