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——中國民航局空中交通管理局 任治

摘要：航空器著陸構(gòu)型的建立是飛行員在航空器進(jìn)近著陸階段的一項(xiàng)重要工作，過早建立著陸構(gòu)型會延長航空器滯空時(shí)間，而過晚建立則會影響穩(wěn)定進(jìn)近甚至引發(fā)航空器復(fù)飛。為研究航空器著陸構(gòu)型建立過程中放出襟翼時(shí)機(jī)的選擇，對進(jìn)近過程的影響，利用A320-CEO型航空器準(zhǔn)FTD-6級飛行模擬機(jī)平臺，針對北京首都機(jī)場01號跑道ILS/DME儀表進(jìn)近程序，按照正常、稍晚、較晚放出襟翼設(shè)計(jì)了A、B、C三種不同的放襟翼策略。經(jīng)過三組放襟翼對照實(shí)驗(yàn)，輸出航空器的水平軌跡、垂直軌跡、速度及燃油消耗等實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，研究三種放襟翼策略在進(jìn)近效率方面的差異。分析表明，策略C代表的一定程度晚放襟翼方案可以有效縮短進(jìn)近時(shí)間23%，降低燃油消耗35%，提升進(jìn)近效率。本文的研究成果能為大流量機(jī)場挖掘單個(gè)航空器進(jìn)近效率以提升空域利用率、降低燃油消耗率提供思路和方法。

關(guān)鍵詞：飛行模擬機(jī)；自動駕駛；襟翼；進(jìn)近效率；燃油消耗；

Abstract: The establishment of aircraft landing configuration is an important task for pilots in the phase of approaching. Landing configuration established too early will prolong in-flight time, while landing configuration established too late will affect the stabilized approach and even cause missed approach. In order to study the influence of the choice of flap release timing on the approach phase during the establishment of the aircraft's landing configuration, the A320-CEO aircraft quasi-FTD-6 flight simulator platform was used to engage the ILS/DME IAP of RW01, ZBAA. Three different flap release strategies, A, B and C, are designed according to the normal, late and later released of the flaps. After three sets of flap-releasing control experiments, the experimental data such as horizontal trajectory, vertical trajectory, speed and fuel consumption of the aircraft were output, and the differences in approach efficiency of the three flap-releasing strategies were studied. The analysis shows that a certain extent of late release of the flaps can effectively shorten the approach time by 23% and reduce fuel consumption by 35%. The research results of this paper can provide ideas and methods for excavating the approach efficiency of a single aircraft in large-traffic airports to improve airspace utilization and reduce fuel consumption.

Key words: flight simulation; auto pilot; flaps; approach efficiency; fuel consumption；

航空器在進(jìn)近著陸階段，飛行員設(shè)置著陸構(gòu)型的時(shí)機(jī)影響著進(jìn)近效率^[1]。較高的航空器進(jìn)近效率可以縮短航空器滯空時(shí)間，從而提升空域利用率和航班正點(diǎn)率。著陸構(gòu)型主要包括襟翼、起落架及擾流板的設(shè)置位置^[2]。在正常進(jìn)近著陸情況下，擾流板應(yīng)處于預(yù)位狀態(tài)，起落架則一般在襟翼達(dá)到給定角度后放下^[3]，因此本文通過研究襟翼設(shè)置時(shí)機(jī)來分析著陸構(gòu)型與進(jìn)近效率之間的關(guān)聯(lián)。

不同組類及型別的航空器由于飛行操縱系統(tǒng)、各類性能包線有較大的差異^[4]，因此所選航空器的不同也會影響研究結(jié)果。由于窄體機(jī)數(shù)量在我國占比達(dá)到78.3%^[5]，而空中客車A320系列窄體客機(jī)又占窄體客機(jī)一半以上，因此本文選擇空中客車公司制造的A320-CEO型飛機(jī)作為研究對象。

