运输机最小离地速度试飞方法研究

房圣友，白荣强，赵 翔

（中国飞行试验研究院技术中心飞机所，陕西 西安710089）

最小离地速度（Vmu）是指飞机不存在任何风险，能够安全离地并继续起飞的最小速度。开展Vmu试飞，验证飞机抬前轮速度（VR）与Vmu之间的安全裕度是否符合CCAR 25部的程序规定，同时为修订抬前轮速度提供了重要依据。最小离地速度试飞需要在飞机起飞时最大可用迎角条件下完成，其是受地面效应影响的飞机低速大迎角试飞项目，试验难度大、风险高。目前，中国已独立完成ARJ21-700 的Vmu试飞，初步掌握了该科目的试飞方法，但在运输机领域仍是空白。本文依据ARJ21-700 的成功经验，探索Vmu试飞技术在运输机领域的应用，进一步掌握Vmu试飞技术，对开展军机适航认证具有重要意义。

1 试飞方案设计

1.1 最小离地速度试飞类型分析

依据飞机的失速迎角、机身长度以及俯仰操纵效能，可以将飞机的Vmu分为以下3 种类型：受失速迎角限制的Vmu、受飞机几何结构限制的Vmu、受俯仰操纵权限限制的Vmu。

在正式开展Vmu试飞之前，需要对试验飞机的Vmu限制类型进行分析。对飞机Vmu限制类型的决策如图1 所示。根据失速迎角与试验机离地前最大俯仰姿态角的关系，确定试验机Vmu是否受失速迎角限制。试验机起飞前尾部触底的姿态角低于失速迎角4°～6°，所以不受失速迎角限制。

试验机正常配平时尾部擦地所需要的升降舵偏度如表1所示。对于受几何结构限制的Vmu类型，CCAR 25 部中允许Vmu相对离地速度（VLOF）的裕度，对于全发工作和单发不工作情况，分别由110%和105%降低至108%和104%，这为修订抬前轮速度（VR）提供了更大的余量。但试验机必须在整个工作包线内都受几何结构限制，若非如此，则不能减小Vmu相对VLOF的裕度。理论计算的试验机在不同质量下，水平安定面正常配平时，以理论Vmu离地时尾部擦地所需要的升降舵偏度与升降舵最大偏度的裕度，舵偏裕度越大，说明飞机的舵效越足，尾部擦地的可能性越大。表1 中结果表明，试验机在正常构型，小质量情况下起飞，升降舵舵偏裕度接近0°，说明试验机以理论Vmu离地时升降舵效能接近极限，这时飞机的最小离地速度可能受俯仰操纵权限的限制，因此不宜将试验机视为完全受几何结构限制的飞机。其Vmu相对VLOF的裕度仍以110%和105%为标准。

图1 Vmu 试飞限制类型决策树

表1 试验机正常配平时尾部擦地所需要的升降舵偏度

1.2 试验推重比选择

Vmu试飞需要在申请者申请的推重比范围内完成试验，其最小推重比应满足飞机单发失效后爬升梯度的要求，为保证试验安全，可采用全发工作模拟临界发动机失效试飞。调节推重比范围的方法有2 种：保持飞机重量不变，根据发动机转速对发动机推力进行插值，该方法适用于发动机转速与推力对应关系明确，但在前重心条件下质量调节范围小的机型，ARJ21-700 即采用该种方法；发动机推力固定，通过改变飞机的质量来改变推重比，该方法适用于前重心条件下质量变化范围较大，而发动机推力难易依据转速调节的情况。试验机在前重心条件下质量可调节范围较大，同时该型号发动机难以根据转速进行推力插值，所以试验采用第二种方法。考虑到起飞安全，在整个试验范围内均采用全发起飞推力，该状态下最小推重比略大于申请的最小推重比。由于起飞过程采用起飞推力，所以不再进行爬升梯度的检查。

通过分析，该运输机Vmu试飞采用发动机起飞推力，通过调节飞机质量完成最小离地速度试飞。其最小推重比由试验日温度限制的最大起飞质量及该温度下发动机起飞推力共同决定，最大推重比由试验最小质量和试验温度下发动机起飞推力决定。

2 试飞方法概述

由于Vmu试飞是一种大姿态的高机动试飞，为保证试验安全和数据有效，在试验开始前需进行适应性训练，首先应在高逼真度模拟器上进行大姿态角的起飞训练，接下来需要对临界推重比条件（最大和最小）下的Vmu试飞进行模拟试验，同时对可能出现的安全风险进行针对性训练，为试验的安全、顺利开展做好准备。

模拟器训练内容如表2 所示。

表2 模拟器训练内容

在模拟器训练完成后，在试验飞机上开展几个架次的大姿态起飞检查，检查试验飞机在大姿态角度起飞时的姿态角保持能力，同时完成从正常姿态角起飞到尾部擦地姿态起飞的适应性训练。

Vmu试飞要求飞机以尽可能大的姿态角起飞，起飞后至脱离地效之前俯仰姿态不应减小，为了防止飞机在起飞时过度抬头导致尾部结构损坏，在试验飞机尾部安装了尾橇保护机体结构。

尾橇的结构如图2 所示，尾橇预触地开关和尾橇触地开关分别与驾驶舱内的信号灯相接，便于飞行员掌握尾橇触地过程。根据ARJ21-700 的尾橇设计经验，尾橇预触地开关触地角比尾橇触地角小1°，提示飞行员飞机尾部即将触地。尾橇擦地板厚度为16 mm，试飞过程中出现擦地板磨损殆尽导致接地支架损伤的情况。在后续试飞中，为防止擦地板过度磨损，保障飞机安全，飞行员在起飞过程中耗费大量精力保持飞机俯仰角防止过度擦尾，极大地增加了试飞难度。

