搜索到
159
篇与
的结果
-
B737NG前缘缝翼指示故障保留对签派放行影响研究 作者：运行风险控制中心 赵擎 吴明奎摘 要：波音737NG经常会遇到飞机前缘装置位置指示故障保留，该保留会影响到飞机的运行限制、机组操作、管制指挥及应急程序等，评估不当容易出现超标准放行情况，发生不安全事件。本文从系统原理、MEL保留放行、放行依据三个方面进行论述，分析了该保留的衍生风险，总结该保留对运行的影响，对航班的安全、正常、高效运行具有重要意义。关 键 词：前缘缝翼；机动速度；签派放行Research of B737NG leading-edge slat indication failure reservation for dispatch release influenceZhao Qing1(1 ShanDong airline operation risk control center, Jinan, 250014, Shandong, China)Abstract: Boeing 737NG aircraft leading edge device often encounters the reservation of position indication fault, which will affect the operation limit, crew operation, ATC control and emergency procedures. Improper evaluation is prone to over-standard release, An unsafe event occurrs. This paper discusses the system principle, Mel retention release and release basis, analyzes the derivative risks of the retention, and summarizes the impact of the retention on the operation, which is of great significance to the safe, normal and efficient operation of flights.Key words: Leading edge slat; maneuver speed; dispatch release1引言MEL手册是航空公司根据中国民用航空局批准的B737机型主最低设备清单制定的，充分考虑了航空器的构型、运行条件、维修条件、所飞航路设备和中国民用航空规章的有关要求，是允许航空器带有不工作设备项目在一段时间内运行，直至完成纠正措施的手册依据。目前MEL保留放行，国内外的运行模式由航空公司的签派员来评估来完成，如果签派对该保留未正确理解，对机组讲解不到位，容易出现超标准放行飞机的风险。在飞机的操纵系统中，襟缝翼为增升装置，在起飞、着陆和飞行过程中发挥重要作用。若襟缝翼发生故障，将会影响航班的运行限制、飞行操纵等，处置不当很容易出现飞机起飞形态告警、空中超速等情况，发生不安全事件。本文针对航班生产中常见的襟缝翼指示故障，分析其对签派放行的影响，评估该故障衍生风险点及相应处置措施，保障航班的安全、平稳运行。2.故障情况：2021年6月1日，某公司B737NG飞机合肥过站时7号前缘缝翼在收上位，7号前缘缝翼过渡灯亮、前缘襟翼过渡灯亮，如图1所示。机务申请MEL27-04-01-02放行，该放行涉及飞机性能限制及机组飞行操纵，放行难度较大，此前机务办理过3次该故障保留，最终均未同意放行。若进行飞机排故，需要从维修基地带人带件，至少需要8个小时，当天无法完成。3.系统原理：飞机的前缘装置包括前缘襟翼和前缘缝翼。襟翼和缝翼为增升装置，它们在起飞、低速机动飞行和着陆时增加机翼的升力并减小失速速度。 前缘装置含有四个襟翼与八个缝翼：每个发动机的内侧有两个襟翼，外侧有四个缝翼，如图2所示。根据后缘襟翼的调定值放出缝翼，以形成封闭的或开缝的前缘。前缘襟翼和缝翼位置指示系统测量并且指示前缘襟翼和缝翼的位置，前缘襟翼有两个位置：收上、伸出位；前缘缝翼有三个位置：收上、伸出和全伸出位，工作过程如下所述：前缘装置和后缘襟翼正常操纵时是使用液压系统 B 或动力转换组件（PTU）的动力放出和收回的。前缘缝翼系统的作动指令来源于后缘襟翼系统。后缘襟翼位置向前缘襟缝翼控制活门提供机械信号输入。当后缘襟翼移动时，后缘襟翼带动前缘襟翼和缝翼控制活门并向前缘襟翼和缝翼作动筒提供液压动力并驱动前缘襟翼和缝翼进行收放操作[1]。当所有前缘襟翼和缝翼都在伸出或者全伸出位置时，前缘襟翼伸出灯亮；前缘襟翼过渡灯正常情况下只在前缘装置运动转换过程中点亮，前缘装置运动到位后熄灭。当襟翼缝翼电子组件（FSEU）探测到前缘装置位置不正确时，FSEU可以通过接近电门传回来的数据来判断缝翼是否运动到正确的位置。当有一个前缘缝翼或襟翼与其他舵面位置不一致时，FSEU会使前缘襟翼过渡灯点亮。根据故障现象7号前缘缝翼在收上位，7号前缘缝翼过渡灯亮、前缘襟翼过渡灯亮，机务进行了 FSEU 自测，根据故障代码，机务根据其工作原理判断为传感器故障。4、MEL保留放行条件：通过上述系统原理介绍，结合当日情况，通过对前缘缝翼在收上位，前缘襟翼过渡灯亮、7号缝翼过渡灯亮分析，可以推测是7号前缘缝翼传感器故障导致的，P5板前缘装置信号面板和P2板的指示均会有告警，与故障现象相吻合，这种状况在实际航班运行中也最为常见，机务也做了该故障的保留。查询某航MEL手册MEL27-04-01-02条款，如图3所示，B737-800飞机的1号，2号和7号、8号前缘缝翼指示灯可以有一个不工作，因为在驾驶舱内能目视其位置（需相应的机翼照明灯工作），所以可以允许1/2/7/8一个前缘装置的位置指示失效。该MEL保留有M程序和O程序，有诸多运行限制条件，首先机务要确定飞机前缘装置和后缘襟翼收放功能是正常的，没有任何的卡阻，且前缘其他襟缝翼的位置可以通过P5板前缘装置信号板得到正确指示并需要核实两个失速警告系统工作正常，满足以上条件后机务方可按照该保留放行。该保留的O程序限制，对机组的操纵也有一定的影响，具体影响如图4所示：通过图5飞机的等表速/等M数爬升/下降剖面图分析得出，300节/0.65马赫对应的转换高度为FL200，该保留在FL200以下使用速度较小的300节爬升/下降，而在FL200以上采用速度较小的0.65马赫数进行爬升/下降和巡航。该O程序要求：当飞机的飞行高度高于FL200时，最大空速限制在0.65马赫，该速度较平常运行时的速度较小，需要参照AFM手册查询飞机的机动能力。此外，该马赫数对飞机的最大飞行高度、飘降/供氧程序、最小机动速度及燃油量消耗、FPL报文、机组操纵都有较大影响，放行难度较大。目前正值航班旺季运行，为保障航班的安全、平稳运行，确保旅客顺利出行，签派协同性能、机务专家、飞行专家进行二次评估。在充分征求机长及飞行专家意见的前提下，协同性能仔细评估最大飞行高度及最小飞行机动速度，协调管制按照评估高度运行并通知机组相关飞行注意事项，得到机组认可后放行航班。5、放行依据5.1 飞机的航线机动限制抖振极限：当飞机进行机动时，飞机受过载系数影响，表达式如下：N=升力/重力升力=,其中为空气密度，v为真空速，S为机翼面积，为升力系数。重力=mg，m为飞机重量，g为重力加速度。在转弯时，过载系数主要取决于坡度角；在平飞时，n=1/cos(坡度角）。为了保持最大的抖振余度并确保好的飞机机动性，需要确定一个可以接受的过载系数极限，低于它的时候，永远不会发生抖振，这个过载系数极限通常被固定为 1.3（进行 40°坡度的转弯而不会发生抖振）。这个值是一个使用限制，但不是一个条例规定的值。对应的高度被称为“1.3g 抖振极限高度”或 “抖振升限” 。通过查询AFM手册巡航机动能力表[2]，图6所示，因B5118当前重量下65000KG因超出图幅范围无法查询到相关数据。从PET软件计算结果得出，在该保留下飞机的最大飞行高度受抖振升限影响，而非推力限制影响。0.65马赫数68吨重量对应的1.3G抖振极限限制高度为33803FT,FL197高度抖振速度限制的速度为198节，满足MEL相应限制要求。5.2 油量评估根据121部燃油政策要求，航班油量由滑行燃油、航程燃油、备降燃油、最后储备燃油、不可预期燃油、酌情携带的燃油六部分组成。该保留会影响航程燃油、备降燃油、不可预期燃油、最后储备燃油。