陸基飛機(jī)大下沉速度對稱著陸試驗方法

蔣啟登

(中國飛行試驗研究院，西安710089)

陸基飛機(jī)大下沉速度著陸試驗[1]是考核起落架結(jié)構(gòu)強(qiáng)度剛度及其緩沖系統(tǒng)功能的重要試飛科目之一，也是飛機(jī)起落架及其相關(guān)支撐結(jié)構(gòu)設(shè)計的驗證內(nèi)容.

飛機(jī)進(jìn)場著陸是飛行狀態(tài)迅速改變的非定常運動，受裝載與構(gòu)型、地面效應(yīng)、大氣條件、跑道狀況、艙內(nèi)儀表以及飛行操縱等諸多因素影響.數(shù)年來的國內(nèi)外軍民用飛機(jī)飛行經(jīng)驗表明:該階段是飛行時間最短、飛行員最為關(guān)注、操縱動作最為復(fù)雜、儀表監(jiān)控不可用的階段，也是飛行事故多發(fā)的關(guān)鍵階段[2－3].鑒于上述情況，通常大下沉速度著陸試驗比正常著陸更具復(fù)雜性和危險性，加之工程經(jīng)驗不足，在以往著陸試驗中，能夠嚴(yán)格達(dá)到飛機(jī)大下沉速度著陸試驗下的起落架強(qiáng)度剛度考核的，為數(shù)極少.

為了客觀評價起落架結(jié)構(gòu)系統(tǒng)是否具有足夠強(qiáng)度承受著陸沖擊載荷和足夠剛度抵抗有害變形以及是否具有足夠的能力吸收和消散飛機(jī)著陸時垂向運動動能，需要進(jìn)行大下沉速度著陸試驗驗證.

按照文獻(xiàn)[4]要求，除陸基教練機(jī)外的陸基飛機(jī)在設(shè)計著陸重量下使用下沉速度為3 m/s.文獻(xiàn)[1]要求，著陸試驗必須以各種著陸速度、下沉速度和總重的組合進(jìn)行，至少有一次著陸試驗，應(yīng)以不小于80%的最大著陸下沉速度進(jìn)行[5－6].在上述3個著陸試驗參數(shù)中，著陸總重和著陸速度易于調(diào)整和控制，而著陸下沉速度非常難于飛行操縱控制實現(xiàn).

本文從飛機(jī)飛行著陸機(jī)理與起落架著陸受載方面入手，通過研究并運用平飛飄落接地和直線下滑接地等著陸飛行操縱技術(shù)以及多架次的著陸試驗訓(xùn)練進(jìn)行操縱經(jīng)驗累積和迭代反饋等技術(shù)，在某型機(jī)試飛中實測最大著陸下沉速度達(dá)規(guī)定值，起落架緩沖器壓縮和起落架受載及應(yīng)力水平都達(dá)到了嚴(yán)重狀態(tài)，實現(xiàn)了該型飛機(jī)起落架強(qiáng)度剛度和緩沖性能的嚴(yán)格考核與評價.據(jù)此形成的方法與技術(shù)可用于其他陸基固定翼飛機(jī)起落架載荷與強(qiáng)度試飛.

1 著陸原理

飛機(jī)著陸觸地時，起落架緩沖系統(tǒng)(包括緩沖器和輪胎)吸收和消散飛機(jī)垂向運動動能，減輕對飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)、機(jī)上設(shè)備以及乘員的沖擊載荷，同時由于摩擦作用，地面施加給機(jī)輪的摩擦力沿起落架傳給機(jī)體，摩擦力做功以彈性勢能形式儲存于起落架結(jié)構(gòu)變形中，隨后起落架和機(jī)體沿航向和側(cè)向振蕩，產(chǎn)生慣性力，并消散結(jié)構(gòu)變形能.這一過程稱為飛機(jī)著陸撞擊，其時長通常維持在0.6～0.9 s之間.

正如引言所述，飛機(jī)進(jìn)場著陸受諸多因素影響，起落架受載同樣受上述因素影響.但從著陸試驗?zāi)康?、試飛安全與質(zhì)量控制等角度出發(fā)，忽略一些次要因素后更有利于問題的分析和解決.通常，在無側(cè)風(fēng)、無側(cè)滑、坡度較小的情況下，飛行員相對容易操縱飛機(jī)實現(xiàn)大下沉速度著陸.飛機(jī)對稱著陸時，起落架受載主要受著陸重量、下沉速度、接地速度、跑道表面等影響.

