客机水上迫降程序

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1、客机水上迫降程序 某型飞机水上迫降数值化模型 民用飞机水上迫降适航验证程序的研究 第六图书馆引言引言民用飞机 适航证书 验证程序 迫降 水 沿海地区 喷气发动机 支 线飞机民用飞机设计与研究吴世德 田彬不详2007第六图书馆 第六图书馆- 民用 飞 机 水 上追悔 适 航验 证 程 序 的 研藏 0- 一 吴世德 田 。彬 l - 引言 3 漂浮分析和重量配重报告 民用飞机水上迫降适航取证，是指扩展 到水上飞行的需要。从国外民用飞机来看， 采用喷气发动机的飞机都申请适航证。在经 过对国内有关专家和沿海航空公司的调研后 得知与某支线飞机同类型的民用飞机都取得 了水上迫降的适航证书，以便在沿海地区

2、运 行。目前，国内对民机的水上迫降适航验证 程序的研究还是空白，本文就水上迫降适航 取证涉及到的适航规章中一些主要条款和基 本要求、国外符合性验证典型的方法和适航 验证程序的一般做法进行阐述。本文所研究 的方法和程序在国内具有突破性，对民机的 研究有重要的参考价值。1 水上迫降涉及的一些主要条 款和基本要求 水上迫降涉及的一些主要条款和基本要 求见表1。2 符合性论证的典型做法美国FAA专家在国内进行25部C / D分 部培训时，提出了25801符合性论证典型 的做法：重量和配重报告漂浮分析 载荷分析 结构分析 结构试验一水上迫降动态模型试验 飞机水上迫降漂浮特性依赖于飞机本身 的设计、飞行员

3、对飞机的操纵和水上迫降的 水面状态等可用模型试验和计算分析对比来研究。 试验和理论分析以及实际水上迫降表 明，飞机要具有良好的漂浮特性，其降落应该 是柔和的、没有俯冲或跳跃、向前减速度不太 大、撞击压力和滑行压力也不太大。因为俯 冲会给飞机结构造成灾难性破坏，跳跃会使 飞机失去操纵，第二次着水也会给飞机结构 造成灾难性破坏，着水时向前速度太大也会 直接伤害乘员，过大的撞击压力和滑行压力 会引起飞机结构的严重破坏。飞机能漂浮多少时间与下沉过程中飞机 的姿态有密切关系。在进行验证时需通过浮 力和配平计算证明。在合理可能的水上条件 下飞机的漂浮时间和配平姿态能使所有乘客 离开飞机乘上救生筏。水上迫降

4、后飞机的漂浮姿态是通过重心 向下作用的重力和浮心向上作用的浮力的某 一函数来表示。当这两个力大小相等并作用 在通过同一点的垂直线上时，漂浮的飞机就 处于平衡状态，这时机身排开水的形心就是 浮心，并且对应飞机重心，漂浮的姿态角和吃 水深度就确定了。31 飞机的平衡计算方法 漂浮姿态和吃水深度是运用阿基米德静 力学原理确定。根据飞机的几何外形，计算 出飞机在水中的排水重量(浮力)和排开水 19 第六图书馆第六图书馆表1 水上迫降涉及的主要条款和基本要求 条款 名称 基本要求救生设91 备齐全，存放设施和安装位置等满足适航符 1009 跨水运行的救生设备 合性要求。911011 跨水运行中使用的无线

5、电设备 必须装备的无线电设备。 121157b 飞机的航路类型限制 延伸跨水运行，按25部审定合格。求。 121. 339延伸跨水运行的飞机的应急设备应急设备满足适航符合l生要 25. 563水上迫降的结构要求按25. 801e规定。(a) 满足本条和 25. 807i,25. 1411 和 25.1415a，出口便利，安全设备有效，可使用。(b) 飞机设计必须表明：乘员受伤害和逃逸能力降低的可能性减至最低程度。（c）必须通过模型试验探查飞机在水上迫降时的 大概状态。试验考虑各种进气口、襟翼、突出部分，25801 水上迫降 以及其它任何可能影响飞机流体力学特性的因素。（d）必须表明，在合理可能

