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B737NG水平尾翼是如何工作的？ 提问人:郑阳B737NG飞机俯仰状态的控制机构由平尾部分的升降舵和水平安定面组成，在推拉驾驶杆操纵时，升降舵可以快速偏转角度产生明显的俯仰力矩效应，升降舵可以说是改变俯仰姿态的“猛药”。水平安定面虽然面积较大，但移动较慢，改变俯仰姿态较缓，是改变俯仰姿态的“慢药”。使用安定面低头配平时，安定面的前端向上移动，安定面的后端向下移动；抬头配平时，安定面的前端向下移动，安定面的后端向上移动，这样看来安定面后端具有升降舵的效用，后端可以看成升降舵的“外延”。当安定面配平到合适位置，升降舵基本可以保持“中立”就能达到稳定的俯仰姿态。所以安定面对于减轻驾驶杆力和稳定俯仰状态有“四两拨千斤”功效。升降舵除了人工和自动驾驶操纵以外，还有一种情况就是当飞机在马赫数大于0.615时，机翼的升力中心后移产生低头力矩，计算机FCC会发出马赫配平指令给马赫配平作动筒驱动升降舵轻微上偏抵消升力中心后移的低头效应。 在升降舵的后缘有一块调整片,如图：该调整片的工作原理是：当襟翼放出时调整片和升降舵同方向移动，升降舵每移动一度，调整片移动 0.50度；襟翼收上时调整片与升降舵成反方向移动，升降舵每移动一度，调整片移动 0.75度。在襟翼放出时飞机速度一般较低，空气效能较弱，且襟翼放出时俯仰状态改变较慢，所以调整片和升降舵同方向移动增加升降舵的俯仰效能，襟翼收上时空速一般较大，空气效能较强，调整片反方向移动减弱升降舵效能，以起到平衡调节功效。所以调整片对于升降舵有加减法的作用。 当向后拉驾驶杆抬头时，按压主电配平电门到NOSE DN位，安定面不会移动；前推驾驶杆低头时，按压主电配平电门到NOSE UP位，安定面不会移动，或者说在安定面配平时反向移动驾驶杆安定面的配平会停止，这是因为升降舵是控制俯仰的主要机构，安定面是控制俯仰的辅助机构，辅助机构必须要配合主要机构的工作，也就是说安定面要做到和升降舵“步调”一致。在驾驶杆中立位置时不管主电配平还是自动驾驶配平（包括速度配平）安定面配平可以前后自由移动。驾驶杆中立位置是一个角度范围。如图： 主电配平的驾驶杆中立位置是从向前2.8度到向后3.7度，自动驾驶配平（包括速度配平）的驾驶杆中立位置是从向前3.3度到向后5.5度。驾驶杆的前推极限是13.75度，后拉极限是14.75度。当安定面正在配平时如果驾驶杆超出了上面的角度范围，相应的反向配平就会中止。其中原因是每个驾驶杆底部都有一个驾驶杆切断电门,如图：驾驶杆切断电门会切断安定面反向配平指令电路。驾驶盘上的2块主电配平电门的设计也是非常有深意，如图：无论机长侧还是副驾驶侧驾驶盘上的配平电门，它的左半侧电门不管向上还是向下打都可以接通安定面配平电动马达的电源，在中立位置时电源中断。右半侧电门是发出抬头和低头配平指令的，在中立位置无指令。平时为操作方便左右侧2块电门一起同方向使用。既然为方便使用而同方向操作，为什么不设计成一块呢？除了B737的安定面配平电门是左右2半，其他机型如B747,B757,B767等都是左右2半，副翼配平电门也是2块，但方向舵配平却是一个旋钮，答案呼之欲出了，2个安定面配平电门对应2块水平安定面，2个副翼配平电门对应2块副翼，1个粗壮的方向舵配平电门对应1个方向舵，这是波音的设计文化啊。在起飞或者复飞时常会因为升降舵操纵幅度较大导致爬升的俯仰姿态偏大，计算机FCC就会启动速度配平功能对安定面进行低头配平，使得姿态减小一点，从而速度增大一点，让推力，姿态，速度三者达到一个完美匹配的“三角形”。速度配平结束后飞机处于稳定状态，即使飞行员将手从驾驶杆上拿开，飞机的空速也是稳定的。在进近时飞机稳定在下滑道上，飞机的姿态，速度，推力都相对固定，是一个稳定的“三角形”，要让姿态稳定，安定面配平需要在适当位置以保持驾驶杆“轻松”状态。培训部飞行培训中心 王勇 -