忽略飛機(jī)橫側(cè)向運動后，飛機(jī)著陸過程是典型的鉛垂面內(nèi)對稱機(jī)動飛行過程[7－8]，通常分為:下(降)滑、拉平、平飛減速、飄落觸地和地面滑跑等階段，而實際著陸過程可為3種典型的飛行軌跡:直線下滑接地(細(xì)實線)、下滑拉飄接地(虛線)和平飛飄落接地(點劃線)，如圖1所示.

圖1 典型的飛機(jī)著陸飛行軌跡(單位:m)

飛機(jī)進(jìn)場對稱著陸飛行過程中，通常保持航向角為常數(shù)，坡度為0.作用于飛機(jī)上的力有:

升力L、氣動阻力D、重力G、發(fā)動機(jī)推力T.飛機(jī)飛行狀態(tài)與受力情況如圖2所示.對于正常布局飛機(jī)而言，飛機(jī)發(fā)動機(jī)安裝角φ很小，可認(rèn)為cosφ=1，sinφ=0.此外，進(jìn)場下滑角γ通常較小，近似有cosγ=1.

圖2 飛機(jī)進(jìn)場對稱著陸時飛行狀態(tài)與受力情況

飛機(jī)進(jìn)場后，通常先帶推力進(jìn)行下降，通過操縱油門桿和駕駛桿，飛行員可以改變飛行速度V和下滑角γ，以滿足著陸接地速度和姿態(tài)要求，隨后當(dāng)飛機(jī)下降至安全高度15 m時，開始無推力定常穩(wěn)定直線下滑飛行.此時，飛機(jī)的升力L和下沉速度Vz之間滿足如下關(guān)系[8－9]:

由式(1)和式(2)可導(dǎo)出著陸下沉速度Vz滿足:

由式(3)可知:①升力系數(shù)CL越小，則下沉速度越大;②近地飛行時，地效使飛機(jī)升力系數(shù)CL增大，不利于大下沉速度著陸;③翼載G/S越大，則飛機(jī)下沉速度越大;④場溫升高，著陸道面附近大氣密度ρ減小，則下沉速度也將增大;⑤著陸航跡角γ越大，則下沉速度越大.

在某一機(jī)場上氣溫相對穩(wěn)定的時段內(nèi)，對特定著陸構(gòu)型與著陸重量的具體飛機(jī)而言，可以認(rèn)為大氣密度ρ和翼載G/S基本保持不變，在忽略地效影響后，飛機(jī)近地飛行時的升力系數(shù)CL也可視為恒值.于是，定義常量k為

在γ通常較小情況下，式(3)有如下的簡易表達(dá)式:

式(5)表明，在忽略掉許多因素僅有細(xì)微變化的前提下，飛機(jī)著陸下沉速度與著陸航跡角呈正比關(guān)系.

就前面所討論的飛機(jī)進(jìn)場對稱著陸而言，式(3)和式(5)基本成立，適用于飛機(jī)接地前的著陸過程.而要得到既定的下沉速度，關(guān)鍵在于接地前的短暫時間內(nèi)如何操縱飛機(jī)確保達(dá)到對應(yīng)下沉速度所要求的航跡角γ，而γ與迎角α和俯仰角θ之間存在如下關(guān)系:

式(5)和式(6)表明，對于陸基飛機(jī)慢車狀態(tài)或無推力下滑對稱著陸，在調(diào)整好進(jìn)場速度V后，只要精確控制縱向駕駛桿，適時適度調(diào)整飛機(jī)的迎角和俯仰姿態(tài)，力求達(dá)到要求的接地航跡角γ，從而實現(xiàn)既定下沉速度Vz著陸.

2 操縱方法

基于前述理論分析，下面著重討論3種運動軌跡對應(yīng)的飛機(jī)著陸運動特點與操縱方法.

2.1 直線下滑接地

所謂直線下滑，指飛機(jī)軌跡為一條斜著下降直至接地的直線，下滑航跡角基本為固定值.飛行中，采用固定的下滑航跡角沿著固定下滑道進(jìn)行直線下滑，通過小幅拉回桿，穩(wěn)定控制飛機(jī)的迎角和俯仰姿態(tài)以實現(xiàn)大下沉速度著陸.當(dāng)下滑到飛機(jī)距地4～8 m時，要適當(dāng)加快拉回桿頻率，增大拉桿量，減小回桿量，以期建立適當(dāng)?shù)慕拥馗┭鼋?，防止飛機(jī)前起先于主起接地或尾部擦地.這種方法，要求飛行員具有較強(qiáng)的下滑速度和下滑角控制能力，稍有不慎，飛機(jī)容易超越下沉速度包線而著陸.

2.2 下滑拉飄接地

無推力下滑后的拉飄接地，是指在剛剛拉平后飛機(jī)主輪立即接地著陸.