签派员查询到在网页版JETPLAN中有此项设置，可以按照保留条件设置初始条件重新制作计算机计划计算航班所需油量。因MEL限制FL200以上最大空速限制在0.65马赫，保守起见，初始条件为飞机总重为65吨，计算最大马赫数为0.62-0.65马赫区间所需要的油量，飞行高度根据东单西双的原则，根据航线走向设置为FL197，风温数据采用实时风温数据，得出的数据如图6和表2所示。经计算最大飞行速度0.65马赫数时所需燃油最大，按照该速度计算飞机所需油量更保守。5.3、飘降/释压程序分析该公司的飘降/供氧程序设置的初始高度设为FL330，该保留会影响该飞机的最大飞行高度，需要重新评估飞机的飘降/供氧程序；飘降评估：因ZSOF-ZUCK航段最低安全飞行高度为2878米且受抖振限制的最大飞行高度为FL33803FT，满足该公司飘降分析的初始高度FL330。经查询QRH手册得出飞机的最佳飘降速度如图8所示：经计算航班最佳飘降速度为238节，满足MEL速度限制要求，飘降改平高度23500FT满足航路最低安全飞行高度9442FT要求，无需制作飘降简令。此外飞机正常释压时需要使用VMO/MMO速度，但该保留要求在FL200以上飞机最大速度限制在0.65马赫，需要计算该速度下飞机的供氧能力是否满足要求，综上所述，需要性能对供氧/释压程序重新评估，确保满足实际运行需要。根据飞机下降率公式计算所需时间：，其中R/D为下降率，T为推力，D为阻力，W为飞机重量，V为飞机速度。因ZSOF-ZUCK航段最低安全飞行高度为9442FT（2878米），通过PET软件使用0.65马赫数从FL330下降到FL100所需要的时间可以满足飞机12分钟供氧剖面，无需制作释压程序。5.4、FPL报文FPL报文的15项为飞机的高度速度和航路走向，该保留对飞机最大飞行高度和飞行速度均有影响，需要对FPL报文进行修改。速度修正：修改FPL报文速度为M065，FPL中若使用真空速需要进行相应计算M=TAS/a，其中TAS=真空速，a=在当时飞行高度的音速。用海里/小时为单位表示的音速如公式1所示：公式1 音速公式其中SAT=以开氏温度计量的空气静温（环境温度）音速至取决于温度。马赫数与温度关系如公式2所示：公式2 马赫数与温度关系经计算，飞行高度9200米的真空速速度为650KM/H。高度修正：经计算飞机的最大飞行高度为FL33800，根据高度层“东单西双”的原则，飞机西向的最大飞行高度为10100M。最终FPL报文修改如图9所示：5.总结MEL保留有些条款会涉及很多运行限制，会影响飞行操作及非正常程序、飞机性能限制及航线限制、运行程序等，需要签派员综合考虑、正确理解MEL保留的相关限制，及时与性能、情报、机务、飞行、气象等岗位协同处置，共同防范运行风险，保障航班安全、平稳、有序运行。本文已在《中国民用航空飞行学院学报》发表。参考文献[1]孟阿龙。波音737NG飞机前缘襟缝翼收放失控故障分析。航空维修与工程，2019:86-88 -
关于B737飞机单空调组件保留放行的探讨 作者：运行风险控制中心 金振 吴明奎摘 要：现代民航客机在设计之初就充分考虑了机载设备的冗余备份，允许航空承运人按照MEL在航空器带有不工作设备的情况下继续运行，以提高航空器的使用效率和航班正常性。尽管航空器的这种状态保证处在可以接受的安全水平，但通常都会产生一些运行限制或者带来飞行操作程序的调整。签派员要将运行限制和飞行程序的调整与实际运行的航线进行匹配评估，确保风险识别全面，应对措施得力。本文通过单空调组件保留放行这一事例展开探讨，分析MEL的运行限制，并制定针对性的应对措施，确保运行安全。关 键 词：最低设备清单 单空调组件 飘降A Discussion On the dispatching of B737 with One Air Conditioning Pack InoperativeJin Zhen1 Wu Mingkui2 (Shandong Airlines CO., LTD., Jinan, 250000, Shandong, China)Abstract: The backup of aircraft equipment is fully considered at the beginning of the design of modern civil aircraft, it allows the air carrier to continue operate when the aircraft’s inoperative equipment comply with MEL. It improves the Aircraft utilization and the flight normality. Although the safety under this situation is guaranteed, but it always come along with some limitations or adjustments of standard operating procedure. The dispatcher should match the limitations and adjustments with the actual route to identify the risks comprehensively and cope effectively. By a typical case of B737 with one air conditioning pack inoperative, the limitations were analysed and the solutions were undertaken to insure processing security. Keywords: MEL Single air conditioning pack Drift down1 引言空调组件是将飞机发动机引气和外界的冲压空气协同作用，向驾驶舱和客舱提供适宜的温度、压力以及流量，空调组件对座舱增压起重要作用[1]。由于空调组件使用发动机引气，这将降低发动机推力，对飞机性能产生影响；同时由于空调组件对座舱进行增压，因此空调组件故障将会影响航路飞行高度。本文将以南京-乌鲁木齐航线为例，分析在空调组件保留的情况下，如何识别潜在的风险以及制定应对措施。2单空调组件保留放行对运行的影响以及原因分析以某航空公司波音737NG系列飞机为例，假定右空调组件故障，MEL手册中单空调组件保留放行对应章节号为21-01-01，对于其操作程序O项中一个组件不工作产生的影响及原因，我们逐一进行讨论。2.1对起飞性能产生影响的原因分析 当飞机放行时，由一台发动机向工作的组件供气用于起飞：A．地面最小操纵速度V1（MCG）应按空调组件关断情况来确定。B．起飞性能也应以空调组件在自动方式为基础。对于A款，V1（MCG）又称地面最小操纵速度。在起飞加速滑跑中，临界发动机突然停车，其他发动机处于起飞工作状态，飞行员只使用空气动力操纵面（不用前轮转向和差动刹车）来恢复对飞机的操纵，使用正常的驾驶技巧和不大于规定的操纵力能安全地完成继续起飞，并保证飞机在跑道上航迹偏离跑道中心线的水平距离不大于9米（30英尺）。对于已知机型，V1（MCG）与发动机推力有关。从图1可知，温度越低、机场标高越低，发动机推力越大，V1(MCG）越大。在单空调组件保留时，由于一台发动机向工作的空调组件提供引气，而另一台发动机没有提供引气，此时两侧发动机推力会产生差异，因此，在确定V1（MCG）时，应使用发动机推力最大那一台也就是空调组件关断那台发动机的推力来确定V1（MCG）。同样，对于B款，由于发动机推力大，起飞性能好，限制较小；发动机推力小，起飞性能较差，限制加大，为保证飞行安全，在确定起飞性能时应使用发动机推力较小所对应的起飞性能，也就是按照空调组件在自动方式进行保守计算。这种计算方式在夏季高原机场运行时将会对航班载量产生较大限制，影响航空公司的效益。2.2对起飞性能影响的应对措施对于A款，以某公司B737NG飞机在济南机场起飞为例，济南机场标高接近海平面，在外界温度30度的情况下，V1（MCG）为103节。而查询图2空调组件引气开的起飞分析可知V1在外界温度30度，干跑道和湿跑道不同条件下，最大为157节，最小为148节，根据CCAR25部要求：V1(MCG)≤V1，由以上数据可知，在外界温度30度情况下，V1（MCG）满足规章要求。对于B款，在无限载的情况下，使用空调开的起飞分析确定最大起飞重量即可。