6、的水上条件下，飞机的 漂浮时间和配平能使所有乘员离开飞机并乘上救 生船。如果用浮力和配平计算来表明符合此规定， 则必须考虑可能的结构损伤和渗漏。（e）外部舱门和窗必须能承受可能的最大局部 压力。25807i 水上迫降旅客应急出口 出口的数量和尺寸必须满足相应的规定 要求。25 安全设备齐全，存放设施和安装位置等满足适航符 1411 总则 合性要求。251415 a 水上迫降设备 必须满足相应的规定要求。 有计划的/无计划的水上迫降分析（指801d漂浮时 间和配平计算分析时需考虑：有计划一充分的准备AC2517 时间，调整重量和重心，考虑发房、吊挂和后缘襟翼 损坏；无计划一在海岸边作水上迫降，不

7、考虑任何 损坏，接近最大的起飞重量）。的形心（浮心）。根据阿基米德原理所计算 出的飞机排水重量（浮力）等于飞机重量加 上渗漏人机内的水的重量减去飞机水上迫降 时的结构丧失（如襟翼丧失、吊舱丧失）重 量，而浮心是计及渗漏和结构丧失后的飞机 重心。对各种可能的漂浮姿态角和参考水线位 置的组合，按上述方法可算出一组相应的排 水重量和重心，直到包括所有可能的排水重20量和重心范围为止。这样我们可以得到以姿 态角和参考水线位置为双参数的飞机排水重 量随重心变化的曲线，飞机漂浮曲线建立后， 一旦知道了飞机水上迫降时的重量和重心， 根据其漂浮综合曲线就可以确定飞机的漂浮 姿态角和参考水线（吃水深度）。漂浮特

8、性计算是基于静水状态下进行。漂浮时间计算 漂浮时间直接与飞机的渗漏有关。许多 第六图书馆 第六图书馆因素影响渗漏，例如：水上迫降时水载荷引起 的结构破损、机身下部各种门的压力密封阻 止渗漏的能力和通气口、排水口位置等。先 需找出一切可能的渗漏源，对它们逐一进行 分析、计算和实验检查。确定哪些是渗漏源 后，求出各自的渗漏面积，再根据流体力学原 理按下式计算出着水后这些渗漏源流人机内 的水流量：Q = pA(2gh)式中：Q 水流量(kg/s)p水的质量密度(kg/m )A进水口截面积(m )g重力加速度(m/ s )h压力头(m)飞机水上迫降漂浮时间的确定：从飞机在水面上停下来的时刻开始到水 线

9、到达应急出口为止所经历的时间。水密度规定：1000 kg/m。32有计划的水上迫降和无计划的水上迫降适航咨询通告AC2517明确要求在作漂浮分析和配平计算时，要考虑有计划的水 上迫降和无计划的水上迫降两种情况。有计划的水上迫降考虑结构的合理损坏： 一在撞击中丧失后缘襟翼； 一在增压区承受可能的最大局部水压 力的机身结构和外部舱门； 一在撞击中丧失吊舱。无计划的水上迫降飞机是在最大起飞重量的情况下考虑近 海的水上迫降，另外是：一在典型的起飞或着陆状态下(例如， 外流泄放阀打开)飞机没有准备时间的偶然 事件； 一在型号合格审定时，以临界的重量和 重心状态：一考虑由于起飞失败或中断起飞取最 大的毛重

10、；无计划的水上迫降按高于水平面的出口位置计算，以离后应急出口的门槛不小于 015米为准。对于申请水上适航证的飞机，求出的漂浮时间要大于规定的逃生时间，足够乘员脱离飞机。3. 3 DC980飞机的漂浮特性分析介绍DC一980飞机的漂浮特性证明符合FAR25部运输类飞机适航标准。水上迫降分析分三个阶段研究，初阶段 考虑结构没有损坏；第二阶段前起落架和主 起落架舱以及压力框以后机身（尾锥）对浮 力不起大的影响作用；第三阶段是第二阶段 情况的延续，前、后货舱淹没，并以最坏情况 分析，假设货舱没有装载，水把客舱地板下的 整个货舱都灌满了对浮力不起大的影响 作用。排水容量与相关重心，由计算机程序C5WA计