由于真機(jī)試飛成本高昂、安全風(fēng)險(xiǎn)極高^[6-7]，而高級別的飛行模擬機(jī)通過建立特定型號航空器的氣動模型、控制力感和物理駕駛艙，可以實(shí)現(xiàn)接近于真機(jī)試飛的試驗(yàn)。采用飛行模擬機(jī)進(jìn)行模擬實(shí)驗(yàn)，相比于大多數(shù)專家學(xué)者采用諸如BADA模型（Base of Aircraft Data，即航空器基礎(chǔ)數(shù)據(jù)，是由歐控開發(fā)的以ASCⅡ文件組成的資料，可確定1000 多種機(jī)型航空器的空速、爬升/下降率、推力、阻力之間的關(guān)系）等各類模型搭建模擬試驗(yàn)平臺^[8]，可以反映飛行員操作、視景變化等各類因素對飛行的影響，從而提高驗(yàn)證結(jié)果的合理性和準(zhǔn)確性。本文所進(jìn)行的實(shí)驗(yàn)采用準(zhǔn)FTD-6級A320-CEO飛機(jī)模擬機(jī)，下面介紹實(shí)驗(yàn)所需飛行操縱的基本原理。

圖1  A320飛機(jī)駕駛艙布局

空中客車公司在A320上最早將電傳飛控系統(tǒng)應(yīng)用于民用大型客機(jī)，而A320還是第一架使用側(cè)桿代替?zhèn)鹘y(tǒng)駕駛盤的飛機(jī)，圖1為A320-CEO型飛機(jī)的駕駛艙布局。為避免過多的人為因素特別是飛行技術(shù)誤差對實(shí)驗(yàn)造成的影響^[9-10]，本文實(shí)驗(yàn)時(shí)將接通飛機(jī)自動駕駛儀（AP，Auto Pilot），因此“遮光板”和“中央操縱臺”為本次實(shí)驗(yàn)主要操作的區(qū)域。實(shí)驗(yàn)過程中，根據(jù) “儀表板 ”區(qū)域的PFD（Primary Flight Display，主飛行顯示器）和ND（Navigation Display，導(dǎo)航顯示）顯示信息對襟翼手柄、起落架手柄進(jìn)行相應(yīng)操作。A320的襟翼手柄分為0、1、2、3和Full（全）五個(gè)位置。

圖2顯示為PFD上襟翼限制速度與收襟翼動作的關(guān)聯(lián)。左邊為速度帶，其中紅黑帶下限為當(dāng)前襟翼極限速度VFE，琥珀色“等號”所示為下一個(gè)襟翼極限速度，綠色F代表最小收襟翼速度，洋紅色三角代表進(jìn)近速度。此外，還需介紹未顯示在圖2上的兩個(gè)速度指標(biāo)，分別是綠點(diǎn)速度（在速度帶上用綠點(diǎn)表示）和最小收縫翼速度（在速度帶上用S表示）。

A320飛機(jī)在進(jìn)近著陸時(shí)，由巡航速度首次減速到250Kt（即Knot，海里/小時(shí)）且低于15000ft時(shí)，速度帶出現(xiàn)第一個(gè)VFE，指示可以放出襟翼1，同時(shí)低于該VFE的綠點(diǎn)速度也顯示出來；放出襟翼1后，出現(xiàn)下一個(gè)VFE和S速度；放出襟翼2，速度會向S速度減速（S速度會在速度帶上消失），在減速過程中，下一個(gè)VFE、F速度和進(jìn)近速度出現(xiàn)；放出襟翼3，速度會向F速度減速（F速度不會在速度帶上消失），在減速過程中，下一個(gè)VFE出現(xiàn)；當(dāng)襟翼放全后，著陸形態(tài)完全建立。

圖2  PFD速度帶與襟翼手柄示意

由上述過程可以得出，進(jìn)近過程中需參考速度帶上的提示信息將襟翼按照檔位逐級放出以建立著陸形態(tài)。由于襟翼極限速度VFE是以區(qū)間的形式給出的，因此可以對襟翼放出時(shí)機(jī)進(jìn)行調(diào)整，即在速度剛剛減速到VFE后不一定馬上放出相應(yīng)檔位襟翼。從空氣動力學(xué)角度來看，襟翼放出越早，減速時(shí)機(jī)越早，可以越早建立穩(wěn)定的著陸形態(tài)（航空公司會在運(yùn)行手冊中規(guī)定建立著陸形態(tài)時(shí)距離跑道入口的最小距離，此數(shù)值會由于航空公司、機(jī)型、機(jī)場及著陸標(biāo)準(zhǔn)的不同而變化），但是進(jìn)近平均速度越小，進(jìn)近效率一定程度上會受到影響；而襟翼放出越晚，則進(jìn)近平均速度越大，進(jìn)近效率也越高，但是可能由于減速時(shí)機(jī)過晚而無法在著陸前建立著陸形態(tài)。因此，襟翼放出時(shí)機(jī)的選擇需要在安全與效率之間尋找平衡點(diǎn)。