在限载的情况下，可使用APU代替发动机向工作的空调组件供气，这样，两台发动机均不向空调组件供气，所有引气均用于提供发动机推力。此时可使用发动机空调引气关的起飞分析确定最大起飞重量，一般情况下将比空调引气开增加1000—1600KG的起飞重量。3 单空调组件保留放行对航路飞行高度的影响以及应对措施根据MEL条款，在一个空调组件保留的情况下，飞行高度限制为FL250及以下。3.1对航路飞行高度产生影响的原因分析根据CCAR25《运输类飞机适航标准》第25.841条规定：如果申请在25,000英尺以上运行的合格审定，则飞机必须设计为在增压系统任何可能的失效情况发生后，乘员不会经受到座舱压力高度超出15,000英尺[2]。根据民航局咨询通告《审定维修要求》，可能的失效情况是指一架飞机在其整个运行寿命期间预计出现一次或者多次失效状态，发生概率的数量级在1×10-5或以上。显然，B737NG飞机在一个空调组件故障的情况下，如果飞行高度在25000英尺以上，无法满足此条款中对于增压系统失效情况发生后，成员不会经受到座舱压力高度超出15000英尺的概率要求。因此，在航班放行时，对于单空调组件放行应该将航路飞行高度限制在FL250及以下。3.2对于航班运行的评估3.2.1对于燃油油量的评估飞行高度是影响燃油消耗的主要因素之一，一般来讲，飞行高度越低，空气密度越大，飞行阻力越大，燃油消耗越高。因此，在制定燃油计划时，应该按照空中交通管制高度配备规则，按照东单西双的原则，选择低于FL250的高度进行燃油计划的计算，确保油量满足规章规定，以南京－乌鲁木齐航线为例，根据航线航路整体走向，应该选择高度FL236进行计算。3.2.2对于航路安全高度的评估为避免航空器与地面障碍物相撞，每条航路都会规定航段的最低安全高度，针对南京－乌鲁木齐航线，其航路安全高度最高为FL198，低于FL250，满足航路最低安全高度要求。3.2.3对于航路限高的评估由于空中交通管制需要，部分航路许可高度受到限制。例如：B215航路部分航段最低使用高度FL311及以上，W13航路部分航段最低使用高度FL276及以上。签派员应查询航图来确认相关航线是否满足运行要求，是否存在航路最低使用高度高于FL250的限制。一旦遇到这种限制时，需协调管制单位申请豁免，或申请更改航路以避开高度使用限制。3.2.4对于飘降程序的评估对于在平原地区运行的航班来说，完成以上操作后，该保留放行基本上已经评估完毕，但是对于飞越高原或山区的特殊航线来说，飞行高度保持或低于FL250的限制还需要针对飘降能力进行再次评估。根据规章CCAR121部《大型飞机公共航空运输承运人运行合格审定规则》，航空承运人应遵守第191条“涡轮发动机驱动的飞机的航路限制——1台发动机不工作”的要求。具体如下：涡轮发动机驱动的飞机不得超过某一重量起飞，在该重量下，考虑到正常的燃油、滑油消耗和航路上预计的环境温度，根据经批准的该飞机飞行手册确定的一台发动机不工作时的航路净飞行轨迹数据应当能够符合下列两项要求之一：（1）在预定航迹两侧各25公里（13.5海里）范围内的所有地形和障碍物上空至少300米 (1000英尺）的高度上有正梯度，并且，在发动机失效后飞机要着陆的机场上空450米（1500英尺）的高度上有正梯度。（2）净飞行轨迹允许飞机由巡航高度继续飞到可以按照本规则第121.197条要求进行着陆的机场，能以至少600米 (2000英尺）的余度垂直超越预定航迹两侧各25公里 (13.5 海里）范围内所有地形和障碍物，并且在发动机失效后飞机要着陆的机场上空450米（1500英尺）的高度上有正梯度[3]。飞机在空中飞行时可能会出现一台发动机失效的情况，此时飞机剩余的发动机应设置为最大连续推力。但是，由于总推力的减小及阻力的增加，飞机的飞行速度将逐渐降低，导致升力减小，飞机无法维持当前高度开始下降。随着高度的不断降低，空气密度逐渐增加，升力开始逐渐增大，最终在某一高度升力与重力再次相等，此时飞机可以保持平飞状态。飞机单发后可以再次平飞的高度即为飘降改平高度，在此高度以下飞行，飞机可获得的升力大于重力，飞机即有正梯度。绝大多数航线的最低安全高度都远低于飘降改平高度，因此根据第一条的要求无需制作飘降程序，飞行员下降到改平高度以后自行决定飞往合适备降场。当航线存在高大的障碍物时，航线最低安全高度会急剧增高，甚至会高于飘降改平高度，飞机在此航线飞行时如果遇到单发情况将无法安全飞越障碍物。此时航空公司有以下两种措施保障飞行安全：（1）减小飞机重量以提高飘降改平高度直至满足规章要求；（2）根据CCAR121.191条第二款的要求制作飘降程序。在保证飞行安全的前提下获取更大的载量、取得更高的收益一直是航空公司追求的目标，减小飞机重量的措施虽然能够满足规章对安全的要求，但显然与航空公司的目标不符。因此航空公司一般采取设置决断点、规划备降航线等措施制作飘降程序越过或避开障碍物以保证飞行安全。飞机飘降时的净飞行轨迹受巡航高度、重量、外界大气温度等因素影响，在重量和温度不变的条件下，巡航高度越高，一发失效时越有利于越过障碍物。高原山区航线一般巡航高度都在一万米以上，不同航空公司可能会设置不同的巡航高度以评估一发失效净飞行轨迹与障碍物之间的垂直距离。这里面请注意巡航高度也是初始的飘降高度，本文以南京－乌鲁木齐航线巡航高度FL341为例，说明单空调组件保留放行对飘降程序的影响。南京－乌鲁木齐航线由于部分航路飞越青藏高原北部，航路最低安全高度FL198，而航班的改平高度一般在FL160-FL180之间，航路最低安全高度大于改平高度，因此涉及飘降程序。根据单空调组件保留放行飞行高度限制要求，该航线最高可用飞行高度为FL236，使用性能软件测算可以明显看出：巡航高度（初始飘降高度）FL341的净飞行轨迹与FL236对应的净飞行轨迹差别明显，但其改平高度最终趋于一致，如图3蓝色线条和红色线条所示。其中，0点为飘降程序决断点；X轴为距离飘降决断点的水平距离，单位海里；Y轴为高度，单位英尺。假设有一障碍物位于实线三角形位置，那么使用巡航高度FL331就可以按照规章要求以2000英尺（600米）的垂直余度越过障碍物，而使用巡航高度FL236就不能以2000英尺的垂直余度越过障碍物，针对单空调组件保留，使用巡航高度FL236将无法使用该飘降程序。针对这种情况，有以下四种方法可以处置。1.移动决断点。将决断点与障碍物间的距离缩短，如图3虚线三角形所示，决断点距离障碍物越近，飞机飘降净飞行轨迹与障碍物的垂直高度差越大，从而实现2000英尺的超障余度。由于决断点的移动需要重新对决断点定位，相当于制作了新的飘降程序，需上报局方进行审批。此处置方法耗时较长，短时间内无法使用。2.控制起飞重量，不再使用飘降程序。以南京－乌鲁木齐为例，如果控制起飞重量，初步测算将会减少约6000KG的业载，将会直接影响航空公司的效益。3.飘降决断点不变，减小飞机重量，提升飘降轨迹。如图3绿线所示，飞机重量的减少，飘降改平高度将会提高，同时整个飘降轨迹将会随着重量的减少而提高。当重量减少到一定程度，将会实现2000英尺的超障余度。这样，可以在决断点不变的情况下，通过控制重量的方法满足飘降程序。此方法与第2方法相比，障碍物距离起飞机场越远，将比第2种方法减少的重量越少。4.更改航线，避开需要飘降分析的航线。以南京－乌鲁木齐为例，共有两条航线可选择，一条是常用的航线，也称南线，航路距离短，需要飘降分析；一条是北线，无需飘降分析，但航路距离长。在运行过程中，签派员可以根据实际运行需要，选择最符合实际的方法进行处置。3.2.5对于FPL的更改经过3.2.1-3.2.4评估，确定航路高度和航线走向的变化后，应根据《民用航空飞行动态固定电报格式》文件要求对FPL报文编组13项飞行高度和15项航路走向进行修订，变更航路高度和航线。4总结单空调组件保留放行在签派日常工作中经常遇到，多数签派员在按照新的高度限制查询航路图、评估油量、更改FPL报文操作后以为完成了对此故障保留的评估，却容易忽略高度限制对飘降性能的影响。由以上分析我们可以看出，只有充分了解性能数据评估的原理，才能发现故障保留带来的衍生风险，才能对运行限制进行全面的评估，进而保证运行安全。本文已在《中国民用航空飞行学院学报》发表。参考文献：[1]赵大伟. NG飞机空调辅助组件详解[J]. 商品与质量·建筑与发展航,2014.[2]运输类飞机适航标准[S]. 中国民用航空局，2016-3-17.[3]大型飞机公共航空运输承运人运行合格审定规则[S]. 中国民用航空局，2017-9-4.
