谈谈民用飞机的起飞性能
起飞试验的目的是测定飞机飞行手册所需要的起飞性能参数，和验证所讨论的飞机型态满足于合格审定的性能要求，当要生产一种新飞机时，需要进行一个完整系列的起飞试验，确定起飞速度和距离、滚动加速度和制动加速度，抬前轮速率和最小离地速度等参数。根据美国联邦航空局适航条例规定，凡装载二十人以上的民用飞机应按照联邦航空条例第25部（FAR25）验证其符合性。其中B分部中直接涉及飞机飞行性能的条款13条，是飞机设计时考虑起飞、爬升、航行、进场和着陆必须遵守的安全标准。而飞行手册是飞机一个重要软件组成部分、其中的性能数据就根据FAR25部有关飞行性能条款的规定和飞机飞行动力、发动机推力特性进行计算和编制的。起飞性能符合性验证工作可理解为三个方面：（1）起飞性能原始参数的验证；（2）飞行手册中起飞性能的计算；（3）对起飞性能计算。
FAR25定义了各种起飞速度，讨论了加速-减速距离、起飞航迹和起飞距离。给出了一些适用于起飞试验的速度和术语的定义是有益的，因为许多速度和术语关系到其它类型的性能和规章的论述，起飞性能原始参数是计算起飞性能所必须的原始特征数据。这些参数一般要通过试飞确定或加以校核。
1.失速速度Vs：飞机最小安全速度，是飞机基本特征速度之一（其它还有VMU、VMCA、VMCG），它是决定飞机其它特征速度之一，这些特征速度为：VEF、V1、VR、VLOF、V2；而且是确定操稳特性试飞速度范围的基准速度。因此，在试飞的早期就要进行失速速度的试飞，仅次于空速校正试飞。飞机手册中给出飞机各种构型和重量下的Vs值，以便直接提醒飞行人员飞行时速度不小于该值。另外Vs还是起飞等各阶段速度的参考值。根据FAR25.201失速演示规定：
(a)必须在直线飞行和30°坡度转变中演示失速：给出了失速速度的定义以及确定失速速度时对飞机状态的要求，包括：推力、起落架位置、襟翼位置、重量、重心。试飞时，一般说来前重心为不利位置，这主要是此时需要平尾产生比后重心时更大的上仰力矩，平尾产生的负升力较大，因而此时的失速速度更大，但是为了确定重心对失速速度的影响程度，还是有必要适当进行一些后重心的失速速度。起落架、襟翼的不同组合必须囊括了飞机在所有飞行阶段的飞行状态。如果必要的话，还得通过试飞评估拟在空中使用的其它次气动操纵面对失速速度的影响，如：扰流板等。
(b)规定了试飞方法，即规定了飞机的配平速度范围、进入失速速度的飞机减速率；并规定了在试飞过程中，飞机所表现出的操稳和改出特性必须满足§25.203的要求。
(c)减速率：失速速度是对应于1节/秒的减速率的。
(d)当固有的飞行特性向驾驶员显示清晰可辨的飞机失速现象时，可认为该飞机以失速。可接受的失速现象如下，这些现象既可单独出现，也可以组合出现
(1)不能即可阻止的机头下沉；
(2)抖振，其幅度和剧烈程度能强烈而有效的阻止进一步减速；或
(3)俯仰操纵达到后止动点，并且在改出开始前操纵器件在该位置保持一暂短的时间后不能进一步增加俯仰状态。
（对装有失速推杆器的飞机，推杆器工作即认为进入失速）
▲关于1g失速速度：FAA在新的咨询通告AC 25-7中，附录5给出了关于1g的失速速度的定义，及其随之产生的专用条件。我们都清楚，现行的§25.103和§25.201规定了失速速度的定义，从理论上来说是可行的，但在实际执行中往往出现偏差，因为该失速的定义基本上是定性的，在试飞中需要飞行员判断失速点，并实施改出。而客观上由于飞机及飞行员本身的原因试飞时各飞行员判断的失速点不会一样的，有的提前改出，有的迟后改出，这一切都要取决于飞行员的技术和判断。特别是当进入失速过程中抖振、低过载、机头自然下俯现象时，对于许多高速的后掠翼运输机失速进入过程中航迹法向过载小于1。所有这些将导致失速试飞结果的不一致性，并使试飞的到的失速速度不准确，最终导致失速速度乘上系数后得到的操作速度的不准确性，甚至其余量不足以保证安全飞行。为避免这种情形，FAA引入了1g失速速度，即VS1g。Vs的使用历史证明：该失速速度及以其基准速度所得到的操作速度没有任何安全问题。对不同的后掠翼运输机的Vs,min调查得到：对应于Vs,min的平均过载系数为0.88，这相当于VS,min=0.94Vs,1g既然，使用经历表明现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，这些操作速度的绝对值不受影响，从而以Vs,1g表示的操作速度的系数需改变。因此，与1G失速速度有关的专用条件中，FAA对飞行性能和操稳的条款作了验证速度表示方法的更改，即以Vs,1g代替传统的VS来表示验证速度（或速度范围），则 V2=1.2VS,min=1.13 Vs,1g ； VREF=1.3VS,min=1.23 Vs,1g