怎么样根据雷达显示计算湿顶高度？以及气象雷达的使用技巧？ 提问人：晋一博谢邀，使用气象雷达计算湿顶的方法将在下文第二部分气象雷达人工使用中介绍。目前山航机队所配置的柯林斯 WXR- 2100 雷达凭借其卓越的性能赢得了飞行员的广泛信任和好评，本文通过对该款雷达基本功能的介绍，分析了如何对整体天气进行分析和把握，从而更加合理地使用雷达，我们唯有严格遵守运行手册中的相关要求，加强对气象雷达的合理使用 , 方能确保飞行安全。从气候特征来看，目前我国大部分地区相继进入夏季，南北温差进一步缩小，降水进一步增多，对民航一线人员来说，又到了一年中雷雨多发季节，而这个时间段也恰好是飞行员最为忙碌的时候。雷雨天气是影响飞行安全的一大不利因素 , 雷击和颠簸伤人在《民用航空器征侯等级划分办法》中已被列为征候。山航现役机型上的主流气象雷达使用的是柯林斯公司的 WXR-2100 多重扫描雷达，借助它，飞行员可以判断出安全的飞行航径，避免误入雷雨。作为 B737飞机气象雷达的主要供应商，每年柯林斯公司都会派遣工程师在航空公司间进行巡回讲座，工程师会介绍柯林斯气象雷达的功能和使用方法。在讲解中，我们常常能听到“多重扫描气象雷达是一种全自动雷达，它可以在不需要飞行员输入扫描角度和进行增益设置的情况下，不管在什么时候，不管飞机的姿态如何，对所有范围内的重要的气象信息进行无杂波的显示”。虽然自动化设备有效减少了我们的工作负荷，但也产生了较多依赖性，如果对自动化设备产生的数据不进行适当分析，就有可能陷入自动化设备的“陷阱”，违背安全的初衷。一、气象雷达的自动模式①在自动模式下，雷达本身的多波束扫描特性，使 80 海里内的危险天气都可以显示出来。多重扫描雷达能够根据高度的不同自动调整天线角度，并有效抑制地面回波，因而它能够超越地平线的限制自动提供远至 320 海里的天气，但在实际飞行中通过观察发现，超过 160 海里外的天气显示只能作为参考。②任何时候都可以通过人工调节增益来改变气象图形在导航上的显示，气象图形的颜色级别随着增益调节而改变，这可以帮助我们对天气系统主体进行识别。③颠簸区预测是多普勒气象雷达的独有功能，它通过测量天气系统中水滴的移动来标示出颠簸区，可以在最远 40 海里距离处探测到“湿”颠簸。 二、气象雷达的人工模式人工模式是对自动模式的一种有力补充，人工模式的基本作用如下：①在天气情况良好显的情况下，可以调整人工天线倾角向下直到显示地面回波，以检查雷达是否正确工作。②在靠近天气时 (40-60 海里 )，可以通过人工调节天线倾角，更好地分析天气情况。通常可以利用人工调节天线来判断天气的“湿顶”高度。基本公式为 1 海里乘 1 度天线倾角相当于 100 英尺。举例来说：如飞机飞行高度为 25000 英尺，现在距离天气 40 海里，通过调整天线倾角，在 1°下俯角时天气显示完全消失，则可得出“湿顶”比飞机低 4000 英尺(40×1×100)，加上飞机高度可计算得出“湿顶”高度。根据飞机的下降轨迹角进行评估，以决断是从旁边绕航还是飞越。③在飞行高度层 200 以下，特别是靠近零度等温线附近时，飞行员应该特别注意雷达的使用。通常这时如果下降轨迹角较陡，而雷达天线角度仰角较大时，自动模式下天气就不能以最适合的状态显示出来。在中低空，任何时候将要或可能需要穿云时，飞行员应该保持警觉性，如果自动模式已经显示了一些绿色区域，通过外部目视证实飞机航迹将穿越云层时，应将雷达工作模式转换至人工模式，并向下调整倾角的设置，直到探测到天气主体或在导航显示的顶部出现地面杂波，以避免误入危险天气。在地面飞行直接准备时，应注重对气象云图、地面气象雷达 ( 功率更大天线增益更高 ) 天气图的分析；在空中机动绕飞时，应将导航显示上的距离圈设置在 80海里到 160 海里，根据全局天气，征询管制的意见 ( 有的管制会根据地面气象雷达图像来指挥飞机绕航 ) 和空中其它飞机( 不同位置的飞机雷达显示可能不同 ) 的绕航意图，来合理制定绕航路线。因为一旦选择了绕航方向，如果突然出现意料之外的天气，可能会显著增加绕航距离。