本次實(shí)驗(yàn)所飛的飛行程序基于北京首都機(jī)場01號跑道RNP ILS/DME程序進(jìn)行改造。由于實(shí)際公布的RNP ILS/DME程序五邊較長，結(jié)合空中交通管制員在對空指揮中采用雷達(dá)引導(dǎo)截獲下滑道信號的情況，對飛行程序進(jìn)行短五邊改造，即利用FAF點(diǎn)作為四邊（Base）與五邊相銜接的四轉(zhuǎn)彎點(diǎn)。改造后的四邊長度（A001與FAF兩點(diǎn)間距離）與該程序原四邊長度保持一致，均為5海里。圖3為本次實(shí)驗(yàn)最終確定的飛行程序，圖4為依據(jù)該程序在飛管計(jì)算機(jī)上設(shè)定的右起落航線飛行計(jì)劃。

圖3  實(shí)驗(yàn)所使用的進(jìn)近程序

圖4  實(shí)驗(yàn)所使用的飛行計(jì)劃

對照實(shí)驗(yàn)方案設(shè)計(jì)如下：

1.根據(jù)性能和配載情況，輸入起飛性能：ZFW零油重量54.5噸，ZFCG零油重心34%，起始重心CG配平31.6%，成本指數(shù)CI為35，起始巡航高度FL059，起飛襟翼2/DN0.4，決斷速度V1為142Kt，抬輪速度VR為142Kt，起飛安全速度V2為150Kt，自動剎車壓力等級為MAX；

2.執(zhí)行起飛操作，起飛后襟翼逐級收光，起落架收起，收推力至LVL/CL檔并接通自動推力A/THR，接通自動駕駛AP，右轉(zhuǎn)旁切AA171，直飛AA422，過點(diǎn)后在下降頂點(diǎn)（洋紅色“D”處）激活進(jìn)近（點(diǎn)擊MCDU激活進(jìn)近階段按鈕），空速由250Kt開始下降，高度設(shè)定3000ft（900m）；

3A.襟翼放出策略一：1）減速過第1個(gè)VFE（230Kt），繼續(xù)減速至綠點(diǎn)速度210Kt時(shí)，放出襟翼1；2）減速至第二個(gè)VFE（200Kt）時(shí)，放出襟翼2，接通進(jìn)近APPR和ILS按鈕，飛過FI01Z點(diǎn)截獲航向道信號，航跡穩(wěn)定后放下起落架；3）減速至第三個(gè)VFE（185Kt）時(shí)，放出襟翼3；4）減速至第四個(gè)VFE（177Kt）時(shí)，放出襟翼全，著陸形態(tài)全；

3B.襟翼放出策略二：1）減速至200Kt，放出襟翼1，接通進(jìn)近APPR和ILS按鈕，飛過FI01Z點(diǎn)截獲航向道信號，航跡穩(wěn)定在五邊上；2）減速至190Kt，放出襟翼2，隨后放下起落架；3）減速至170Kt，放出襟翼3；4）減速至148Kt，放出襟翼全，著陸形態(tài)全；

3C.襟翼放出策略三：1）過FI01Z點(diǎn)前接通進(jìn)近APPR和ILS按鈕，過FI01Z點(diǎn)截獲航向道信號，減速至200Kt，放出襟翼1；2）減速至190Kt，放出襟翼2，隨后放下起落架；3）減速至155Kt，放出襟翼3；4）減速至148Kt，放出襟翼全，著陸形態(tài)全；

4.飛機(jī)著陸形態(tài)完全，速度保持在進(jìn)近速度138Kt，沿下滑道繼續(xù)進(jìn)近，無線電高度表150ft時(shí)，油門桿收至IDLE慢車推力，斷開A/THR，斷開AP，手動落地。

上述三組對照實(shí)驗(yàn)開展過程中，步驟1、2、4步均為每組重復(fù)動作，變量控制體現(xiàn)在步驟3A、3B、3C中。

三組對照實(shí)驗(yàn)完成后，將相應(yīng)軌跡、油耗及重量數(shù)據(jù)輸出，繪制圖形如下：

 

