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賽斯納龐巴迪

飛機的起飛性能 驗證工作分為三方面

私人飛機網 更新時間:2020-04-01 10:56:20 來源: 字號:

  起飛試驗的目的是測定飛機飛行手冊所需要的起飛性能參數,和驗證所討論的飛機型態滿足于合格審定的性能要求,當要生產一種新飛機時,需要進行一個完整系列的起飛試驗,確定起飛速度和距離、滾動加速度和制動加速度,抬前輪速率和最小離地速度等參數。根據美國聯邦航空局適航條例規定,凡裝載二十人以上的民用飛機應按照聯邦航空條例第25部(FAR25)驗證其符合性。其中B分部中直接涉及飛機飛行性能的條款13條,是飛機設計時考慮起飛、爬升、航行、進場和著陸必須遵守的安全標準。而飛行手冊是飛機一個重要軟件組成部分、其中的性能數據就根據FAR25部有關飛行性能條款的規定和飛機飛行動力、發動機推力特性進行計算和編制的。

  起飛性能符合性驗證工作可理解為三個方面:(1)起飛性能原始參數的驗證;(2)飛行手冊中起飛性能的計算;(3)對起飛性能計算。

  FAR25定義了各種起飛速度,討論了加速-減速距離、起飛航跡和起飛距離。給出了一些適用于起飛試驗的速度和術語的定義是有益的,因為許多速度和術語關系到其它類型的性能和規章的論述,起飛性能原始參數是計算起飛性能所必須的原始特征數據。這些參數一般要通過試飛確定或加以校核。

  1.失速速度Vs:飛機最小安全速度,是飛機基本特征速度之一(其它還有VMU、VMCA、VMCG),它是決定飛機其它特征速度之一,這些特征速度為:VEF、V1、VR、VLOF、V2;而且是確定操穩特性試飛速度范圍的基準速度。因此,在試飛的早期就要進行失速速度的試飛,僅次于空速校正試飛。飛機手冊中給出飛機各種構型和重量下的Vs值,以便直接提醒飛行人員飛行時速度不小于該值。另外Vs還是起飛等各階段速度的參考值。根據FAR25.201失速演示規定:

 。╝)必須在直線飛行和30°坡度轉變中演示失速:給出了失速速度的定義以及確定失速速度時對飛機狀態的要求,包括:推力、起落架位置、襟翼位置、重量、重心。試飛時,一般說來前重心為不利位置,這主要是此時需要平尾產生比后重心時更大的上仰力矩,平尾產生的負升力較大,因而此時的失速速度更大,但是為了確定重心對失速速度的影響程度,還是有必要適當進行一些后重心的失速速度。起落架、襟翼的不同組合必須囊括了飛機在所有飛行階段的飛行狀態。如果必要的話,還得通過試飛評估擬在空中使用的其它次氣動操縱面對失速速度的影響,如:擾流板等。

 。╞)規定了試飛方法,即規定了飛機的配平速度范圍、進入失速速度的飛機減速率;并規定了在試飛過程中,飛機所表現出的操穩和改出特性必須滿足§25.203的要求。

 。╟) 減速率:失速速度是對應于1節/秒的減速率的。

 。╠)當固有的飛行特性向駕駛員顯示清晰可辨的飛機失速現象時,可認為該飛機以失速?山邮艿氖佻F象如下,這些現象既可單獨出現,也可以組合出現

 。1)不能即可阻止的機頭下沉;

 。2)抖振,其幅度和劇烈程度能強烈而有效的阻止進一步減速;或

 。3)俯仰操縱達到后止動點,并且在改出開始前操縱器件在該位置保持一暫短的時間后不能進一步增加俯仰狀態。

 。▽ρb有失速推桿器的飛機,推桿器工作即認為進入失速)

  ▲關于1g失速速度:FAA在新的咨詢通告AC 25-7中,附錄5給出了關于1g的失速速度的定義,及其隨之產生的專用條件。我們都清楚,現行的§25.103和§25.201規定了失速速度的定義,從理論上來說是可行的,但在實際執行中往往出現偏差,因為該失速的定義基本上是定性的,在試飛中需要飛行員判斷失速點,并實施改出。而客觀上由于飛機及飛行員本身的原因試飛時各飛行員判斷的失速點不會一樣的,有的提前改出,有的遲后改出,這一切都要取決于飛行員的技術和判斷。特別是當進入失速過程中抖振、低過載、機頭自然下俯現象時,對于許多高速的后掠翼運輸機失速進入過程中航跡法向過載小于1。所有這些將導致失速試飛結果的不一致性,并使試飛的到的失速速度不準確,最終導致失速速度乘上系數后得到的操作速度的不準確性,甚至其余量不足以保證安全飛行。為避免這種情形,FAA引入了1g失速速度,即VS1g。Vs的使用歷史證明:該失速速度及以其基準速度所得到的操作速度沒有任何安全問題。對不同的后掠翼運輸機的Vs,min調查得到:對應于Vs,min的平均過載系數為0.88,這相當于VS,min=0.94Vs,1g既然,使用經歷表明現用的操作速度提供了可接受的安全水平,因此在使用VS,1g后,這些操作速度的絕對值不受影響,從而以Vs,1g表示的操作速度的系數需改變。因此,與1G失速速度有關的專用條件中,FAA對飛行性能和操穩的條款作了驗證速度表示方法的更改,即以Vs,1g代替傳統的VS來表示驗證速度(或速度范圍),則 V2=1.2VS,min=1.13 Vs,1g ; VREF=1.3VS,min=1.23 Vs,1g