三、气象雷达的具体操作步骤首先对所有影响飞行路径的云体进行“定性分析”，将普通含水云层和对流云体区分开来，接下来根据云体性质不同，区别评估强度：①调整雷达增益档位，尽可能拉开云体内部的色级显示梯度。图像色级最丰富的档位，就是最佳的增益档位。②机组获得色级最丰富的图像后，分析雷达图像的形状，寻找对流云体的典型结构，断定哪些云体为对流云体，哪些云体为普通云层。③机组分别对普通云层和对流云体进行强度、高度和发展趋势进行评估。并依此制定雷雨绕飞方案。由于空中风的存在，将云体的左右两侧分为上风面和下风面，位于对流云体下风面的“附属云层”，机组绝对不可将其与普通云层等同视之。对流云体产生的冰雹，在上升气流和高空风的双重作用下，可以向下风方向抛射很远的距离。对流云体内的雷电同样可能通过这些“附属云层”向远方传递。在规划绕飞路线时，机组应当尽可能选择雷雨上风一侧进行。如果机组被迫在雷雨下风面绕飞，应当适当增大增益档位，与雷雨主体保持更大的间距。如果可能，尽量避免进入雷雨下风面的“附属云层”，这样可以降低雷击和雹击的风险。在含水量较为丰沛的区域和季节，机组有可能遇到“增益自动位”，整个雷雨显示为红区的情况。对于“拉开云体色级显示梯度”这一终极目标而言，全红和全绿都是没有意义的。所以此时需要机组人工调低增益档位，将云体间的含水量梯度拉开。四、典型的雷达人工扫描技巧1．切换人工扫描方式，增益档位调至最高这样做的目的是先把所有“嫌疑云体”都筛选出来，然后在后续分析中，逐一对“嫌疑云体”进行定性分析。2．调低天线，“淹没”所有嫌疑云体在通常情况下，可以将地形杂波设置在距飞机 60 海里左右。如果云体位置较近，或者云体高度偏低，也可以考虑将地面杂波设置在距飞机 40 海里处。总之，应当确保所有“嫌疑云体”均被地形杂波所“淹没”。3．缓慢上调天线角度，控制地形杂波向远方“退却”随着地形杂波像潮水一般缓缓“退却”，高于地表的目标会逐渐显现在飞机与地形杂波之间的空白地带。在扫描的后半段，由于天线角度上仰，地形杂波可能完全消失。4．对比分析各高度的扫描图像，对云体作定性分析在雷达天线逐渐上调的过程中，机组需要观察各个“嫌疑云体”的图像变化，对各个“嫌疑云体”作定性分析。①典型的对流云体应当在各个天线角度均存在“核心区域”图像。②随着天线角度上仰，“对流区域”的面积会逐渐缩小，色级强度会逐渐减弱，但其位置和形状不会发生大的改变。5．调天线角度和增益档位寻找回波最强，图形最清晰的图像，以供制定绕飞计划使用。五、归结柯林斯雷达的使用方法①由于前视风切变在 1200 英尺以上会被抑制前，所以起飞前监控飞行员（PF）必须打开气象雷达，以确保 PF 第一时间了解风切变扇区位置。②正常巡航条件下，使用“自动扫描”方式，沿着飞行航路前方，只要不可保持在云外飞行，就应一直保持雷达的开启，以免误入或过于靠近雷雨天气造成不安全事件。春秋季、干旱区域、高巡航高度时可以适当调高增益档位。禁止长时间使用“减增益”档位飞行。③如果在远距离发现航路附近存在天气回波，即使强度和面积很小，也应当灵活调整增益档位，配合人工扫描进行定性分析。④与雷雨存在明确因果关系的“附属云层”，往往会被自动扫描软件“抹除”。机组可以通过调整增益或人工扫描获得“附属云层”图像。飞行中应当尽可能避免进入这样的“雷雨附属云层”。⑤下降前和“钻缝儿”前，必须使用“人工扫描＋增益最大”方式扫描前方，避免突然出现的雷雨，打乱机组绕飞计划。 本文已发表在《航空安全》杂志2023年第3期飞行部七大队 芦强