2.最小离地速度Vmu：飞机可能安全离地并继续起飞的最小速度称为最小离地速度。FAR25.107条规定，Vmu应试飞确定。试飞时飞机尾部应装有尾撬，滑跑时尽可能早地抬前轮使尾部刚好擦地，或以产生失速警告的俯仰角加速，直至离地。在主轮离地的瞬间，推力和升力支持了飞机重量，离地速度越低，飞机姿态角越大，保证具有足够的迎角，所以Vmu有可能受几何限制，即受尾部擦地的限制；也有可能受失速的限制，即离地前先失速或发生抖振。此外，Vmu也有可能受升降舵操纵效率的限制，即由于升降舵操纵效率不够，飞机在速度太低时不能拉起离地。由于前重心时，升降舵操纵效能最低，且配平阻力最大，此时的Vmu比其它重心时的Vmu要大，因而前重心较保守。有许多飞机的前重心是随重量而变化的，如：有的飞机小重量范围和大重量范围各有一个不同的前重心，这就必须进行两个重心状态下的试飞；有的飞机小重量时有一个前重心，而在某一重量之上其前重心不断随重量作线性变化，这就必须作两个以上的前重心状态下的试飞，然后可以作插值求出各个重量下的Vmu。
3.最小操纵速度Vmca和 Vmcg：最小操纵速度包括空中最小操纵速度Vmca和地面最小操纵速度Vmcg。，它们是飞机在空中飞行和地面滑跑时，在临界发动机突然停车后恢复对飞机操纵能力的最小速度。
▲Vmca：在该速度当临界发动机突然停车时，能在该发动机继续停车情况下保持对飞机的操纵，并维持坡度不大于5°的直线飞行。FAR25.149(c)规定Vmca≯1.2Vs；FAR25.149(d) 规定在速度Vmca时，为维持操纵所需的方向舵力不超过68kg，也不得要求减少工作发动机的功率，在纠偏过程中为防止航向改变超过20°，飞机不得出现任何危险的姿态，或要求特殊的驾驶技巧、机敏或体力。
▲Vmcg：在该速度当临界发动机突然停车时，能仅用操纵力限制在68kg的方向舵操纵（不使用前轮转向）和实际以保持水平的横向操纵来保持对飞机的操纵，使得采用正常驾驶技巧就能安全的继续起飞。在确定Vmcg时，假定全发工作是飞机加速的航迹沿着中心线，从临界发动机停车点到航向完全恢复至平行于该中心线的一点的航迹上任何点偏离该中心线的横向距离不得大于9米（30英尺）。
4.起飞速度：通过一系列试验测出飞机不同构型和推重比下，滑跑加速度抬前轮速度VR 、离地速度VLOF以及上升至10.7米（35英尺）高的V35（≥V2）。§25.105 实际上是关于起飞性能的总则，即为§25.107、25.109、25.111、25.113的验证和飞行手册起飞性能的扩展提供了总的要求。
▲起飞决断速度V1 ：V1的选定取决于VEF，VEF由申请人选择，但它不得小于VMCG，在VEF单发失效后飞机继续加速△tact1后所得的速度即为V1，其中△tact1＝Max(试飞演示时间，1秒)，最终的V1 、VEF均必须随同起飞距离和加速停止距离一起通过连续起飞和加速停止起飞试验加以确认。这里特别谈一下决断速度V1的概念。当飞机在某一特定条件下，可以选择若干V1计算单发失效起飞距离和加速─停止距离，并作出曲线，可以看出，V1选择得愈大，单发失效起飞距离越小，而加速一停止距离越大。只有单发失效起飞距离等于加速─停止距离时的V1，才是飞机特定条件下的真正决断速度。
▲抬前轮速度VR和 VLOF : 本条要求VR必须与V1、VMCA、V2、VLOF相协调，保证飞机一旦离地就具有足够的操纵性，且起飞离地10.7米处飞机速度能达到安全速度；VLOF取决于VR、VMU和飞机的抬头角速度，每型飞机都应有规定抬头角速度，在该速度下飞机还必须具有满足要求的爬升梯度。(a)VLOF：当飞机以抬前轮速度VR迅速抬头到离地姿态时所得到的速度，且VLOF ≥V R。(b)在速度V R，驾驶员向后拉驾驶杆使飞机抬头到起飞姿态，该速度有下面几个限制条件：
(1) V R≥V1；
(2) V R ≥1.05VMCA;
(3) V R必须足以使飞机在35英尺高之前达到V2；
(4) 使用最大实际可行抬头率(5°/秒)必须使得：
VLOF＞1.1VMU(全发)或VLOF＞1.05VMU(单发失效)的两者中大者。
▲起飞安全速度V2 ： V2取决于最小起飞安全速度V2MIN、VR，且在该速度飞机还要满足要求的爬升梯度，即(1)V2≥V2MIN；(2) V2≥VR＋到达高于起飞表面35ft时所获得的速度增量。
其中：
(1)V2MIN≥1.2Vs，用于：
(a)双发和三发涡轮螺旋桨和活塞发动机飞机；
(b)无措施使单发停车带动力失速速度显著降低的轮喷气飞机；
(2) V2MIN≥1.15Vs，用于：
(a) 三发以上的涡轮螺旋桨和活塞发动机飞机；
(b) 无措施使单发停车带动力失速速度显著降低的涡轮喷气飞机；
(3) V2MIN≥1.1 VMCA