拉飄接地(或拉平)有3個特點:下降速度逐漸減小，航跡角顯著減小并趨于0，拉飄接地期間伴隨著飛行高度下降.由式(5)可知，下滑拉飄接地難于實現(xiàn)大下沉速度著陸.

拉平與拉飄接地的主要區(qū)別在于拉平需在更高的高度上就開始拉平機(jī)動，拉平后飛機(jī)距地面還應(yīng)有一定的高度才能保持平飛[10].拉平后的平飛有兩個目的:①減小飛行速度以滿足接地速度要求;②降低飛行高度為后續(xù)低高度飄落作準(zhǔn)備.

2.3 平飛飄落接地

拉平后的平飛減速期間，當(dāng)升力不足以克服重力時，飛機(jī)將開始弧線飄落接地.飄落期間，飛機(jī)航跡角逐漸增大.

飛行時，當(dāng)飛機(jī)距地1～3 m的高度平飛減速后開始飄落(飛行員感覺下沉)時，首先迅速中等幅度拉桿并短暫保持，再快速回桿或小幅推桿，如此反復(fù)操作幾個循環(huán)，以期逐步穩(wěn)定地建立大的接地迎角，同時逐漸增大航跡角，并伴隨著飛行速度小幅減小，然后回桿至中立位置減小迎角，從而迅速減小升力，使飛機(jī)以部分失重狀態(tài)而飄落接地.接地前應(yīng)迅速適度拉桿建立合適的俯仰角，防止磕碰前輪，也便于后續(xù)滑跑時迎風(fēng)減速.

以上主要討論了式(4)中k值基本不變時的飛機(jī)著陸操縱.當(dāng)影響k值的諸因素有變化時，對著陸操縱也有一定的影響.為了實現(xiàn)大下沉速度對稱著陸:

1)當(dāng)飛機(jī)構(gòu)型變化或地效導(dǎo)致飛機(jī)升力系數(shù)變化時，著陸期間俯仰操縱的幅度和周期應(yīng)適當(dāng)調(diào)整.若升力系數(shù)增大，則拉回桿的幅度應(yīng)增大，操縱周期延長，拉桿保持時間加長，反之亦然.

2)當(dāng)飛機(jī)翼載G/S和場溫變化時，著陸期間的俯仰操縱也應(yīng)隨之調(diào)整.當(dāng)場溫升高或翼載增大時，則拉回桿的幅度應(yīng)減小，操縱動作加快，拉桿保持時間縮短，反之亦然.

鑒于著陸試驗的復(fù)雜性和高風(fēng)險性以及過程的短暫性，操縱時需要快速地對飛行高度、速度、尤其迎角和俯仰角等參數(shù)以及跑道環(huán)境進(jìn)行目視循環(huán)掃描與變化趨勢預(yù)計，并迅速作出操縱時機(jī)、操縱量、操縱頻率等要素的正確判斷并即刻付諸行動[11].這對缺乏此類試驗操縱方法和經(jīng)驗的飛行員來說，具有相當(dāng)大的難度，還需要有針對性的模擬器訓(xùn)練和實際飛行訓(xùn)練.

3 實例與結(jié)果

為了對上述方法進(jìn)行試驗驗證，在近地正側(cè)風(fēng)小于2 m/s和能見度大于5 km的氣象條件下，某型機(jī)起落架強(qiáng)度試飛采用3種操縱方法進(jìn)行著陸試驗，在正式試驗之前特地進(jìn)行了一定次數(shù)的著陸試驗訓(xùn)練，將不同操縱方法的訓(xùn)練效果和試驗結(jié)果及時向飛行員予以數(shù)據(jù)曲線反饋，以便高效地進(jìn)行飛行操縱技術(shù)修正和提高.

利用機(jī)載測試設(shè)備與跑道邊上架設(shè)的高速攝影設(shè)備等測量給出飛機(jī)飛行高度H、速度V、操縱位移de、下滑航跡角γ及著陸下沉速度Vz等參數(shù).某型飛機(jī)著陸試驗主要飛行參數(shù)的典型時間歷程曲線見圖3.