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B737-800短跑道性能飞机与非短跑道性能飞机差异是什么？ 提问人： 汪震 1.短跑道飞机识别 在CDU 识别页面里 MODEL(机型)行显示:如 737-800.1 或 737-800W.1机型后带有一个“.1”的表示该飞机带有短跑道性能包并且是单尾橇,W表示带有翼尖小翼。公司机队里仅有B737-800有短跑道性能飞机。2.1飞机襟翼特点短跑道飞机：当后缘襟翼在 1， 2， 5， 10， 15 和 25所有前缘襟翼放出，并且所有前缘缝翼在放出位,当后缘襟翼超过25，所有前缘装置全部放出。在备用襟翼放出过程中，直到前缘装置全部放出并且后缘襟翼到达襟翼 15，前缘襟翼过渡（ LE FLAPS TRANSIT）灯亮。当襟翼选定在 10、 15、 25、 30 或 40 时，襟翼减载可用。非短跑道飞机：当后缘襟翼在 1， 2， 5所有前缘襟翼放出，并且所有前缘缝翼在放出位,当后缘襟翼超过5，所有前缘装置全部放出。备用襟翼放出过程中，直到前缘装置全部放出并且后缘襟翼到达襟翼 10，前缘襟翼过渡（ LE FLAPS TRANSIT）灯亮。 当襟翼选定在 30 或 40 时，襟翼减载可用。2.2 PTU工作差异：短跑道飞机：• B 系统发动机驱动泵的液压压力降到限制值以下• 在空中• 襟翼未收上。非短跑道飞机：• B 系统发动机驱动泵的液压压力降到限制值以下• 在空中• 襟翼小于 15， 但未收上。3.飞机着陆速度差异(1)短跑道飞机着陆速度（2）非短跑道飞机的着陆速度相同重量下在襟翼15着陆时短跑道性能飞机和非短跑道性能飞机会有2-3节的明显差异，这是前缘缝翼在不同伸出位置造成的影响。4.飞机五边姿态，N1基准值差异短跑道性能飞机五边姿态，N1基准值：非短跑道性能飞机五边姿态，N1基准值：同等重量情况下尤其在襟翼15（红框）着陆时对应的姿态和N1值差异明显，这与前缘缝翼伸出的位置有很大关系。5.扰流板升起角度差异为说明两种构型差异，在AMMM（飞机维护手册）找到两者扰流板升起角度差异。短跑道性能飞机扰流板手柄与扰流板升起角度关系：非短跑道性能飞机扰流板手柄与扰流板升起角度关系：从以上两个表可以看出短跑道性能飞机在扰流板手柄从FLIGHT位到UP位置比非短跑道性能飞机扰流板升起角度明显增大，这样在着陆时可以大幅增加阻力，破坏升力，增加刹车效应，比非短跑道性能飞机有更少的着陆距离。但是在接地有小跳跃时，短跑道性能飞机由于减速板升起角度更大易造成接地大载荷。短跑道性能飞机不仅着陆距离短，起飞距离也短。为验证这一说法找到运控中心性能分析师用软件算出：同等外界环境和相同起飞重量下短跑道飞机与非短跑道飞机的起飞距离。短跑道飞机起飞速度、起飞距离数据：从起飞距离数据看短跑道飞机起飞距离稍短。6.扰流板手柄下面电磁锁差异因为短跑道性能飞机扰流板手柄从FLIGHT位到UP位置，飞行扰流板升起角度比非短跑道飞机的大，为防止扰流板手柄超过飞行卡位造成飞机过大下降率，在短跑道性能飞机扰流板手柄下加装了一个电磁锁。该电磁锁在襟翼收上时生效，不会允许飞行员把扰流板手柄向后拉超过飞行卡位（不管空地状态，襟翼只要在收上位，扰流板手柄就不能后拉超过飞行卡位），但非短跑道性能飞机没有这个电磁锁，也就是说非短跑道性能飞机在空中扰流板手柄可以超过飞行卡位。（出于安全考虑不管什么选型，飞机机组使用手册和公司SOP 都要求空中不允许扰流板手柄超过飞行卡位） 培训部飞行培训中心 王勇
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CFM LEAP-1B发动机几种EGT限制怎么理解？ 提问人：曹华庆B737MAX机型安装了比CFM56-7B发动机功能更加强大的LEAP-1B发动机。LEAP是英文Leading Edge Aviation Propulsion的缩写；“1”则是该型号下的第一款发动机；“B”则代表该款发动机应用于波音机型。LEAP-1A发动机用于空客飞机，LEAP-1C发动机则应用于C919飞机。CFM56-7B和LEAP-1B发动机都是由CFM国际发动机公司生产。在《B737-700/800飞机飞行手册》和《B737-8飞机飞行手册》及实际操作过程中，两种发动机的EGT存在明显差异，如表1所示。通过上表可知，LEAP-1B发动机不但在“起飞最大”、“最大连续”和“地面起动”3项EGT限制与CFM56-7B发动机相比有变动（变大）外，还增加了“起飞瞬间”、“空中起动”、“高推力切断燃油”和“快速风转重起”4种EGT限制。