11、算出，采用飞机理论外形座标 数据。分析货舱进水重量与水平重心的关系曲 线来确定飞机姿态和吃水深度。旅客门槛， 机翼上方应急窗门槛和后厨房服务门槛高出 水面的高度，使用如下方程计算出： 旅客登机门高出水面（S ta.180）Z =（52 一吃水深度）C0S0+542sina机翼上面前应急出口高出水面（Sta. 875）Z =（68. 5吃水深度）COSO153sina 机翼上面后应急出口高出水面（Sta. 916） Z=（68. 5吃水深度）C0S0194sina 后厨房服务门高出水面（St a. 1 155） Z=（52 一吃水深度）COSO433sina 上述方程中的“吃水深度”为飞机在浮

12、心所在的Sta. 722处没入水中部分的垂直高 度；“52”和“68.5”分别为登机门后服务门 和翼上应急出口槛离飞机底部的垂直高度， 21 第六图书馆第六图书馆而“542”、“153”、“194”和“433”则依次为这四扇门与Sta. 722之间的距离；纵倾角Or是 由飞机参考水平轴线与水线形成的角度，飞 机头部上仰的角度为正。详细可见参考 资料 】J。3. 4结构分析（DC一980飞机分析举例）通过对飞机水上追降时水载荷引起的结 构破损的分析，飞机机身下部结构原有的各 渗漏部位门、流出阀门、检查15盖的缝隙以及 其它结构件漏水的分析、计算和试验，确定渗 漏源。水是经过渗漏缝到达客舱的，这些

13、渗 漏缝被认为是对漂浮有影响的“孔”(下述结 构影响漏水举例见表2)。表2 某飞机机身下部的漏水各部位水流速率举例部位 长(IN)宽(IN)面积(IN ) H(IN)流率(英尺/秒) 1号货舱门门缝1 5550 01875 104 000 0oo0 1号货舱门门缝2&4 10520 01875 197 500 0432 1号货舱门门缝3 5550 01875 104 l125 0342 2号货舱门门缝6&8 10520 01875 197 l150 0656 2号货舱门门缝5 5550 01875 104 000 0O00 2号货舱门门缝7 5550 01875 104 160O 0408 3

14、号货舱门门缝10&12 10520 01875 197 2450 0957 3号货舱门门缝9 5550 01875 104 188 0443 3号货舱门门缝11 5550 01875 104 2450 0505 基本结构平均 130 1000 0040 操纵钢索 047 lO00 0015 无线电架 032 5o0 0007 蝶阀关 045 1880 0019 喷口阀关 010 1880 0004 正压力卸压阀 063 50 0014 排水孔 340 2000 0149电子 电气设备舱门 49. oo 0. 1875 9. 20 10. 00 0. 286 +温度传感器出口 300 1000

15、300 1500 0114 +尾锥密封 157.00 0.063 9.81 10.0o 0.304 +尾锥口盖 126.00 0.063 7.90 10.00 0.245 +机腹门 238.oo 0.063 14.90 40.00 1.005 +APU门 374. 00 0. 063 23. 20 45. 00 1. 527 +后服务门流到辅助舱 14.47 6.14 0.35222(下转第27页) 第六图书馆第六图书馆(上接第22页) 流率二Cd A, /2gh A漏水部位面积 h离水面有效距离 Cd = 0.61 g =重力加速度在求出水线到应急出口部位的机身体积 后，再除以全机各部位每秒