-
波音737NG襟翼超速防控：从适航设计到飞行实践的系统化探讨 作者：飞行部七大队王俊国摘要：近期，笔者所在航空公司发生一起风切变复飞过程中襟翼超速事件、一起进近过程中机组放错襟翼导致襟翼超速事件。这两起事件促使笔者对襟翼超速防控问题进行深入思考。本文从适航规章对设计襟翼速度的认证要求出发，系统梳理了波音737NG襟翼系统的结构特性、标牌速度限制及襟翼载荷卸载保护机制，分析了AMM 05-51-08襟缝翼超速特检程序的触发条件与检查门槛。结合行业运行安全案例分析，从情景意识、标准喊话、注意力分配、自动化设备使用、决策果断性和飞行指引模式意识六个维度剖析了人为因素。基于飞行安全基金会（FSF）稳定进近准则和波音FCTM操作规范，提出了涵盖进近准备、速度管理、复飞程序和机组资源管理的系统化防控建议。关键词：襟翼超速；波音737NG；襟翼载荷卸载；稳定进近；复飞；飞行安全1 引言襟翼作为飞机最重要的增升装置，在起飞、进近和着陆阶段发挥着降低失速速度、增大升力系数的关键作用。然而，襟翼在伸出状态下承受的气动载荷与空速的平方成正比，一旦空速超过该襟翼位置的结构限制速度（即标牌速度，Placard Speed），将对襟翼结构、传动机构和翼面蒙皮造成不可逆的损伤，严重时可能导致襟翼结构失效。2024年12月，波音对737 AMM 05-51-08"FLAP/SLAT DOWN OVERSPEED CONDITION"（襟缝翼下超速状态）特检程序进行了更新，其中737NG的手册以TR（Temporary Revision）形式完成改版，对超速条件判定进行了细化。这一更新反映出业界对襟翼超速问题持续关注的技术趋势。从国内运行实践来看，襟翼超速事件在换季大风乱流天气期间尤为多发。近期，笔者所在航空公司发生一起风切变复飞过程中襟翼超速事件、一起进近过程中机组放错襟翼导致襟翼超速事件。这两起事件促使笔者对襟翼超速防控问题进行深入思考——襟翼超速防控不仅是一个技术问题，更是一个涉及人为因素和机组资源管理的系统性课题。本文旨在从适航设计、系统保护、典型案例和操作实践四个层面，对波音737NG襟翼超速防控进行系统性探讨，为一线飞行人员提供理论参考。2 襟翼超速的适航设计基础2.1 设计襟翼速度（V_F）的法规要求襟翼超速的“速”从何而来？其根本依据是运输类飞机适航标准中对设计襟翼速度的规定。美国联邦航空管理局（FAA）14 CFR 25.335(e) "Design flap speeds”对设计襟翼速度V_F提出了明确要求2：（1） 每个襟翼位置的设计襟翼速度必须充分大于相应飞行阶段（包括中断着陆）推荐的运行速度，以允许空速控制中可能出现的偏差以及从一个襟翼位置转换到另一个位置的过渡时间。（2） 如果使用了自动襟翼定位或载荷限制装置，则该装置编程或允许的速度和对应的襟翼位置可用于设计。（3） V_F不得小于：起飞构型在最大起飞重量下1.6倍V_S1；进近构型在最大着陆重量下1.8倍V_S1；着陆构型在最大着陆重量下1.8倍V_S0。上述第（2）条直接为波音737NG的襟翼载荷卸载系统（Flap Load Relief）提供了法规依据——当飞机配备自动载荷限制装置时，设计速度可以基于该装置的编程值，而非单纯的固定标牌速度。这意味着襟翼载荷卸载系统的存在在适航层面降低了襟翼超速的结构风险裕度要求，但同时也对系统的可靠性提出了更高的要求。14 CFR 25.6973在（a）款中进一步规定，升力和阻力装置必须保持在选定位置，仅允许因自动定位或载荷限制装置的动作而发生偏离，且该过程不应要求飞行员进一步干预。同条（c）款要求，操纵面的运动响应速率以及自动定位或载荷限制装置的特性，必须在稳态或变化的空速、推力和姿态条件下，使飞机具备令人满意的飞行品质与性能。上述条款共同构成了襟翼系统设计与运行的法规基础。2.2 中国适航标准的对应要求中国民航局（CAAC）发布的《运输类飞机适航标准》（CCAR-25部）第25.335条和第25.697条与FAA法规高度一致4，对设计襟翼速度和升力/阻力装置控制提出了相同的要求。这意味着无论飞机在何处注册运行，其襟翼系统的设计安全裕度均基于统一的国际标准。3 波音737NG襟翼系统概述3.1 襟翼构型与位置波音737NG系列采用前缘和后缘组合式增升装置。前缘装置包含4个克鲁格襟翼（Krueger Flap）和8个缝翼，后缘装置为双开缝后退式襟翼。后缘襟翼在1～15位置主要增大升力，在15～40位置同时增大升力和阻力。襟翼15、30和40为正常着陆襟翼位置，其中襟翼15通常仅在需要考虑进近爬升性能因素的机场使用。737后缘襟翼共设有9个位置：0、1、2、5、10、15、25、30、40。其中襟翼2、10和25在正常操作中通常被跳过——襟翼2主要用于非正常程序，襟翼10用于部分襟翼着陆或襟翼不对称情况，襟翼25通常从襟翼15直接选择襟翼30时跳过。襟翼手柄设有两个止动门（Flap Gates）：位置1处的止动门用于检查单发失效复飞的襟翼位置，位置15处的止动门用于检查正常复飞的襟翼位置。这两个止动门的设计初衷是防止机组在复飞时无意中将襟翼收至过小位置，体现了波音在操纵装置设计层面对复飞场景的考量。3.2 襟翼标牌速度（V_FE）737-800各襟翼位置的最大延伸速度（V_FE）如下表所示需要特别注意的是，737-700在襟翼15以后各位置的标牌速度低于737-800。以襟翼30为例，737-800的标牌速度为175节，而737-700仅为165节。这一差异源于737-600/700系列采用了更低的标牌速度以获得更大的结构设计速度裕度，从而延长襟翼部件的使用寿命。3.3 襟翼机动速度与最小机动速度737在PFD速度带上为飞行员提供了两种关键的速度参考：襟翼机动速度（绿色游标）：标注为“UP""1""5""15”等，对应各襟翼位置的最小机动速度。在起飞收襟翼过程中，由失速管理偏航阻尼器（SMYD）根据襟翼位置传感器和抖杆速度计算，用于指示下一襟翼位置对应的最小收襟翼速度；在进近放襟翼过程中，由飞行管理计算机（FMC）根据飞机重量计算，指示当前襟翼位置和下一襟翼位置的机动速度。飞机在襟翼机动速度处可保证40°坡度或1.3G过载下不触发失速抖杆。最小机动速度（琥珀色带上沿）：为飞行员提供失速裕度和阵风保护的视觉参考。在约20,000英尺以下，琥珀色带上沿提供约40°坡度（0.3g过载）的机动能力至失速抖杆激活；在约20,000英尺以上，机动裕度随高度增加逐步减小（约25°坡度/0.2g过载）。琥珀色带由SMYD或FMC根据飞行阶段和高度综合计算。波音FCTM（2024版）规定：襟翼选择应在接近现有襟翼设置的机动速度时且在减速至该速度之前进行。这一原则确保了襟翼在伸出过程中始终处于安全速度范围内，避免因速度过大而导致襟翼超速。4 襟翼载荷卸载系统4.1 工作原理波音737NG的襟翼/缝翼电子组件（Flap Slat Electronics Unit, FSEU）具有后缘襟翼载荷卸载功能，旨在防止襟翼承受过大的气动载荷。当空速超过设定门槛值时，FSEU自动指令后缘襟翼收至较小角度；当空速降至恢复门槛值以下时，襟翼自动重新放出至原选位置。整个过程中襟翼手柄不移动，襟翼位置指示器可显示出襟翼的收起和重新放出，部分飞机P3面板上还设有襟翼卸载指示灯。4.2 卸载逻辑737NG非SFP（Short Field Performance）构型的襟翼卸载逻辑如下：4.3 卸载系统的局限与认知误区襟翼载荷卸载系统为飞机提供了一层重要的自动保护，但飞行员必须清醒认识其局限性：第一，卸载系统并非万能。 襟翼卸载的触发速度与标牌速度之间存在差值，例如襟翼30的标牌速度为175节（737-800），而卸载触发速度为176节，仅相差1节。在空速快速增加的情况下（如阵风、风切变改出），卸载系统的响应速度可能滞后于空速变化，导致瞬时超速。第二，卸载系统基于737-800基准设定。 如前所述，737-700的标牌速度低于737-800，但襟翼卸载触发速度以737-800为基准。这意味着737-700在襟翼30时，标牌速度为165节，但卸载系统要到176节才触发——中间有11节的“保护盲区”。