接下来，本文将对LEAP-1B发动机的7种EGT限制做简单介绍。一、EGT 显示发动机何处的排气温度？与CFM56-7B发动机一样，LEAP-1B发动机也使用8 个热电偶探测发动机的排气温度。不同的是，CFM56-7B发动机探测的EGT是4级低压涡轮中的第一级和第二级低压涡轮之间的温度，而LEAP-1B发动机探测的EGT则是5级低压涡轮中第一级低压涡轮之前的温度，亦即低压涡轮进气口处的温度，如图1所示。因为这里更靠近发动的燃烧室，所以其测得的温度值相对较高，这也是表1中LEAP-1B发动机的三项EGT限制值比CFM56-7B发动机高的原因。二、LEAP-1B发动机EGT涵义解析首先，对常用的最大起飞、最大连续和地面起动EGT限值。此三项数值的涵义和CFM56-7B发动机一样。如图2所示。（一）最大红线：是发动机操作期间允许的最大操作值，即1038℃。一般情况下，EGT随着发动机推力的增加而增大，该温度限制也是最大起飞EGT限制。如果发动机使用过程中发生过超最大EGT（1038℃）的情况，则上图的数字框仅在飞机着陆且两台发动机上的EEC（电子发动机控制）断电后变红。在发动机超限维护页面选择重置之前，此数字框将一直保持红色。（二）最大连续极限（琥珀色线）：1013℃，是EGT警戒范围的开始。一台发动机在EGT高于此值下连续工作会造成损坏。此区域表示咨询范围而不是超限。当EGT低于1038℃时，返回正常指示颜色。起飞期间，琥珀色变化被抑制5分钟或直到完成起飞，以先达到者为准。如果在抑制期间一台发动机失效，琥珀色变化被抑制长达10分钟。 （三）地面起动EGT限制：753℃，是地面正常起动发动机期间的最大值。当发动机起动期间EGT快速接近此值时，EEC会关掉相应发动机燃油管路中的FMV（燃油计量活门），切断燃油供给，从而实现发动机停车。当发动机起动成功达到稳定慢车，起动电门跳回OFF（或AUTO）位时，该起动红线消失。（四）起飞瞬间EGT：1048℃，CFM LEAP-1B发动机经过认证，允许在1038℃和1048℃之间的瞬态EGT超限情况下持续运行，最长30秒，并且不需要额外的维护措施。此种情况一般在以最大发动机推力用于起飞或需要大推力的紧急情况下出现。（五）空中起动EGT：发动机空中停车后，当满足重起条件并按照《B737-8快速检查单（QRH）》在空中起动发动机时，根据空速的大小和发动机指示情况，有两种方法重起发动机：交输引气起动和快速风转重起。1、交输引气起动EGT极限：当在失效发动机的N2指示上方出现洋红色的“X-BLD”时，则EEC推荐使用交输引气起动。如图3所示。交输引气起动也被称为“起动机辅助的空中起动”（SAAS:StarterAssisted Air Start）。当满足交输引气起动条件并将发动机起动电门置于GRD（地面）位时，来自对侧的引气将使起动机工作并带动N2轴旋转。虽然在《B737-8快速检查单》“发动机空中起动”章节中要求，当N2达到或超过11%时，将起动手柄提到IDLE（慢车）卡位，但EEC会在N2达到大约20%时，指令燃油计量活门打开供油，并激励两个点火器提供点火。在此过程中，如果EGT快速接近或超过883℃（图3），需要将起动手柄移至CUTOFF位，中止起动发动机。2、快速风转重起EGT极限：当满足风转起动的条件时，将发动机起动电门置于FLT（飞行）位，发动机依靠高速流经的空气带动N1、N2轴转动，当达到或超过8.5% N2时，将发动机起动手柄提到IDLE位已备供油和点火。在风转重起过程中，EGT限制是920℃。如图4所示。（六）高推力切断燃油：从表1中可知，该温度限值是981℃。通过在B737-8全动模拟机上的操作，得出图5所示的温度限值。在“最大连续EGT极限”（琥珀色线）的下方,出现了一条红色的短线，代表的正是“高推力切断燃油”EGT限制。那么，“高推力切断燃油”EGT限制何时会出现呢？哪些高推力情况需要切断燃油？该EGT限制的作用又是什么？