16、的漏水体积，从而 得到水上迫降的漂浮时问。某支线飞机经计算水线离后应急出口 03米，撤离时问3分多钟，漂浮时间有几十 分钟。满足适航CCAR25部有关规定。35 载荷分析 对飞机的外部舱门和窗户在水上迫降着 水后受到水压力是否受到破坏及其影响作出 分析。飞机水上迫降时，外部舱门和窗户在着 水或滑行过程中由于不稳定运动，会受到相 当大的局部水压力，并会导致结构损坏，甚至 对飞机的漂浮特性产生影响，造成人员受伤， 因此要对最严重海况下作用于这些部位的最 大局部压力值作出载荷分析。如果用模型水池试验，应选取在最大浪 高情况下，波长等于机身长度的1至2倍时 的压力值来确定飞机外部舱门和窗户遭受水 载荷

17、作用的状况。试验根据飞机着水的配平状态，选择较 大的垂直和水平速度进行波浪模拟试验，测 量其外部舱门和窗户部位的压力。根据测得 的压力分析计算，或通过试验得到模型毁坏 的程度，并根据毁坏程度的大小，再对模型试 验和漂浮特性进行进一步的分析和试验。国外资料介绍模型试验载荷分析分三种 状态：(1)对水撞击时；(2)飞机在水面滑行 时；(3)机翼盒段进入水中。此时可得到最 大载荷系数，由此计算得到总载荷皆为极限 载荷，且为极限包线载荷所覆盖。C一5A飞机水上迫降试验载荷分析是以模拟破坏载荷846911939公斤/米 及24592公斤米 开始做越来越强的冲击试 验，以便确定机身底部等强度可卸部分的破

18、坏情况，从而确定由于机身底部强度的不断 变化所引起的水上迫降的运动情况。MD82飞机在初始撞击水面的载荷情况下机身尾部结构的设计载荷按8磅/英寸 ， 浸水后机身头部极限载荷12磅/英寸 。4 结构试验一水上迫降动态模型试验国外采用的试验方法有多种，有自由发 射模型试验、全尺寸投放试验、有限发射模型 试验、无限电遥控模型试验及拖曳水池模型 试验等。收集到的国外资料中介绍水上迫降 动态模型试验一般是采用弹射模型试验的方 法，国内采用的现只有拖曳水池模型试验 方法。真实飞机在水上迫降过程中可能会发生 跳跃、俯冲、海豚运动和很大的减速度，着水撞 击时可能使飞机发生严重破坏并导致大量进 水，使飞机很快沉

19、没。飞机的沉没主要原因是 机身底部损坏后水通过地板很快进入客舱。 飞机过陕沉没是水上迫降失败的致命原因。 国外在做模型试验时，模型制作采用缩比 等强度方法，机身底部区域或底部的某几段、 机翼襟翼接头以及发房吊挂等部位采用缩比 的等强度结构。在每次模型试验时，研究这些 强度相似模拟结构段的破损程度。模型的破 损会导致模型在试验中的跳跃、俯冲、海豚运 动和不同的减速度。通过动态模型试验来研究飞机的水上迫 降品质，检查飞机在水上降落时极可能的运 动和状态。了解模型在水上迫降试验过程中 着水时结构破损后的运动状态和漂浮特性， 以及缩比等强度模拟结构段的破损大小与着 水姿态、构型等关系，从而确立飞机的最

20、佳水 上迫降程序，选择这样的程序对机身底部的 27 第六图书馆第六图书馆损坏最小，从而延长飞机的漂浮时间。 试验时需要做各种触水的模拟试验，模 拟发动机可能甩出的情况，模拟各种可能的 水浪并考虑到二次冲击的危险。每种情况都 测出飞机姿态、触水角度、加速度、滑跑距 离等。內寸O41 模型制作方法 国外模型制作方法主要是由玻璃纤维和 塑料组成，铅条配重安装在模型内，模型的重 心、质量和惯量矩按飞机相似准则确定，模型 的质量尽可能低。模型的底部有一个可卸的 并且可用一个近似的有换算强度的缩比等强 度分段来更换的部分，换算强度分段是由纸 板隔框和轻木桁条及铝箔蒙皮构成的，铝蒙 皮不是按换算强度的，它仅

