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基于运动轨迹的进近着陆操纵方法研究 作者：飞行部十大队李新太 摘要：进近着陆阶段是民航飞行安全风险最高、操纵技术要求最严苛的关键环节。传统着陆操纵多依赖离地高度判断、余光体感感知下降率等经验化操纵方式，易出现感知滞后、操纵被动、难掌握、难保持、偏差修正不及时等问题，引发重着陆、擦机尾、偏出跑道、平飘过长等安全隐患。本文立足民航“两个确保”安全原则，从操纵逻辑迭代视角，提出以主视线隧道视线理论为核心、精准判断飞机运动轨迹的标准化、可量化着陆操纵模式，对比分析传统操纵方式缺陷，阐述基于轨迹操纵的核心逻辑、实施路径与安全优势，明确多类操纵方式融合应用策略。研究表明，以运动轨迹判断为核心的科学操纵方法，能够实现着陆轨迹实时可控、趋势及时发现，修正稳定适量的效果，有效降低着陆阶段典型安全风险，可为飞行员标准化操纵训练、民航安全运行管控提供理论参考与实践支撑。关键词：民航飞行；进近着陆；运动轨迹判断；隧道视线；科学操纵；飞行安全引言民航飞行安全是行业高质量发展的底线要求，进近着陆阶段因低空低速、外界干扰因素多，成为飞行事故与不安全事件高发环节，平飘远、接地姿态大、重着陆时有发生，特别是擦机尾、偏出跑道这种症候级的不安全事件不可接受！据民航安全运行统计，多数着陆不安全事件均与飞行员操纵理念不够完整、感知方式不科学、轨迹控制能力不足直接相关。长期以来，民航飞行员着陆操纵包括依靠判断离地高度控制下降率、依靠余光和体感感知下降率、依靠主视线判断运动轨迹三种。前两类方式偏向经验化、被动式操纵，难以适配现代民航高密度运行、复杂气象条件、多样化机场环境的运行需求。随着民航安全管理体系不断完善，安全运行理念由个人经验养成向科学量化、标准可控转型，“两个确保”安全原则对飞行员着陆操纵提出标准化、可量化的更高要求。要不断优化进近着陆的可靠性，就要摒弃单纯依赖体感经验的传统操纵模式，建立以飞机运动轨迹判断为核心的主动式操纵体系，成为提升进近着陆安全裕度、防范典型着陆风险的关键路径。本文围绕运动轨迹判断操纵的核心机理、操纵优势、实施要点及应用策略展开探索，为飞行员进近着陆操纵能力提升、飞行训练规范化提供一定思路。 一、民航着陆操纵模式迭代演进 民航飞行员进近着陆操纵逻辑，随着运行标准、安全理念、人体视觉感知机理研究深入持续迭代，整体可划分为三个模式，操纵科学性、主动性、可靠性逐级提升。（一）基于离地高度的判断模式着陆操纵以飞行员感知的离地高度为核心参考，如果有无线电高度表数据也会使用，飞行员主要依据离地高度变化调整下降率。该方式以主观判断为基础，但仅能反映当前瞬时高度，仅适用于轻型、气象条件好、跑道相对固定、人员状态较好的情况，而对于工作负荷较大、着陆跑道多变、气象条件复杂的定期航班运行中的大、重型飞机就易出现高度判断失误、操纵被动、调整时机滞后等问题。（二）基于感觉下降率感知模式随着飞行经验积累，飞行员逐步形成依靠余光视野和判断感觉下降率的操纵习惯。该方式能够实现有限程度的实时感知，拉平中注意力全放在感知感觉下降率上。，但是余光区域视锥细胞分布较少，视觉分辨率低、精准度不足，存在感知运动趋势预见性不足、操纵被动、偏差识别不敏感等固有缺陷。面对侧风、乱流、能见度变化等外界扰动时，无法及时捕捉运动轨迹变化趋势，再加上高的工作负荷，易出现推拉杆频繁修正、S型下滑轨迹、操纵过量或不足，存在诱发平飘距离过长、重着陆、姿态异常等风险。（三）基于主视线结合余光的运动轨迹判断模式基于“两个确保”的民航安全工作核心原则，按照现代民航标准化操纵理念，着陆操纵升级为以主视线为主结合余光，精准判断飞机运动轨迹的主动式操纵。该模式立足人体视觉生理特性，依托视锥细胞主导的主视线精准聚焦跑道瞄准点，直接感知飞机水平偏移、垂直下沉的运动趋势，结合余光对感觉下降率的感知，实现轨迹偏差及时识别、定向定量修正，是适配现代民航运行环境的最优操纵模式。三类操纵模式并非相互替代，而是逐步优化、互补融合的迭代过程。二、基于运动轨迹判断的着陆操纵核心逻辑（一） 安全原则底层支撑民航“两个确保”安全工作核心原则明确，飞行安全必须摆脱主观体感经验依赖，构建标准化、可量化的操纵体系。