  2.最小離地速度Vmu:飛機可能安全離地并繼續起飛的最小速度稱為最小離地速度。FAR25.107條規定,Vmu應試飛確定。試飛時飛機尾部應裝有尾撬,滑跑時盡可能早地抬前輪使尾部剛好擦地,或以產生失速警告的俯仰角加速,直至離地。在主輪離地的瞬間,推力和升力支持了飛機重量,離地速度越低,飛機姿態角越大,保證具有足夠的迎角,所以Vmu有可能受幾何限制,即受尾部擦地的限制;也有可能受失速的限制,即離地前先失速或發生抖振。此外,Vmu也有可能受升降舵操縱效率的限制,即由于升降舵操縱效率不夠,飛機在速度太低時不能拉起離地。由于前重心時,升降舵操縱效能最低,且配平阻力最大,此時的Vmu比其它重心時的Vmu要大,因而前重心較保守。有許多飛機的前重心是隨重量而變化的,如:有的飛機小重量范圍和大重量范圍各有一個不同的前重心,這就必須進行兩個重心狀態下的試飛;有的飛機小重量時有一個前重心,而在某一重量之上其前重心不斷隨重量作線性變化,這就必須作兩個以上的前重心狀態下的試飛,然后可以作插值求出各個重量下的Vmu。

  3.最小操縱速度Vmca和 Vmcg:最小操縱速度包括空中最小操縱速度Vmca和地面最小操縱速度Vmcg。,它們是飛機在空中飛行和地面滑跑時,在臨界發動機突然停車后恢復對飛機操縱能力的最小速度。

  ▲Vmca:在該速度當臨界發動機突然停車時,能在該發動機繼續停車情況下保持對飛機的操縱,并維持坡度不大于5°的直線飛行。FAR25.149(c)規定Vmca≯1.2Vs;FAR25.149(d) 規定在速度Vmca時,為維持操縱所需的方向舵力不超過68kg,也不得要求減少工作發動機的功率,在糾偏過程中為防止航向改變超過20°,飛機不得出現任何危險的姿態,或要求特殊的駕駛技巧、機敏或體力。

  ▲Vmcg:在該速度當臨界發動機突然停車時,能僅用操縱力限制在68kg的方向舵操縱(不使用前輪轉向)和實際以保持水平的橫向操縱來保持對飛機的操縱,使得采用正常駕駛技巧就能安全的繼續起飛。在確定Vmcg時,假定全發工作是飛機加速的航跡沿著中心線,從臨界發動機停車點到航向完全恢復至平行于該中心線的一點的航跡上任何點偏離該中心線的橫向距離不得大于9米(30英尺)。

  4.起飛速度:通過一系列試驗測出飛機不同構型和推重比下,滑跑加速度抬前輪速度VR 、離地速度VLOF以及上升至10.7米(35英尺)高的V35(≥V2)。§25.105 實際上是關于起飛性能的總則,即為§25.107、25.109、25.111、25.113的驗證和飛行手冊起飛性能的擴展提供了總的要求。

  ▲起飛決斷速度V1 :V1的選定取決于VEF,VEF由申請人選擇,但它不得小于VMCG,在VEF單發失效后飛機繼續加速△tact1后所得的速度即為V1,其中△tact1=Max(試飛演示時間,1秒),最終的V1 、VEF均必須隨同起飛距離和加速停止距離一起通過連續起飛和加速停止起飛試驗加以確認。這里特別談一下決斷速度V1的概念。當飛機在某一特定條件下,可以選擇若干V1計算單發失效起飛距離和加速─停止距離,并作出曲線,可以看出,V1選擇得愈大,單發失效起飛距離越小,而加速一停止距離越大。只有單發失效起飛距離等于加速─停止距離時的V1,才是飛機特定條件下的真正決斷速度。

  ▲抬前輪速度VR和 VLOF : 本條要求VR必須與V1、VMCA、V2、VLOF相協調,保證飛機一旦離地就具有足夠的操縱性,且起飛離地10.7米處飛機速度能達到安全速度;VLOF取決于VR、VMU和飛機的抬頭角速度,每型飛機都應有規定抬頭角速度,在該速度下飛機還必須具有滿足要求的爬升梯度。(a)VLOF:當飛機以抬前輪速度VR迅速抬頭到離地姿態時所得到的速度,且VLOF ≥V R。(b)在速度V R,駕駛員向后拉駕駛桿使飛機抬頭到起飛姿態,該速度有下面幾個限制條件:

 。1) V R≥V1;

 。2) V R ≥1.05VMCA;

 。3) V R必須足以使飛機在35英尺高之前達到V2;

 。4) 使用最大實際可行抬頭率(5°/秒)必須使得:

  VLOF>1.1VMU(全發)或VLOF>1.05VMU(單發失效)的兩者中大者。

  ▲起飛安全速度V2 : V2取決于最小起飛安全速度V2MIN、VR,且在該速度飛機還要滿足要求的爬升梯度,即(1)V2≥V2MIN;(2) V2≥VR+到達高于起飛表面35ft時所獲得的速度增量。

  其中:

 。1)V2MIN≥1.2Vs,用于:

 。╝)雙發和三發渦輪螺旋槳和活塞發動機飛機;

 。╞)無措施使單發停車帶動力失速速度顯著降低的輪噴氣飛機;

 。2) V2MIN≥1.15Vs,用于:

 。╝) 三發以上的渦輪螺旋槳和活塞發動機飛機;

 。╞) 無措施使單發停車帶動力失速速度顯著降低的渦輪噴氣飛機;

 。3) V2MIN≥1.1 VMCA

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