21、仅是为了把水的 载荷传递到换算强度的结构上。破坏载荷决 定于轻木桁条的尺寸和硬纸板的厚度。 42 模型试验参数 水上迫降动态模型试验模拟的力、惯量 矩、质量、时间、下降速度、加速度和压力等参 数按傅氏数等效值要求进行。国外资料介 绍，取模型比例为 （模型比例按水池大小而 定，尽可能取大），其下降速度、惯量矩等比 例关系见表3。43 福克28飞机模型试验介绍 用1：10的模型在荷兰气垫船公司的设 施上进行了广泛的水上迫降试验，试验技术 是将一动态的局部按比例强度的模型弹射到 水槽内研究在着水过程中的状况，除了某些 部分（如机身的某几段，发动机与机身的连 接区及机翼、襟翼接头）外，机身腹部各部分

22、均做成流线型。主起舱门是可卸除的，从而 能够模拟该部分在迫降冲击载荷下的损坏 情况。垂直加速度用装在机身前、中、后部的加 速度表测量，而水平加速度则根据对着水过 程中拍摄的电影片的分析来推断。试验是在 各种接水姿态下进行的，模拟了几种飞机重 量，在平静水面和非平滑水面上，顺着波浪和 没入波浪。研究内容包括机翼机身整流部分 不同程度损坏的影响，入水冲击时倾侧和偏 航的影响以及高下降速度的影响。 根据静态模型试验，将漂浮水线定为飞 机重量和重心位置的函数，在机身底部没有 异常破坏的情况下飞机将保持漂浮，且所有 应急出口都在水线之上。表3 水上迫降动态模型比例关系 =模型比例 名称 全尺寸值 比率

23、模型值 长度 Z 力 F F 惯量矩 I I 质量 m m 时间 t 速度 V 线加速度 a 1 a 角加速度Ot -。d 压力 p kp28 第六图书馆第六图书馆研究结果，十分可能的是，福克28飞机 在浪和涌都是合理的有利条件下进行水上迫 降时，机身腹部结构将能很好地承受位冲击 过程中的水载荷。把机身底部结构耐破坏的 能力同下述因素联系起来大概是合乎逻 辑的：单位面积的机身壳体重量(水上迫降速度)由于失速速度较低，福克28的这一比值 要比其它喷气飞机约高30 。福克28飞机水上迫降过程中速度、姿态 和加速度随时间变化的曲线见图1。舡譬簧划80 4：馏l6l2 6O 38 40 24 90 l

24、图1 水上迫降过程中飞机的性状44 水上迫降动态模型试验需注意的事项(1) 验证试验的模型要求：几何尺寸、重 量、重心位置、质量和惯量矩按真实飞机以傅 氏数等效值准则确定。(2) 模型试验要考虑影响飞机流体动力 特性的各种因素：襟翼位置、起落架短舱的突 出部分及机身下面的进气口对过载的影响等(3) 机身底部区域或底部的某几段，机 翼襟翼接头以及发房吊挂等部位采用缩比 等强度模拟结构段，用来研究在飞机水上迫 降着水时与其后该结构段的破损大小，以及 由于破损造成飞机在水上迫降时的不同运动 状况。(4) 试验时需进行静水和动水两种状态 验证，模拟各种可能的情况(动水取4级海 浪)，考虑有二次冲击的危

25、险，每种情况都要 测出姿态、触水角度、加速度、滑行距离等。(5) 最大重量在进行有计划的水上迫降 时，取最大滑行重量减去用于滑行起飞爬 升总共30分钟飞行时间消耗的燃油量后的 重量。5 最佳水上迫降状态（空客公司专家介绍的A320飞机做法）接近最小重量起落架收起襟翼放下（着陆布局）最低的下降速率冲击角：一0. 5、斜率尽可能低俯仰姿态：11。（9。0115。） 取纵向波涛6 某飞机飞行手册上推荐的水 上迫降程序 为了获得最大的乘客安全性和最小飞机 破损，推荐以下的一般程序： 在降落前的燃油耗损尽可能多。 断开空调组件，关闭放气活门、冲压 空气冷却门和发动机气管。 收起起落架。 放下襟翼到全开位