图2 尾橇的结构示意图

在试飞过程中发现，在水平安定面正常配平的情况下，起飞滑跑过程中飞机的俯仰姿态建立较慢，随着飞机表速增加，升降舵舵效升高，飞行员拉杆到底后会在短时间内产生很大的俯仰角速率，对飞行安全造成很大威胁，同时也不利于起飞后的姿态保持。为了保证安全及提高试验成功率，可适当增加水平安定面的配平，增大起飞过程中的抬头力矩，使飞机在表速较低时开始抬轮，在较低的俯仰角速率下达到飞机的最大俯仰姿态，这样可以有效避免大俯仰角速率抬头对飞机尾部结构的撞击，同时也便于飞行员在起飞后的姿态保持。增大平尾配平，降低了飞行员的操纵难度，提高了试验成功率，但由于增大配平使平尾负升力增加，飞机离地所需速度增加，使试验得到的离地速度相较于正常平尾配平得到的离地速度偏大。

试验机在增加平尾配平后，在临近尾橇触地时仍具有较大的俯仰角速度，导致尾橇预触地信号发出到尾橇触地时间不足0.5 s，尾橇预触地信号不能起到提示作用，后续试飞中遂将尾橇预触地开关拆除。

3 试验结果分析

最小离地速度试飞试验难度大、风险高，试验成功率比较低。在试飞完成后首先要对试验是否成功进行判定，对于受几何结构限制不严格的Vmu试飞，其试验成功的判定准则为：飞机离地后俯仰姿态不应减小，直至脱离地效；不得发生明显抖振（轻微抖振是可以接受的）。

典型的成功试验的时间历程曲线如图3 所示，以轮速减小时刻为离地时刻，以距地面10.7 m 高度为脱离地效高度。由图3 可见，飞机离地后至脱离地效前的过程中，其俯仰姿态角虽有一定程度的变化，但无明显减小。大推重比时的Vmu试验的时间历程曲线如图4 所示。由图4 可见，大推重比条件下飞机离地速度较小，由拉杆到底到飞机离陆的时间很短（约为6 s），尾橇触地时间很短（不足1 s），飞行员操纵难度大，试验成功率较低。由于动作时间短，飞行员不能及时回杆，导致飞机尾橇触地时俯仰角速率较大，飞机离地后俯仰角继续增加。如果飞机的俯仰角速率在离地后不能及时减小，将使飞机尾部结构擦地的风险大为增加。小推重比时的Vmu试验的时间历程曲线如图5 所示，由于飞机起飞重量增加，其离地速度明显增大，由拉杆到底到飞机离陆的时间更长（约为10 s），尾橇触地时间明显增加（约为4 s）。飞机尾橇触地后，其俯仰角速率迅速减小，飞机离地后俯仰角基本保持不变。小推重比条件下尾橇触地时间更长，与地面摩擦造成尾橇的严重磨损，在尾橇设计时应充分考虑到这种情况，确保使用的尾撬有足够的磨损余量。

图3 Vmu 试飞典型时间历程曲线

图4 大推重比下Vmu 试飞时间历程曲线

图5 小推重比下Vmu 试飞时间历程曲线

根据理论分析，最小离地速度（Vmu）与失速速度（VSR）的比值与推重比（T/W）之间存在线性关系。试验结果拟合得到的关系曲线如图6 所示。

图6 最小离地速度试验结果曲线

从图6 中可以看出，随着推重比的增大，最小离地速度与失速速度的比值减小，两者之间呈现出较为明显的线性关系。在大推重比条件下Vmu与VSR的比值反而增大，原因在于大推重比条件下飞机加速快、滑跑时间短，飞行员拉杆时俯仰角速率迅速增大，为了防止飞机尾部重接地，飞行员提前回杆使飞机离地时未达到擦尾姿态，使离地速度的试验结果偏大。

4 结束语

某型运输机最小离地速度的试飞成功，为后续机型相关课题试飞提供了宝贵的经验指引，其借鉴意义主要有如下几点：①在进行试飞设计前需要确定飞机的最小离地速度试飞类型，根据其试飞类型制订试验方案。②调节飞机推重比的方法有两种，即保持飞机质量不变调节发动机的输出功率和保持发动机输出功率不变调节飞机的起飞质量。③飞机的擦尾保护装置应当安全可靠，且不应该增加飞行员的操纵难度。④应当合理选择尾橇擦地板的厚度和硬度。其硬度应以不损伤机场道面为限，厚度应当在不显著减小飞机擦尾角度的情况下，保障飞机在最严重擦地情况下的起飞安全。⑤在进行大推重比试飞时，飞机离地过程中俯仰角速率很高，此时，要格外注意机轮离地后的俯仰角度，防止离地后飞机尾部触地，影响试验结果，威胁飞机安全。

本文从试验方案设计、试飞方法概述以及试验结果分析三个方面对某型运输机的最小离地速度试飞进行了较为全面的讨论，提供了一套切实可行的Vmu试飞方法。某型运输机最小离地速度试飞的成功，填补了中国运输机试飞领域的空白，积累了丰富的经验，对后续机型的Vmu试飞提供了有力的技术支持。