在这段速度区间内，襟翼虽未触发卸载，但已超过737-700的结构限制速度。第三，卸载系统是最后一道防线，而非首要防护手段。 飞行员不能依赖卸载系统来替代主动的速度管理。将飞机状态控制在襟翼标牌速度以内，始终是机组的首要责任。5 襟翼超速的监测与特检程序5.1 ACMS 050号报文现代737飞机的飞机状态监控系统（Aircraft Condition Monitoring System, ACMS）设有050号报文“FLAP OVERSPEED”，用于自动监测和记录襟翼超速事件。当后缘襟翼处于伸出状态且空速超过对应位置的限制值时，系统自动生成超速报文，记录超速时的襟翼位置、最高空速、超速幅度和垂直加速度等关键参数。例如，某737-700飞机在襟翼30时出现轻微超速（超速值≤5节），触发ACMS 050号报文，该报文数据为后续维修决策提供了客观依据。5.2 AMM 05-51-08特检程序波音737 AMM 05-51-08"FLAP/SLAT DOWN OVERSPEED CONDITION”章节规定了襟缝翼超速后的特殊检查程序1。该程序的触发条件包括：后缘襟翼、前缘襟缝翼在伸出状态下空速超出限制值，或在大于20,000英尺的高度伸出襟翼。特检程序的核心要点如下：垂直加速度限制：AMM 05-51-08中的检查门槛值仅适用于垂直加速度在0.7G至1.3G范围内的超速事件。如果超速发生时垂直加速度超出此范围，必须联系波音获取指导——因为相同空速和襟翼位置下，垂直方向的加减速会增加襟翼上的气动载荷，可能超出检查门槛值的适用范围。实际襟翼位置判断：以实际襟翼位置和空速来判断是否超速。如果襟翼在移动过程中，使用更严格（更低）的速度限制标准。例如襟翼20（介于15和25之间），应使用襟翼25的标准来判断。超限程度分级与检查门槛：超速后的检查要求与超限程度直接相关。以襟翼30超速5节以内为例，需在超速发生后100飞行小时或25飞行循环（先到为准）内完成Ⅰ阶段检查。超限程度越大，检查级别越高、时限越短，严重超限可能导致飞机停场等待检查，影响商业运行。2024年12月更新：波音在2024年12月对737NG的AMM 05-51-08进行了TR改版，对超速条件判定进行了细化，减少了需要联系波音及无法商业运行的情况。737MAX的手册版本也将在后续修订中跟进。5.3 超速事件的运行后果襟翼超速的后果不仅限于结构损伤风险，还包括显著的运行影响：停场检查： 超速事件触发后，飞机需在规定时限内完成特检，严重超限可能需要立即停场。航班延误与取消： 特检可能耗时数小时至数天，直接影响航班正常运行。结构寿命消耗： 即使检查未发现损伤，超速事件也会消耗襟翼部件的疲劳寿命。安全记录影响： 襟翼超速属于不安全事件，需按民航局相关规定进行报告和分析。6 典型超速场景与人为因素分析6.1 典型场景根据行业不安全事件统计分析，襟翼超速主要发生在以下场景：场景一：复飞过程中的空速突增。 进近过程中受大风乱流影响，空速持续增加，机组实施复飞。复飞过程中推力增大、姿态增加，空速快速变化导致超过襟翼30标牌速度。此类事件中，机组对速度变化趋势预判不准确、姿态增加不够是关键因素。场景二：风切变改出后的超速。 风切变警告触发后，机组加油门至最大推力、增加姿态实施风切变改出程序。改出过程中空速快速增加，超过襟翼30标牌速度。这一场景的特点是空速变化剧烈且不可控，对机组的能量管理能力及风切变改出的判别提出了极高要求。场景三：自动飞行状态下的速度漂移。 自动驾驶接通状态下，受风向风速快速变化并伴有不稳定气流影响，空速持续增加。机组未及时脱开自动驾驶进行修正，或脱开时机偏晚，导致空速超过襟翼限制速度。在油门较长时间处于慢车的情况下，飞机出现仰角减小、下降率增大、空速持续增加的非预期状态，机组未能及时识别和干预。场景四：襟翼选放位置错误导致的超速。 进近阶段机组在未充分核实当前空速的情况下，选择了较目标位置更大的襟翼角度（如当前空速适合襟翼5，却误放了襟翼15或更大角度），导致襟翼在超出该位置标牌速度的状态下被放出。此类事件的本质是操作程序执行不严谨——放襟翼前未落实“速度—构型”交叉检查，PM未对襟翼选择进行标准喊话确认。与前面三种场景不同，此类超速并非由环境扰动引发空速突增所致，而是纯粹的操作失误，反映出机组在标准程序执行和交叉检查方面的薄弱环节。6.2 人为因素分析上述场景的共同特征是：无论是环境条件（大风乱流、风切变）触发的空速突增，还是机组操作失误（襟翼选放位置错误）引发的构型与速度不匹配，最终是否发展为襟翼超速，均取决于机组的人为因素表现，归纳起来主要体现在以下六个维度：（1）情景意识不足。 进近准备与简令中相关演练和预案准备不足，对速度变化趋势预判不准确。部分机组在放襟翼前未交叉检查当前速度是否低于标牌限制速度，缺乏对飞机状态和环境变化的持续关注。（2）标准喊话和偏差提醒不到位。 监控飞行员（PM）对空速的突然变化未及时进行提醒，标准喊话时机偏晚。油门修正和能量管理不精准导致速度偏大时，PM未对过大的进近速度进行偏差喊话。复飞过程中收襟翼动作偏慢，但标准喊话落实不到位。（3）注意力分配不当和缺乏稳定进近意识。 受大风乱流影响时，机组飞行操纵不精准，关键数据保持不精确，空速长时间偏大。偏差修正不及时，速度快速增加后未及时收油门修正。部分机组存在“五边进近速度越大越安全”的错误理念。（4）自动驾驶和自动油门使用不当。 在飞机状态出现非预期变化（仰角减小、下降率增大、空速持续增加）时，机组未及时断开自动驾驶和自动油门进行人工修正，或脱开时机偏晚。自动飞行并非“设置后不管”的模式，需要持续监控。（5）决策不果断与教学放手量不合适。 进近过程中飞机状态不稳定、关键参数出现明显偏差时，机组复飞决策偏晚。带飞过程中，机长/教员未严格落实“手不离杆、脚不离舵”的要求，当PF飞行出现偏差时未及时上手干预。（6）飞行指引模式意识不足与盲目跟随。 复飞过程中，机组未按规定按压TOGA电门，导致飞行指引仪未能转入复飞模式（Go-Around Mode），无法输出正确的复飞俯仰指引指令。机组在未核实飞行指引模式是否正确转换的情况下，盲目跟随指引杆的俯仰指令，致使飞机姿态达不到复飞所需的起始俯仰角。在推力增加而姿态不足的情况下，飞机未能有效将动能转化为势能，空速持续增大并超过襟翼标牌速度。这一问题的本质是机组对自动飞行系统工作模式的认知不足——飞行指引仅在正确的模式下才能提供可靠的姿态指引，盲目跟随未经模式核实的指引信号是严重的安全隐患。7 襟翼超速防控的系统化建议7.1 强化进近准备与预案意识进近准备是预防襟翼超速的第一道关口。机组应在进近简令中充分评估天气条件，特别是大风乱流和风切变风险，制定明确的速度管理预案和复飞预案。波音FCTM指出，襟翼选择应在接近现有襟翼设置的机动速度时且在减速至该速度之前进行——这一原则应在简令中明确并预演5。放襟翼前必须落实交叉检查：核实当前空速低于目标襟翼位置的标牌速度（V_FE），同时确认空速不低于当前襟翼位置的机动速度。只有两个条件同时满足，方可执行襟翼操作。PM应对襟翼手柄位置进行标准喊话确认，PF回应后方可执行——这一“喊话—确认”流程是防止选放错误的关键防线。7.2 遵循稳定进近准则飞行安全基金会（FSF）在进近着陆事故减少（ALAR）行动的简报7.1中提出了稳定进近的核心准则7：所有航班必须在IMC条件下1000英尺机场标高（AAE）以上、VMC条件下500英尺AAE以上达到稳定状态。稳定进近的条件包括：飞机在正确的飞行路径上只需小幅航向/俯仰修正即可保持正确飞行路径指示空速不大于V_REF+20节且不小于V_REF飞机处于正确的着陆构型下降率不大于1000英尺/分钟推力设置与飞机构型相匹配所有简令和检查单已完成FSF明确指出：在IMC条件下1000英尺AAE以下或VMC条件下500英尺AAE以下变为不稳定进近时，要求立即复飞。一些航空公司还设置了“应该”门（should gate）——通常在“必须”门上方500英尺，未满足“应该”门要求时需采取纠正措施，未满足“必须”门要求时则必须复飞。