通过查阅相关资料并结合B737-8机型全动模拟机的故障再现，得出以下结论。1．何时会出现？从字面意思理解，高推力切断燃油，即发动机在高推力的情况下，切断燃油供给。发动机高推力的特征是：燃油供给丰富即燃油流量大，N1、N2和EGT的值都比较高，此时飞机一般处于起飞或爬升阶段。如果在这种情况下切断燃油，需要EGT在一定的温度之下才行，这个温度就是981℃。2.“高推力切断燃油”EGT限制的作用我们知道，在正常工作期间，发动机内部的温度非常高。例如在燃烧室内，混合的油气在充分燃烧后温度可达1700℃。经过高压涡轮和低压涡轮的能量转换之后，在发动机尾喷口，温度明显下降，但仍可达数百摄氏度。为了保证发动机的正常工作，其内部使用了大量的耐热材料，所以发动机内的热部件可以抵抗非常高的温度。《B737MAX飞机维护手册》中提到：在发动机紧急关车时，通过发动机内部的冷空气迅速减少，并随着发动机转子的停转而快速停止。由于热胀冷缩，突然失去冷空气会导致涡轮叶片外围的护罩半径减小并可能与涡轮叶片顶部摩擦，从而造成低压涡轮的卡停。在《B737飞行机组训练手册》中，则给出了发动机空中关车的推荐技巧：需要关断一台发动机时，PF（操纵的飞行员）要断开自动油门。然后PF向PM（监控的飞行员）口头确认受影响的发动机，缓慢将要关车的发动机的油门杆收回。这么做地目的有三个：①确认关闭的是故障的发动机，即不会关错发动机；②需要被关停的发动机仍然有推力，缓慢收回其油门杆即缓慢减小其推力，这可防止突然关停造成的推力不平衡现象；③逐渐减小EGT值，使发动机内部核心区温度逐渐冷却，防止因内部冷却不彻底或不均匀而导致涡轮叶片与护罩摩擦及低压涡轮卡停。所以，在关停发动机时，尤其是因火警而需要紧急关车时，《B737-8快速检查单》中给出的步骤是：①脱开自动油门；②关闭受影响发动机的油门杆；③切断（CUTOFF）受影响发动机的起动手柄。如图6所示。综上所述，高推力切断燃油EGT限制的意义在于保护发动机的正常工作，延长发动机使用寿命，并减小发动机的维护成本，其具有重要的参考意义。但在实际的操作过程中，由于操作步骤都已经标准化，可完全避免高推力切断燃油情况的发生，所以，该值并没有被特别强调。参考资料：《B737飞行机组使用手册》、《B737机组标准操作手册》、《B737-8快速检查单》、《B737MAX飞机维修手册》、《B737飞机飞行手册》、《B737飞行机组训练手册》 本文已在2023年第6期《民航安全》杂志上发表，现有改动。作者：山东航空股份有限公司飞行培训中心 李军涛
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中断需要注意什么？ 提问人：魏梅旺谢邀在飞行各阶段中，起飞是其中一个非常关键的阶段，如果在起飞过程中飞机遇到非正常情况怎么办？如何保证安全？这里提到保证飞机起飞安全的一个重要手段: 中断起飞。什么是中断起飞？中断起飞（RTO）是指飞机从滑跑开始，到在跑道长度范围内将飞机迅速停下来的机动飞行。通俗的讲就是在起飞过程中，由于各种原因，继续让飞机离地升空可能会非常不安全，那么就需要飞行员退出起飞状态，将飞机迅速减速并停在跑道内的飞行。在这个过程中，是存在一定的安全风险的，在中国民航历史上也发生过不少关于中断起飞的不安全事件。案例一：1993年7月23日，原西北航空公司一架BAE146 运输机在银川机场起飞滑跑过程中, 飞机襟翼突发故障未处在起飞状态，飞机始终无法升空，机组只得采取紧急措施中断起飞，由于速度过快冲出跑道，冲入水塘，造成50余人死伤。案例二：1997年7月，一架MD82飞机在起飞过程中自动油门系统发生故障，机组虽然采取了中断起飞的措施，但飞机还是冲出跑道，停在跑道延长线 167.4m处，造成飞机损坏。事故原因涉及机组判断失误，操作程序和处置动作不熟练。案例三：1999年 8月，一架 B737-300飞机在起飞接通自动油门过程中，左右发动机加速性不一致，飞机向左偏出跑道。这三起事件是众多中断起飞不安全事件中的一部分，都造成了不同程度的人员伤亡和财产损失。