26、置。 除非风速极高，否则降落应平行于主 涌浪而不应迎风。如果存在次涌浪，应力图 在涌浪的顶部而不在背面着水。保持正常进场姿态直到接近水面。在着水时拉平飞机到机身姿态角约12。 如果功率可得，使用功率来减小着水瞬间 的下降功率，但不要使飞机失速。12。的机 身姿态角产生低着水速度和着水瞬间机身 相对水面的最佳降落。在发动机完全损坏 情况下，增加进场速度10到20节，以提供 较高的附加升力并允许有较多的用于拉平 机动的时间。 有足够的应急出口和充分的时间29 第六图书馆第六图书馆用来投出并登上救生筏。8 结束语7 水上迫降飞机安全和应急撤 离的其它的有关设计措施要求 25. 801b规定必须采取同

27、飞机总特性相容的各种切实可行的设计措施，来尽量减 少在水上应急降落时因飞机的运动和状态使 乘员受伤或不能撤离的概率。采取各种切实 可行的设计措施来满足水上应急降落时人员 承受运动及其后由于飞机下沉所带来的减速 度载荷对人体的承受力。除满足 25. 801b要求的设计措施外，适航当局发出的适坠性还提出了下列条款：25.561总则，25.562应急着陆动力要 求，25.772驾驶舱舱门，25.783舱门，25.785 座椅，卧铺、安全带和肩带，25.789客舱和机 组舱以及厨房中物件的固定，25.791旅客通 告，25.793地板表面，25.807应急出口， 25.809应急出口的布置，25.81

28、0应急撤离辅 助设施与撤离路线，25.811应急出15标记， 25.812应急照明，25.813应急出口通路， 25.815过道宽度，25.853座舱内部设施， 25.1307其它设备，25.1423机内广播系统， 25.1561安全设备等。(上接第38页) 证”中型号合格证是基础，型号合格证是新 型号民用飞机各证件中最为重要的证件。型号合格证TC(Type Cer tifica te)是证明所研制的民用飞机符合相应适航标准的证 件。只有取得了型号合格证后方能投人生 产，这也是新型号的民用飞机获取适航证的 先决条件，还是适航当局对民用飞机研制进 行质量安全控制的主要手段。生产许可证 PC(Pr

29、oduc tion Cer tifica te)是证明民用飞机制造厂的质量控制系统能生产出符合型号设计要求和保证安全使用的合 格产品的一个证件。只有取得了生产许可证30国外开展此项研究都是在6070年代，现在新研制的飞机已不再需要通过模型试验 来进行水上迫降适航鉴定，他们经过长期大 量的水上迫降适航验证试验和研究，认为现 在新设计的飞机其外形基本相似，采用对比 分析的方法就能确定。由于在过去的二十年中，我国国内没有 自行设计并投人运营的一架民用飞机，因此 国内民机水上迫降的研究起步很晚，几乎处 于停止状态。虽然以前曾开展过对运八和新 舟60飞机的研究，但由于经费等原因，没能 达到国外同类研究水

30、平。故民用飞机水上迫 降适航验证程序的研究对适航当局和试验单 位来说都是一项新的课题。作者经过长期的 资料搜集以及对国外资料的分析和研究，希 望通过本文能为国内专业人士提供这方面的 研究思路和方法，共同填补国内该项研究领 域的空白，为以后民机的发展铺好道路。 参考文献1 MDCJ7952“Flotation Characteristics of the McDonnell Douglas De9 Series 80 Airplane 方能生产飞机。适航证 AC(Airwor thiness Cer ti fice)是证明民用飞机符合已批准的型号合格证的规 定、并能保证安全使用的一个证件。适航证 是颁发给某一民用飞机的证件，取得了适航 证方能正式投人市场使用。经过群策群力，“小鹰”500飞机终于取 得了型号合格证。由于是三家联合研制，申 请生产许可证和适航证是石飞厂的任务。因 此型号合格证还有一个从一飞院转让给石飞 厂的转办手续过程，石飞厂取得型号合格证 的转让权后，就进行申请生产许可证和适航 证的工作。 第六图书馆第六图书馆