对于737运行而言，稳定进近准则与襟翼超速防控高度相关：稳定进近要求速度在V_REF至V_REF+20节范围内，而襟翼30的V_REF通常远低于175节的标牌速度——只要飞机保持稳定进近状态，襟翼超速的风险就极低。反过来说，襟翼超速事件几乎都发生在不稳定进近或复飞过程中。7.3 规范复飞程序中的襟翼管理复飞是襟翼超速的高发阶段，规范复飞程序中的襟翼管理至关重要。737复飞的标准程序要求：按压TOGA电门，推力增至复飞推力核实推力增加按速度增加趋势收襟翼至复飞襟翼位置（通常为襟翼15）核实抬轮至复飞姿态证实正上升率后收起落架加速至襟翼15机动速度后继续按计划收襟翼复飞过程中收襟翼的时机和速度是关键。机组应密切监控空速变化趋势，在空速接近下一档襟翼标牌速度之前完成襟翼收回。如果空速增加过快导致来不及按序收襟翼，应优先控制姿态和推力，避免空速继续增加。襟翼手柄位置15处设有止动门，这一设计正是为了在正常复飞时防止机组无意中将襟翼收至过小位置。机组在通过止动门时应有意地施加力量越过，而非无意中带过。复飞启动时，按压TOGA电门是确保飞行指引正确输出的前提。复飞启动时应按压TOGA电门，推力增至复飞推力（N1或GA推力），同时飞行指引仪转入复飞模式并输出正确的起始复飞俯仰姿态指引。若TOGA电门未被按压，飞行指引可能仍停留在进近模式（APP模式）或保持当前模式，所输出的俯仰指令并非复飞所需的大仰角指令。此时若机组盲目跟随指引杆，飞机姿态将远低于复飞所需的起始俯仰角，推力增加后多余的动能将转化为空速而非高度，导致空速快速增大并超过襟翼标牌速度。因此，复飞过程中机组必须落实以下操作要点：PF按压TOGA电门后，核实FMA显示复飞模式已接通（FMA信号牌），确认飞行指引杆已更新为复飞俯仰指令后方可跟随PM进行模式确认喊话：“复飞方式有”——作为复飞的提示性喊话若发现指引姿态与预期复飞姿态明显不符（如指引杆指示的俯仰角远低于15°的典型复飞起始姿态），按需重置飞行指引，参考姿态指示人工建立复飞姿态始终将空速趋势作为独立监控对象，不因“正在跟随指引”而放松对速度的关注7.4 合理使用自动化设备与人工飞行运行实践经验表明，大风乱流天气条件下，建议建立着陆形态后尽早脱开自动驾驶和自动油门进行人工操纵。当飞机出现非预期状态时，应果断脱开自动化设备进行人工修正。自动油门在进近阶段的表现需要特别关注。在顺风或风切变条件下，自动油门可能将推力减至慢车以维持目标速度，但飞机的实际空速可能因风向风速变化而持续增加。机组应监控油门位置与空速趋势的匹配性，当发现自动油门无法有效控制速度时，及时接管进行人工操纵。7.5 加强标准喊话与机组资源管理标准喊话是落实标准程序的重要载体。机组应持续监控空速、姿态、油门等关键参数，加强偏差提示性喊话。喊话应实用、简洁、明确。PM在复飞过程中承担着关键的监控和提醒职责。当PF的操作出现偏差时，PM应及时进行偏差喊话；当空速接近标牌速度时，PM应主动提醒PF注意速度趋势和襟翼收回时机。教员在带飞过程中应严格'手不离杆、脚不离舵'。当PF飞行出现偏差时应及时上手干预，随时做好接管操纵准备。7.6 摒弃错误理念，树立正确的速度观行业经验表明，部分飞行员存在“五边进近速度越大越安全”的错误理念。这种理念导致进近速度长期偏大，不仅增加着陆距离和冲出跑道风险，也是襟翼超速的潜在诱因——过大的进近速度在复飞时更容易超过襟翼标牌限制。正确的速度观应坚持科学与平衡的原则：在满足安全裕度的前提下，将进近速度控制在合理范围内。阵风条件下的速度修正应基于V_REF加上适当的风修正量（通常为阵风增量的一半，但不超过V_REF+20节），而非简单地追求“速度余量越大越安全”。波音FCTM进一步指出5：减速板仅在襟翼1、2、5、10位置可用，且不得低于1000英尺AGL使用，使用时飞行员手须保持在减速板手柄上。这一限制体现了波音对大襟翼角度下速度管理的谨慎态度。8 结语襟翼超速防控是一个贯穿适航设计、系统保护、维修保障和飞行操作的系统工程。从14 CFR 25.335(e）对设计襟翼速度的法规要求，到FSEU襟翼载荷卸载系统的自动保护，从AMM 05-51-08特检程序的检查门槛，到飞行员的每一次速度交叉检查和标准喊话——每一个环节都是安全链条上不可或缺的一环。波音737NG的襟翼载荷卸载系统为飞机提供了重要的自动保护，但飞行员必须清醒地认识到其局限性：卸载系统是最后一道防线，而非首要防护手段；737-700存在11节的“保护盲区”；卸载系统的响应速度可能滞后于空速变化。主动的速度管理、规范的程序执行和果断的复飞决策，始终是襟翼超速防控的核心。稳定进近是预防襟翼超速的根本策略。FSF的ALAR准则为行业提供了明确的稳定进近标准和复飞决策门槛。当飞机在规定高度以下变为不稳定状态时，立即复飞不仅是对稳定进近准则的遵守，更是对襟翼超速风险的最有效防控。在换季大风乱流天气多发期间，机组应提高警惕，强化情景意识，做好进近预案，加强标准喊话，合理使用自动化设备，果断决策。唯有将技术理解、程序执行和人为因素管理三者有机结合，才能真正构建起襟翼超速防控的坚实屏障。参考文献[1] 波音公司。 737 AMM 05-51-08 FLAP/SLAT DOWN OVERSPEED CONDITION (Temporary Revision). 2024年12月更新。[2] Federal Aviation Administration. 14 CFR 25.335 Design airspeeds (e) Design flap speeds. Electronic Code of Federal Regulations. https://www.ecfr.gov/current/title-14/section-25.335[3] Federal Aviation Administration. 14 CFR 25.697 Lift and drag devices, controls. Electronic Code of Federal Regulations. https://www.ecfr.gov/current/title-14/section-25.697[4] 中国民用航空局。 运输类飞机适航标准 (CCAR-25部） 第25.335条、第25.697条。 https://xxgk.mot.gov.cn/2020/gz/[5] Boeing. B737-700/800 Flight Crew Training Manual (FCTM), 2024 Edition.[6] Boeing. B737-700/800 Flight Crew Operating Manual (FCOM), Systems Description.[7] Flight Safety Foundation. ALAR Briefing Note 7.1: Stabilized Approach. SKYbrary Aviation Safety. https://skybrary.aero/tutorials/stabilised-approach
-