圖3 某飛機(jī)大下沉速度著陸試驗典型歷程曲線

比較圖3a和圖3b可以看出，飛機(jī)從安全高度開始下滑直至接地的過程中[12]:

1)直線下滑接地和平飛飄落接地兩種操縱方法得到的飛行速度V變化規(guī)律并無大的差異，而高度H變化明顯不同，后者存在著拉平后的平飛段;

2)兩種操縱方法對應(yīng)的駕駛桿縱向位移有明顯區(qū)別，下滑前半段差異不明顯，后半段顯然各異，直線下滑接地拉桿操縱幅度變化小，操縱頻率快，桿位移穩(wěn)步增大，而后者縱向操縱幅度變化大，操縱頻率慢;

3)前者可以穩(wěn)定地控制迎角和俯仰角以便得到既定接地航跡角，后者在平飄過程中改變迎角和俯仰角，以便接地時得到期望的航跡角;

4)直線下滑接地操縱對應(yīng)的飛機(jī)升降速度和下滑角相對較為穩(wěn)定，直至接地前開始有所減小，而平飛飄落接地操縱在平飄前拉平過程中，升降速度和下滑角迅速減小幾乎至0，平飄后期拉桿量減小，飛機(jī)速度和迎角減小，升力小于重力，飛機(jī)加速下降，升降速度和下滑角均增大，下降中向后拉桿以建立接地迎角和姿態(tài)，隨后飛機(jī)迅速接地.

對所有著陸試驗的相關(guān)參數(shù)進(jìn)行統(tǒng)計，得到表1和圖4所示結(jié)果.

表1 某型機(jī)著陸試驗狀態(tài)與參數(shù)統(tǒng)計

圖4 某飛機(jī)Vz與γ的統(tǒng)計線性關(guān)系

據(jù)表1可以看出，通過多次著陸訓(xùn)練可以逐漸增大下沉速度，但盡管如此，下滑拉飄接地還是無法實現(xiàn)大下沉速度著陸，而飛行員甲和丁分別采用直線下滑接地和平飛飄落接地方法進(jìn)行多次訓(xùn)練或?qū)ｏw，下沉速度明顯增大.另外，飛行員的操縱偏好對著陸下沉速度也有影響.圖4為統(tǒng)計得到的著陸下沉速度與接地航跡角的線性擬合關(guān)系.據(jù)表1和圖4可知，接地速度對下沉速度影響較小，接地航跡角對其影響較大，航跡角增加，則下沉速度增大，圖4給出的數(shù)據(jù)統(tǒng)計規(guī)律與式(5)的理論分析結(jié)果相一致.

對所有實測試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行統(tǒng)計分析，得到最大下沉速度為2.47 m/s，是采用平飛飄落接地法得到的，該狀態(tài)下起落架結(jié)構(gòu)關(guān)鍵點的應(yīng)力也是最為嚴(yán)重的，約為材料屈服應(yīng)力的74%，而訓(xùn)練期間采用直線下滑和下滑拉飄得到的最大下沉速度分別為1.73 m/s和0.36 m/s.整個試驗期間，直線下滑、下滑拉飄和平飛飄落3種操縱方法得到平均下沉速度分別為 1.46，0.25 和 1.89 m/s.顯然，直線下滑和平飛飄落易于實現(xiàn)飛機(jī)大下沉速度著陸，這與前面的理論分析相吻合.

綜上所述，兩種方法均是通過飛機(jī)縱向操縱改變飛機(jī)的迎角和俯仰角，最終得到較大的接地航跡角從而實現(xiàn)大下沉速度著陸，接地后都需適度回桿以防飛機(jī)尾部觸地，但在接地前的縱向操縱過程有明顯差異:采用直線下滑法接地時，在安全高度以上調(diào)整好要求的飛行速度后，需要高頻小幅縱向操縱，以便穩(wěn)定達(dá)到并基本恒定地保持預(yù)期的迎角和俯仰角，飛機(jī)沿固定下滑道以穩(wěn)定的升降速度下降直至接地;而采用平飛飄落接地時，在適當(dāng)高度拉平后，需要低頻中幅縱向操縱，以便平飛減速使飛機(jī)升力小于重力實現(xiàn)飛機(jī)飄落下沉，飄落時仍需大幅拉桿以便增阻減速并建立著陸迎角和俯仰角，得到預(yù)期的接地航跡角.

4 結(jié)束語

本文將著陸下沉速度作為最關(guān)鍵的主控參數(shù)進(jìn)行陸基飛機(jī)著陸試驗，通過理論分析提出采用縱向操縱改變由迎角和俯仰角共同確定的航跡角實現(xiàn)既定下沉速度對稱著陸，并針對性地給出了兩種切實可行的著陸操縱方法.工程應(yīng)用表明，給出的試飛方法和大下沉速度著陸駕駛技術(shù)可以安全高效地實現(xiàn)陸基飛機(jī)著陸試驗下的起落架緩沖性能、強(qiáng)度與剛度驗證考核.這些方法和經(jīng)驗可用于陸基固定翼飛機(jī)起落架載荷與強(qiáng)度試飛，對其他固定翼飛機(jī)試飛也有重要參考價值.

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