根据国际民航组织(ICAO)关于中断起飞事故的相关统计，在所有的飞行事故中，起飞事故约占25%，而其中中断起飞事故又占起飞事故的一半，由此可见中断起飞风险不容小觑。谈到中断起飞，首先就要说V1这个速度概念了。V1一方面是指在起飞时飞行员为在加速停止距离内停住飞机必须采取的第一行动（例如使用刹车、反推力、放出减速板）的最大速度。另一方面也是最小的起飞速度，若此时一台发动机失效，飞行员能继续起飞并且在起飞距离内达到高于起飞平面以上所需高度的速度。通俗地讲，如果飞行员在V1后做出中断起飞的动作，就无法保证飞机能安全地停在跑道（停止道）内；如果一台发动机在V1前失效，飞行员继续起飞的话，同样无法保证飞机在跑道（净空道）头有足够的越障高度。关于V1，可能普遍存在一个误区。在我国，V1 被广泛翻译成“ 决断速度”，所以容易使飞行员误以为V1是飞行员做出决策的临界速度。其实根据V1的定义我们不难看出，V1并非是“决断速度”，而应理解为“动作速度”。这也就是为什么诸多航空公司要求监控飞机的飞行员要在V1前3-5海里/小时报出V1的原因，V1前3-5海里/小时是飞行员做出中断起飞决定的最后时机，这样V1时才能做出中断起飞的第一个动作，飞机才能安全停在跑道（停止道）内。中断起飞的决定由谁来做？中断起飞的决定只能由机长做出。这句话在《快速检查单》里有写明。笔者认为还是需要明确一下。中断起飞的决定与复飞相比有所区别。例如，某次航班的着陆机场大雾，在着陆过程中机长已清晰看到跑道准备落地，但副驾驶因看不清跑道喊出了“复飞”，那么这种情况下机长就必须做出复飞的决定。复飞的操作是任一机组成员喊出复飞，那么必须复飞，就算复飞喊得不合适也必须复飞，这是规章要求。然而中断起飞的决定则不同，如在起飞滑跑过程中速度大于V1，副驾驶因为警告灯亮突然喊出“中断起飞”，那么机长对于副驾驶这种大于V1中断起飞的不合理建议则坚决不能听从，必须做出继续起飞的正确决定。所以中断起飞的决定必须由机长做出，如果副驾驶针对不应中断的情况提出中断起飞而机长盲从了，这就违章了，恐怕要被追责。可见机长保持一个好的决策状态和技术状态对中断起飞尤为重要。在什么情况下需要中断起飞呢？在我们的各种手册里对于中断起飞的条件都有很明确的说明，决策阶段是按照飞机的空速来划分的。在低速（80海里/小时以内）的时候，飞机速度小，中断起飞所用的跑道距离相对高速中断要短很多，刹车能量也小很多，中断起飞更安全。所以低速时飞机出现各种故障，不安全情况都可以中断起飞，例如各种原因造成的主警戒灯亮、轮胎故障、起飞形态警告、发动机故障或失效，各种火警、侧窗打开、前视风切变警告、飞机增速缓慢等等。其中 有一种情况尤其要重视，那就是小速度时两侧发动机推力瞬间形成不一致（例如一侧发动机失效等故障）的中断，这种情况因为空速小，方向舵的舵面效应差，所以方向舵脚蹬控制方向的能力会大大减弱，处置不当就有可能在中断起飞的过程中偏出跑道。前面提及的案例三就是类似情况，飞行员由于小速度时对左右发动机推力不平衡造成的方向偏移控制不当最后造成飞机偏出跑道。通过模拟机的训练和分析，笔者认为针对这种非正常情况尽快使用刹车将飞机停住更为重要，如果道面条件又不是很好的话，可以通过手轮稳定住前轮转弯来防止方向跑偏，效果更好。在高速（80 海里/小时至 V1）的时候，由于速度大，则中断起飞所需要消耗的能量会大大增加（总能量与速度的平方成正比），此时中断起飞未必比继续起飞要安全（相关统计表明，52%的中断起飞不安全事件，执行继续起飞更好），所以中断起飞的决定就不那么容易做出了。在高速时，手册里写的中断起飞的条件有这么几条，“火警，发动机失效，前视风切变以及如果飞机不安全或不能飞行的情况。”前两条很好理解，火警、发动机失效的情况下是要中断起飞的，这也是飞行员在模拟机训练中练得相对较多的科目。关于前视风切变这个概念，比较容易产生混淆。风切变警告分两种:前视风切变警告和风切变警告。对于前视风切变(通俗的讲就是飞机起飞方向的前方有风切变)，飞行员要中断起飞是没有争议的。