守牢雷雨运行安全底线 争做风险前置决策先锋 作者：飞行部二大队 刘宝兴盛夏时节，民航进入雷雨高发频发的关键运行阶段，强降雨、低能见度、湿滑跑道、低空风切变等复杂天气叠加出现，航班起降风险陡增，是全年安全管控最严峻、最考验决策能力的时期。“雷雨进近，勇做率先复飞备降的先行者，绝不做临界冒险落地的尾随者；离场研判天气，敢为主动等候暂缓起飞的第一人，不当跟风仓促离场的末班车。”这一安全准则，是雷雨运行的行动指南，更是复盘6·17曼谷、6·17重庆、7·30济南跑道偏出等不安全事件总结出的深刻教训。结合典型警示案例与7·8海口离场雷雨处置的经验，立足飞行岗位实际，浅谈雷雨季节如何破除侥幸从众心理，严守安全决策红线。纵观多起雷雨天气不安全事件，安全失守的核心，多是临界条件下的侥幸妥协与盲目从众。7·30事件，济南机场雷雨，塔台通报大阵雨，当事机组未严格对照手册大雨着陆标准评估风险，盲目跟随前机进近落地，最终造成航空器及机场设施受损。事件根源是机组“他可落、我亦可落”的惰性思维，刻意弱化湿滑跑道制动距离延长、能见度波动、操纵难度增大的客观风险，放弃复飞、等待等安全兜底措施，最终沦为临界冒险落地的尾随者。正反案例鲜明对比，充分印证主动研判、果断决策是雷雨运行的安全根本。6月17日，曼谷机场遭遇强雷雨天气，能见度极不稳定。机组五边进近时目视参考断续缺失，已不满足落地标准，却未及时复飞，勉强坚持接地后发生跑道偏出险情。同时，某航班重庆事件，机场同样处于大阵雨天气，航班进近过程中天气持续恶化，机组虽短暂接地触发警告后复飞，事后检查发现机身结构损伤超标，机场灯光设施损毁严重，充分说明雷雨临界落地风险极高、容错率极低，盲目硬闯极易引发严重后果。7月8日海口离场雷雨处置案例，为雷雨离场决策提供了参考。当日机场发布雷雨橙色预警，大风乱流伴随强降水，大量航班排队等待起飞。该机组在滑行阶段持续监控气象雷达，细致研判雷雨移动趋势与前机绕飞预案，关注到最近离场飞机需立即左转离场，自主掌握超障且需要机动绕飞天气时，精准判断本场一边天气恶劣且短时无法好转。机组坚决摒弃跟风排队思维，主动向塔台申请暂缓起飞，同步联动签派核实起飞参考油量、跟踪天气变化，最终申请更换跑道、调整离场航线安全离场。一次主动的风险前置规避，杜绝了风切变和雷雨乱流带来的安全隐患，充分体现了“敢为等候第一人”的安全担当。结合多起事件复盘，当前雷雨运行仍存在三类典型短板。一是机组决策从众化，简单参照前机起降状态判定运行条件，忽视机型性能、跑道摩擦系数、剩余油量等个体差异，独立风险评估流于形式；二是签派放行研判滞后化，部分放行仅依靠基础预报，未动态跟踪实时雷达与机场实况，对雷雨快速发展预判不足，默许航班扎堆仓促离场；三是安全心态功利化，部分人员重准点、轻安全，将复飞、备降、暂缓起飞视为运行阻碍，临界天气心存侥幸，颠倒了安全与正常的主次关系。公司安全劳动竞赛的初衷，是以岗位争先推动安全争先，将审慎决策、主动避险的作风融入每一次航班运行。作为一线飞行人员，必须以案为鉴、警钟长鸣，筑牢雷雨季安全运行防线。进近着陆阶段，要坚守复飞底线，争做果断备降先行者。全体机组必须将雷雨起降标准、复飞决断要求内化于心、外化于行，进近全程紧盯天气变化与跑道实况。一旦出现大雨覆盖跑道、目视参考不稳、风切变预警等风险，坚决杜绝观望迟疑、跟风落地，严格标准果断复飞，及时联动签派评估备降方案，始终把安全余量放在第一位，形成“遇临界必避险、遇风险必复飞”的职业自觉。离场滑行阶段，要前置天气研判，勇当暂缓起飞带头人。航前准备全面细致，动态研判起飞机场、航路天气变化趋势，不机械依赖预报资料。预判天气即将恶化时，主动申请推迟推出、原地等候，坚决不跟风扎堆滑行、仓促离场。坚决不被准点压力裹挟，敢于为安全让步、为稳妥等候，以主动管控替代被动处置。日常运行中，要破除侥幸思维，以竞赛作风夯实安全根基。劳动竞赛不仅比拼运行指标，更比拼安全作风与风险能力。常态化开展雷雨典型事件复盘、临界进近处置演练，深刻认识到：准点可以追赶，延误可以弥补，但安全没有重来的机会。任何跟风冒险、临界侥幸的决策，都是对旅客生命、对岗位职责的漠视。雷雨运行无小事，风险防范见初心。一系列跑道偏出事件是惨痛教训，更是严厉警示。今后工作中，我将以劳动竞赛为契机，深刻吸取案例教训，坚守雷雨运行决策准则，摒弃从众侥幸心理，严守复飞红线、做实天气研判、强化前置管控，争做风险防控先行者、不做临界冒险尾随者，以严谨飞行作风、扎实岗位履职，全力守牢航班安全运行底线。
-
高原机场起飞轮胎超速问题探究 作者：运行风险控制中心 张春华 近几年来国内主要航空公司在高原机场例如昆明（标高6902英尺）运行时，均遇到737-800机型起飞轮胎速度经常超限的问题，从而导致临时更换轮胎，影响航班进程。从航空公司运行的角度，有必要认真分析轮胎速度超限产生的原因，并给出可操作性的运行指导建议。起飞性能的基本要求CCAR-25和CCAR-121规章对飞机在某个机场最大允许的起飞重量有严格的要求，必须满足以下几种限制：（1）跑道长度限制的最大起飞重量（2）爬升能力限制的最大起飞重量（3）刹车能量限制的最大起飞重量（4）障碍物限制的最大起飞重量（5）轮胎速度限制的最大起飞重量以上几种限制的最大起飞重量需要比较取最小值作为最终的最大允许的起飞重量。针对轮胎速度限制而言，以波音737-800机型为例，轮胎限速一般为225英里/小时，换算为地面速度为195.6节（海里/小时），如果飞机离地时的轮胎地速超过该限制速度，存在因离心力过高爆胎的风险，因此需要严格控制最大允许的起飞重量低于抬轮速度限制的最大起飞重量。起飞速度VR－抬轮速度，起飞滑跑过程中，飞行员计划的抬轮速度，在该速度下，飞行员需要以2-3度每秒的推荐的标准抬轮速率进行抬轮起飞。VLOF－离地速度，飞行员在VR抬轮以后，随着空速的增加和迎角的增加，飞机的升力和发动机推力向上的分力逐渐增加，直到两者之和刚好大于飞机重量的时候，飞机自然升空离地（主起落架支柱完全松开），可见飞机离地时的速度VLOF是飞机起飞滑跑过程中地速最大的时刻点的速度，Vlof（一般为校准空速CAS）换算为真空速TAS，再修正完风速后的地速应当始终不超过轮胎限速（737-800为195.6节）。Vmu-最小离地速度，为了满足飞机安全离地的要求，规章要求飞机厂商进行最小离地速度（Vmu）试飞。飞机厂商需要进行全发时、单发时（各种推重比T/W），标准抬轮速率（2-3度每秒）和快速抬轮率（4-6度每秒），低温和高温，低压力高度和高压力高度等一系列组合条件下的最小离地速度试飞（见图1），同时试飞数据还包括不同条件组合下的VR和Vlof之间的速度增量数据。Vmu试飞的主要目的在于建立满足规章要求的安全的VR速度，规章要求VLOF≥1.05Vmu（单发）和VLOF≥1.10Vmu（全发）。一般来说单发条件下的Vmu要大于全发条件下的Vmu，主要因素就是推力向上的分力较小，相同的离地迎角下，需要更大的速度离地。V2－起飞安全速度，飞机单发继续起飞，飞行员在计划的速度下抬轮，在离地高于跑道35英尺时应该达到的安全速度，Vmu试飞时同时也建立了不同组合条件下基于标准抬轮率的VR和V2之间的速度增量数据。此外，VR和V2还需要满足空中最小可控速度Vmca的规章要求（VR≥1.05Vmca，V2≥1.10Vmca，保持飞机可控）和V2≥1.13Vs1g的失速裕度要求（保证飞机具备足够的失速裕度）。经过以上的速度分析，飞机厂商就可以发布满足规章要求的不同起飞重量、不同起飞构型（襟翼），不同推力等级（或假设温度法减推力），不同温度和压力高度下的最小起飞计划速度VR和V2，波音公司称为标准起飞速度（也就是常说的非改进爬升速度），在该速度模式下，产生的离地速度VLOF是最小的，这也意味着可以获取更大的轮胎速度起飞限重。改进爬升介绍对于波音双发客机来说，以737-800机型为例，双发飞机的起飞性能主要受到爬升限制的影响，尤其是在标高较高，跑道较长同时起飞航迹区内没有障碍物限制的机场。波音机型在不考虑改进爬升技术的前提下（意味着使用标准起飞速度模式计算各项起飞限制），爬升限制往往比较严重，波音因此引入了改进爬升概念，允许高于标准速度的VR和V2计算起飞各项限制，速度的增加程度一般用改进爬升单位来表示，对于737-800机型来说，1个改进爬升单位意味着比标准VR速度增加1%的参考失速速度，VR的增加也同时会带来V2的增加，从而提高了爬升梯度能力，提高了爬升限重。改进爬升技术的目的在于提高某机场最大允许的起飞重量，提升航班的业载或航程能力，但应该注意的是，改进爬升技术对于轮胎速度限制来说是不利的，因为VR的提高，VLOF也会跟着提高，轮胎速度限制的最大允许起飞重量是减小的。高原机场起飞性能特点高原机场的标高较高，以昆明机场04号跑道为例，昆明机场标高为2104米（6902英尺），04号跑道4500米长，且起飞离场方向净空好，没有需要超越的障碍物。