着陆的本质，并非简单完成接地动作，而是控制飞机以预期的速度、航迹、航向、下降率，沿预设精准运动轨迹平稳接地。运动轨迹判断操纵，正是以该安全原则为底层逻辑，将着陆过程转化为轨迹控制、能量管理、姿态调整的标准化流程，实现从“被动应对下沉”向“主动控制轨迹”的理念转变。（二） 视觉感知核心机理：隧道视线理论人体视觉系统中，主视线中心区域视锥细胞密集，具备高分辨率、精准定位、趋势预判能力；余光区域以视杆细胞为主，仅对明暗、运动变化敏感，无法实现精准量化感知。在飞行实践中，我们五边的目视进近阶段都用把主视线对准瞄准点的方法来控制下降剖面，再结合跑道中线和远端来控制水平轨迹，直到进入跑道入口。入口后拉平着陆中，飞行员主视线移动至跑道尽头，也就是瞄准点沿跑道逐渐放远的过程，构建“瞄准点—感觉下降率—飞机运动轨迹”的稳定视觉隧道。通过主视线直接感知飞机相对瞄准点的垂直下沉趋势、水平偏移趋势，精准捕捉下滑角变化、下降率波动、侧向位移等运动轨迹趋势，结合余光对感觉下降率的判断，实现对飞机整体运动轨迹趋势的实时、全面判断，改进仅靠余光被动感知下沉的判断方式，从视觉源头提升操纵精准性与主动性。（三）轨迹趋势控制核心内涵以计划运动轨迹引导操纵，核心是全程管控飞机三维运动轨迹：水平方向控制航向，使飞机往变化的瞄准点所在的跑道中心线运动，随着瞄准点的逐渐放远，修正飞机水平轨迹所需要的修正量（坡度和交叉角）逐渐减少，如图1所示。垂直方向对飞机下沉的控制，随着瞄准点变远而逐渐减小下滑角，实现柔和一致的拉平，使飞机以明确可靠的下降率对垂直轨迹以有效控制，从而安全地把飞机飞到跑道上，如图2所示； 训练手册建议“跑道入口从机头下方消失时，移动视线至跑道尽头。”而这个转移视线的过程时间只有4～8秒，如何转移因人而异：一、有的人可以逐渐转移，所以会说把视线放到飞机前500米左右并随飞机不断向前移动就行；二、有人不会逐渐转移，所以就会在跑道上找几个点作为转移视线的参考点；三，甚至有时不能做到多次转移视线，就直接把视线转移到最为保险的跑道尽头，这些转移视线的方法都能实现安全、可靠的拉平着陆。这里以第二种为例说明一下基于运动轨迹控制实现确保着陆安全的理论基础：垂直轨迹上飞机以3度下滑角入口时，如图3所示飞行员瞄准点多为1000英尺处，如速度为160节则下降率大约是850fpm。飞机通过入口时，当飞行员瞄准点转移至第四个接地区标识也就是大约2000英尺处，并控制飞机改变轨迹飞往瞄准点，则下降率会减至大约400fpm左右。综合参考图4、5。以此为基础，拉平中我们把视线向跑道远端转移的过程中，相应的视线俯角a就会不断减小，我们控制飞机往不断转移的瞄准点运动时，飞机的下滑角就会不断减小。从几何的定义来看下降率y=V×sin a也在随着a的减小而减小。如上文的例子中地速160节的情况下，a=0.55时符合波音在B-737训练手册正常接地姿态部分使用的条件：下降率y=150fpm，也就能够实现波音建议的200fpm以内的安全、扎实的“有感着陆”。由图6、7我们可以清晰地看到减小视线俯角a的方式包括：降低高度h或增加距离d。具体到飞机上，通过跑道入口后飞行员逐渐放远瞄准点并试图使飞机运动轨迹趋势跟上瞄准点的变化，这就带来了不断减小的h和不断变大的d。即使飞行员50ft入口后控制飞机以下滑角0.55度，即飞行员自身瞄准并飞向50÷sin0.55=5200(ft）处，飞机（主轮高约35ft）也能在约35÷sin0.55=3646(ft）处以约150fpm的下降率接地。现实中当然不会发生这样的情况，由于飞机惯性的存在和飞机推力的减少，真实的轨迹变化应该是图8中公式描述的，图9所展示的情况。而飞行员眼睛的轨迹则如图10，此处接地点与主轮接地点的不同是由于飞机拉平过程中姿态增加导致接地时眼高与主轮高差值变大超过入口时的15ft引起的。图11以等比例展现了飞行员柔和一致带杆控制飞机轨迹以0.55度下滑角即约150fpm下降率接地的飞行员和主轮的运动轨迹，接地距离约1200ft。以速度为依据调控能量趋势，保证推力、能量动态匹配；通过判断轨迹趋势，及时干预操纵动作，实现“判断—调整—稳定—判断”的闭环操纵，保障进近着陆全程轨迹可控。