那么如果在高速时进入风切变，是否要中断起飞呢？以737-800为例，在起飞滑跑过程中进入风切变是不会触发警告的，飞行员只能看到速度的不正常变化(顺风切边的话会看到速度增加很慢或减小)。在这种情况下，波音公司认为中断起飞不一定能把飞机安全地停在跑道（停止道）内，所以建议继续起飞。具体的操作方法在《快速检查单》的机动飞行章节中有详细的讲解。最后一条，如果飞机不安全或不能飞行的情况都有哪些呢？笔者认为除了发动机失效、各种火警，还可以包括恐怖袭击、跑道外来物、起飞形态警告等等。其中起飞形态警告这一条比较重要，因为在滑跑过程中，襟翼和减速板等有可能出现非指令性运动造成飞机构型超出起飞构型范围，造成出现起飞形态警告，在这种情况下飞机的起飞性能得不到保障，起飞是不安全的。前文提及的案例一也正印证了这一点（此事故机组一直按照继续起飞来操作，改为中断起飞时速度远远大于V1，为时已晚）， 所以应该中断起飞。为了鼓励机组在出现起飞形态警告的情况下中断起飞，2004年中国民用航空局也对相关的事故症候标准进行了更改，按照新的事故症候标准，当机组在起飞滑跑阶段发现飞机安定面配平超出起飞允许的范围，减速板、襟翼不在规定位置，机组如果中断起飞，将不再算作事故症候。新的标准对于飞行员做出面对这一类故障中断起飞的正确决策提供了有利的支持。完成中断起飞动作后我们还应该注意些什么？执行中断起飞程序把飞机安全地停在跑道（停止道）内，只相当于中断起飞完成了一部分，后续的工作能否处理好也非常重要。中断起飞后的工作包括：火警的处置，是否需要撤离，是否需要脱离跑道，是否需要停在远机位，以及查阅刹车冷却表来评估刹车高温的风险等等。遇到发动机或货舱火警造成的中断起飞，首先应该考虑的是第一时间停住飞机，在快速停住飞机的过程中考虑风的因素，尽量把起火的一侧放在下风侧，这样能减少着火对飞机的伤害和对后续可能选择的撤离路线的不利影响。停住飞机后，按照相关检查单要求进行灭火，水火无情，灭火时更应保持冷静，以免犯错，如果灭火失败或者火势无法控制，则应该考虑组织旅客撤离。遇到发动机失效造成的中断起飞，情况允许的情况下尽量靠余速脱离跑道，脱离后完成相应发动机失效的非正常检查单，如果公司没有相关的单发滑行程序则需要跟管制员协调一个位置将飞机停下。遇到其他系统故障造成的中断起飞，能脱离跑道的也尽量不要占用跑道，脱离后先完成非正常检查单相关内容。飞行员还要评估查阅刹车冷却表得出的刹车能量造成的风险，如果刹车能量很高，则尽量不设置停留刹车以增加刹车散热效率，同时可能需要通知机务等相关人员先不要靠近起落架。以上只是列举了几种需要考虑的因素，在中断起飞以后飞行员要考虑的往往还不止这些，周全的考虑和完整的思路很必要。要做好中断起飞，还有几点比较重要。首先，加强理论知识学习，熟悉飞机各种故障特情的现象和影响，这样才有助于飞行员正确地判断非正常情况，从而准确地做出中断起飞的决策。坚持严格的训练，在每一次模拟机复训中，应该加强对中断起飞的练习。扎实的理论知识与定期的强化训练能让飞行员保持一个良好的技术状态和稳定的技术动作条件反射。其次，在每次起飞时都应提醒自己做好中断的准备，不打无准备之仗，将中断起飞的具体内容在做起飞简令时完成机组协同，明确分工，这样如果遇到中断起飞，处理起来会更加从容，避免由于慌乱而造成忙中出错。更重要的，飞行员要练就一颗强大的内心，在适当的阶段保持适度紧张的心态，这样才能使自己的应激水平调整到最佳状态。飞机不是设计给天才飞的，所以很多故障的处理 往往没有你想象的那么棘手，切莫自乱阵脚。遇到中断起飞这种特殊情况不要急躁，过急过快的中断起飞操作往往会造成飞行员顾此失彼，丢落操作动作和程序，得不偿失。完成中断起飞动作时要把握好节奏，把每一个动作做到位，做到稳定、准确。统计表明，大约82%的中断起飞不安全事件是可以避免的，所以加强中断起飞的相关学习和操作训练还是非常有意义的，中断起飞有风险，掌握好中断起飞很重要。写此文与大家共同学习和讨论，愿每一个航班安全正点。刘达此文已发表在《飞行员》杂志2016年第一期