高原机场的速度特点：高原机场由于空气密度低，标准温度较低，相同气温、相同指示空速（表速）下，对应的真空速会比低标高机场高不少，以昆明机场和标准海平面机场为例，表1显示了100节指示空速下不同温度下的真空速比较情况。由表1可见，昆明机场的真空速与表速的差异较大，表速越大，差异也就越大，这意味着在高原机场起飞，尤其在高温的情况下，轮胎速度比低标高机场更容易超速。为了提高最大允许起飞重量，保证航班业载水平，各航空公司主要使用配备带翼尖小翼的26K推力的737-800机型执行该机场的航班任务，并且需要依赖最优化的改进爬升技术进一步提高最大起飞重量。图2为某公司737—800W_26K机型的04号跑道在不同温度情况下的最大起飞重量情况（计算条件：襟翼5，干跑道，发动机空调引气关、防冰关，最优V1，最优改进爬升，无风）。可以看出从28度到40度的温度范围内，最大允许的起飞重量同时受到爬升、轮胎速度和刹车能量限制，随着温度的上升，轮胎速度限制逐渐成为主要限制。影响Vlof离地速度的因素分析－性能数据方面在固定的起飞重量下，首先假定飞行员在计划的VR速度及时使用标准抬轮率（2-3度每秒）抬轮，实际起飞过程中会有多种因素影响实际的离地速度。（1）最明显的因素首先是飞机的实际起飞重量，起飞重量大，会导致各种速度模式下（标准速度模式或改进爬升模式）计算得到的VR和V2都要提高，离地速度Vlof自然会高。（2）起飞襟翼：小襟翼起飞时，由于升力系数低，飞机的离地速度也要大一些。（3）VR速度的大小，在固定的起飞重量、襟翼、温度、压力高度下，VR速度主要跟速度模式的选择有关系，即标准速度，或者使用改进爬升技术。VR速度大，在标准抬轮率下，飞机的离地速度也会变大。表2表示的是在昆明机场04号跑道，737—800W_26K机型，70吨起飞重量（不超过最大允许的起飞重量），20摄氏度情况下，不同速度模式下的VR速度和离地速度的大小情况。可以发现，随着改进爬升单位的增加，VR和实际的Vlof都在增加，速度增量随着改进爬升的增加而减小的主要原因是初始VR的增加，在相同的抬轮率下，到达离地时的迎角变小，时间差变短，推力不变的情况下会有较小的速度增量。（4）推力的影响，在相同的起飞重量下，使用假设温度法可以减少推力最多25%，相同的速度模式下，推力的减小主要影响的是VR的大小，小推力下的VR略有增加，导致的Vlof也会略有增加。仍以737—800W_26K机型为例，如果外界温度是0度，实际起飞重量为66吨，从起飞分析数据来看，最大允许的减推力温度为40度（40的起飞限重为66478公斤，大于实际起飞重量），我们计算不减推力和假设温度40度时的VR和Vlof数据（见表3），可见推力对VR和Vlof影响较小，相同速度模式下，只有微小的差距。推力变化的情况同样适用于不同的发动机引气情况，相同条件下，例如上表第三种情况下，如果改为发动机空调引气开起飞，VR=157.4节，Vlof=164.0节，同样为微小的增加。（5）飞机重心的影响：飞机重心主要影响飞机的实际升力系数，在重心后移的情况下，飞机的实际升力系数增加，相同重量条件下飞机的实际离地速度要低。仍以第（4）条的外界条件为例，如果起飞重心为6% MAC（规章要求的起飞重心前限），不改进爬升和不减推力的情况下，VR和Vlof为141.3节和152.4节。如果起飞重心变为18%，且保持VR=141.3节不变，可以发现Vlof变为151.8节，离地速度略有减小。（6）顺风：顺风的影响非常明显。虽然顺风不直接影响选定的VR和VLOF表速的大小，但顺风将导致飞机离地的地速直接变大，距离轮胎限速更近。尤其是飞机的实际起飞重量接近轮胎速度限重时，飞机离地时若偶然存在顺风条件，会直接增加轮胎超速的可能性。另一个方面，在计算轮胎速度限重时，对于风速的处理方式不同，直接使用了实际的风速，没有做顺风变为150%、顶风减半的处理，所以在真实顺风起飞时，风对轮胎速度的裕度较小。影响Vlof离地速度的因素分析－飞行操作方面飞行员的实际操作飞机抬轮的动作同样对飞机的离地速度造成很大的影响，在很大程度上，这会是导致轮胎超速的主要因素，通过译码分析，轮胎超速时大部分飞行员都存在抬轮时机晚和抬轮率慢的情况。（1）抬轮过晚，抬轮过晚的影响是十分明显的，飞行员不在计划的抬轮VR速度抬轮，比如晚了几节，飞行员抬轮后（假设仍按正常抬轮率抬轮），飞机迎角仍会按标准速率增加，直到升力和重力向上的分力和大于重量，飞机在地面上增加了太多速度，导致最终离地速度增加，当然最终的离地迎角是变小的，非常容易导致轮胎超速。（2）抬轮过慢，飞机厂商在制定合理的VR和V2速度时，考虑了快速抬轮，防止飞机抬轮过快导致擦机尾，但针对轮胎速度限制始终采取的是全发、标准抬轮率建立的速度模型。如果飞行员不按正常的抬轮率抬轮（2-3度每秒），而是用过慢的抬轮，则飞机迎角增加速度较慢，升力和推力向上的合力增加缓慢，飞机始终无法离地，会不停加速，直到满足离地的条件为止。因此抬轮过慢，也会直接导致飞机实际离地速度增加。结论经过以上影响飞机离地速度的因素分析，可以有几个方面的运行建议：（1）飞行员操作。应始终遵守波音标准操作程序的要求，全发起飞时，在计划的VR速度按照推荐的标准抬轮速率（2-3度每秒）抬轮，减少人为原因导致轮胎超速的可能性。这要求平时飞行员平时经常查询译码数据，总结自己的抬轮速率情况并注意在训练和航班实际飞行中进行修正，符合SOP的要求。VR抬轮时机考虑反应时间，可以提前1秒进行反应。（2）起飞跑道选择。尽可能使用顶风跑道起飞，避免顺风起飞。（3）起飞速度的选择。在高原机场起飞时（尤其是大重量和高温条件下），尽可能地按正确起飞分析使用方法查询基于实际起飞条件下的最小的满足规章要求的起飞速度VR，优先采用发动机空调引气关并使用全推力的方式进一步降低VR和离地速度。最小起飞速度的查询方法：实际起飞重量低于非改进爬升限重时使用FMC或FCOM获得最合适的速度（适用于V1为平衡场长的情况），起飞重量介于非改进爬升限重和最优改进爬升重量的情况下，使用插值法，获取实际起飞重量对应的最合适的起飞速度，该查询方法适用于纸张版的起飞分析表。当使用波音起飞性能软件STAS时，可以考虑将POPT(23）项设置为1，并把POPT(24）设置为实际起飞重量，来获取最合适的起飞速度，该方法适用于任何的V1政策，并且计算最为准确。目前公司EFB起飞分析计算速度功能均能计算最合适的起飞速度，很大程度上缓解了以前使用纸张版起飞分析表无法方便计算合适起飞速度的困难，避免了因使用过大起飞速度导致的轮胎超速事件。（4）执行高原机场的飞机选择：尽量选择带小翼的737-800机型执行；选择波音最新的带有SFP（短跑道性能）737-800机型执行，短跑道性能的737-800机型取证了更大的升力系数并限制了改进爬升的最大单位（最大只能到9%），可以减小轮胎超速的可能性。（5）重心后移，飞机重心后移可以在保持VR不变的情况下减小离地速度，并且重心后移还可以节省燃油消耗，推荐配载人员在许可的重心包线内将起飞重心尽可能后移。（6）重量控制的方法：如果飞机起飞重量已经十分接近轮胎速度限重，如果飞行员非常担心自己的抬轮技术问题，如果航班业载许可，可以通过减少实际重量的方法，可以获取更小的起飞速度；不采用最优改进爬升的选型，选择固定的小一些的改进爬升单位，达到控制起飞重量和起飞速度的目的；使用稍大的襟翼起飞，比如737-800机型可以使用襟翼5以上的襟翼（10、15、25）的构型计算起飞性能，同样可以起到控制起飞限重和起飞速度的目的。但客观来说，控制起飞重量虽然最为有效，但会影响航班的业载能力，应酌情使用。（7）飞机厂商方面：认证更大速度的轮胎，比如从225MPH认证到235MPH，目前波音B737-8（MAX）的轮胎限速度已经提升到235MPH，但实际性能计算时最大到232MPH，留出了一定安全裕度。最后，要提到的是，根据波音的试验，轮胎限速度是在极限最大载荷的情况下认证的轮胎速度限制，该重量比737-800机型最大起飞重量79吨高很多，即使实际离地速度地速超过轮胎限速超过一些，并不会实际造成轮胎爆炸，针对非正常着陆或者紧急着陆，轮胎最多可以承受超过轮胎限速25MPH（225MPH到250MPH）。