圖5 水平軌跡圖

圖6  垂直軌跡圖

根據(jù)圖5水平軌跡圖可知，A、B、C三種放襟翼策略在接通AP時(shí)模擬機(jī)飛出的水平軌跡在五邊直線段差異較小，在三轉(zhuǎn)彎后至四轉(zhuǎn)彎前的航跡不穩(wěn)定階段和兩個(gè)轉(zhuǎn)彎階段有一定差異，但軌跡偏差仍可滿足旁切A001和FI01Z兩點(diǎn)的要求，因此總體上，三種策略對水平軌跡影響較小，均可保證穩(wěn)定可靠的水平剖面。

圖6所示垂直軌跡圖中，藍(lán)色線條代表飛機(jī)氣壓式高度表所顯示高度大于等于900m的階段（實(shí)驗(yàn)程序選擇900m/3000ft作為截獲下滑信號高度），綠色線條代表高度大于等于600m且小于900m的階段（實(shí)驗(yàn)程序中600m為最后梯級下降定位點(diǎn)高度），紅色線條代表高度大于等于27.3m且小于600m的階段（實(shí)驗(yàn)跑道接地地帶標(biāo)高為27.3m）。據(jù)圖6可知，進(jìn)近時(shí)間由策略A至C逐個(gè)縮短，但是三種策略都可以保證穩(wěn)定可靠的下降剖面。

圖7  速度剖面圖

圖8  油耗剖面圖

結(jié)合圖7、圖8所示的三種策略的速度和油耗剖面。總體上，每種策略的速度值都明顯呈現(xiàn)三個(gè)減速階段，但是由策略A至C，減速開始階段由于晚放襟翼而逐步滯后。同時(shí)還可發(fā)現(xiàn)，策略C曲線更加平滑，速度波動較少。而觀察油耗剖面也表明，策略C油耗波動幅度和波動量相較于其他策略都要小一些。因此，策略C相較于其他兩種策略，無論是減速過程還是發(fā)動機(jī)燃油消耗過程都要更加平滑。

表 1 主要評價(jià)指標(biāo)

為更加直觀的對三種策略進(jìn)行評估，筆者將每種策略的進(jìn)近時(shí)間、燃油消耗及平均速度的實(shí)驗(yàn)記錄值和歸一化處理數(shù)據(jù)為主要評價(jià)指標(biāo)（參見表1）進(jìn)行分析。表中數(shù)據(jù)說明，從A001點(diǎn)完成三轉(zhuǎn)彎到最終落地，策略C相比策略A，耗時(shí)縮短23%，油耗減少35%，而平均速度僅增加15%，即通過很小的平均速度增幅在保證安全的前提下帶來了進(jìn)近效率和燃油經(jīng)濟(jì)性的較大提升。

基于A320準(zhǔn)FTD-6級模擬機(jī)實(shí)驗(yàn)設(shè)備，按照給定的實(shí)驗(yàn)參數(shù)，接通AP執(zhí)行盲降進(jìn)近，通過三組對照實(shí)驗(yàn)研究放襟翼時(shí)機(jī)對進(jìn)近各項(xiàng)指標(biāo)的影響，綜合分析實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，得到如下結(jié)論：

1）選擇在飛機(jī)儀表提示的VFE之后一定程度的晚放襟翼有利于提高平均速度，減少燃油消耗，縮短進(jìn)近時(shí)間，通過縮短航空器滯空時(shí)間提升了空域利用率和進(jìn)近效率。

2）晚放襟翼對飛機(jī)水平和垂直軌跡影響較小，客觀上一定程度的晚放使飛行軌跡更加平滑，速度變化更加平順，有利于提升駕駛員及乘客的乘坐舒適性。

但是本文提出的方案及實(shí)驗(yàn)過程仍有很多不足之處，如未考慮氣象條件（能見度、盛行風(fēng)、陣風(fēng)及惡劣天氣的影響）、飛行技術(shù)誤差（本實(shí)驗(yàn)選擇的自動駕駛落地在實(shí)際運(yùn)行中要求極為嚴(yán)苛，多數(shù)情況下實(shí)際條件僅能滿足手動駕駛落地，因此實(shí)際飛行條件相比本實(shí)驗(yàn)的理想條件有差異），同時(shí)本文對于實(shí)驗(yàn)結(jié)果的評價(jià)指標(biāo)不夠系統(tǒng)和全面，下一步筆者將進(jìn)一步完善實(shí)驗(yàn)方案和評價(jià)體系，在本文基礎(chǔ)上研究放襟翼的最佳時(shí)機(jī)問題。

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