飞行业内的黄金法则“操纵—〉导航—〉通讯”在这里有着深刻的体现：PF控制飞机操纵装置和推力，在在确保安全的基础上，即俯仰、坡度、侧滑、航向都在规定范围内，实现对飞机运动轨迹，也就是航迹与下降率的控制。而这个飞机运动轨迹绝不是随遇而安的！无论是目视进近还是非精密进近、精密进近，飞机运动轨迹一定要水平轨迹与跑道对正、垂直轨迹与跑道进近剖面吻合。越接近跑道所允许的偏差就越小。进近着陆的过程也就是飞行员尽全力操纵飞机实现飞机运动轨迹与进近着陆轨迹完美重合的过程。如果由于某些原因导致此过程无法在飞行员的常规操纵下实现，也就是实际或预期的偏差大，抑或是飞行员无法判断两种轨迹是否重合，也就是不能见，那么通常情况下就需要中止进近和着陆。通讯也很重要，但本文主要讲进近、着陆，所以也就不做探讨了。绝大多数进近目视判断是必然的极端关键阶段，尤其是拉平着陆阶段。有人通过目视判断高度，有人通过余光判断下沉。由上文可知这些都是更偏向于对操纵本身的判断，通常情况下都可以实现安全着陆。但当状况恶化：夜航、低能见度、雨中、侧风变化、疲劳、跑道道面起伏大、标高高、非正常形态进近等情况下，再叠加下降率的滞后性（飞行员感知的是下降率，而下降率变化是在运动趋势变化且未得到及时识别与控制的结果），运行的安全可靠性就会大打折扣。而且对于拉平中合适的感觉下降率的习得本身就难，对于飞行经验少、操纵频次低的飞行员更是难上加难。而综合了主视线与余光来对飞机运动轨迹判断和控制的方法，以上述理论为基础既发挥了主视线能看清物体、早发现趋势的优势，又能利用余光对飞机的下降率感觉给飞机垂直轨迹控制以双保险。三、运动轨迹判断操纵的实施路径与安全优势（一）分阶段标准化操纵实施1 进近下滑阶段：能量稳定，匀速控迹下滑进近阶段，飞行员以主视线锁定瞄准点在机型对应的跑道位置（波音737等大型机多为G/S台所正切的跑道内300米左右处），再结合跑道远端的三点一线，实时判断垂直下沉与水平偏移趋势并应对，使得飞机能量的变化都只体现在速度上，再通过油门调节维持飞机能量平衡，抵消外界扰动带来的速度、下降率波动，在此过程中如何运用注意力分配、偏差修正技巧不是本文重点这里就不赘述了。发动机的化学能与飞机的势能做功克服阻力和气流扰动维持飞机在安全能量区间，此时飞机受力平衡保持基本匀速稳定的下滑轨迹。重点规避下降率忽大忽小，防止轨迹出现波浪式偏差，为后续拉平阶段奠定稳定基础。 2 拉平接地阶段：定量拉杆，补偿升力飞机在之前的努力后以要求的状态通过跑道入口，拉平阶段飞行员瞄准点逐渐移动至跑道尽头，下滑角逐步减小，飞机势能做功减少，飞机推力同步降低，升力随之衰减，易出现快速下沉。飞行员根据下沉趋势，采用定量、定向的精准拉杆量逐步提升迎角（这里的定量就是使飞行员感觉运动趋势跟随瞄准点移动的杆量），精准补偿升力衰减，平稳减小下降率，实现柔和拉平、平稳接地。全程以主视线结合余光的运动轨迹预判为核心，避免拉杆过量导致姿态过大或拉杆不足引发重着陆。 （二） 相较于传统模式的核心操纵优势1.实现操纵由被动向主动转变。传统余光感知模式偏差识别滞后、调整被动；运动轨迹预判模式可实时捕捉精细画面、微小角度的轨迹偏差，及时判断扰动影响，做到早发现、早修正、小修正，彻底解决操纵滞后问题。2.规避典型操纵偏差风险。有效减少频繁推拉杆、S型下滑轨迹、操纵过量或不足等人为操纵问题，实现着陆轨迹全程连续可控，大幅降低平飘过长、姿态过大、偏出跑道、重着陆、擦机尾等高发着陆风险。3.适配复杂运行环境。面对夜航、侧风、乱流、降雨、低能见度、短跑道、高原机场、非正常形态进近等复杂运行条件，主视线轨迹预判模式具备更强的抗干扰能力，提升着陆阶段安全裕度，适配现代民航高强度、多样化运行场景。四、多操纵模式融合应用策略离地高度判断、感觉下降率感知、运动轨迹判断三类操纵方式，并非相互排斥，而是互补融合的有机整体。现代民航飞行员需树立以运动轨迹判断为核心，多维度参考辅助的综合操纵理念。在实际运行中，飞行员应结合机型性能特性、个人飞行经验、身体疲劳状态、实时气象环境、机场跑道条件等因素，合理分配注意力资源。以主视线聚焦瞄准点、判断运动轨迹为核心操纵手段，同时兼顾高度仪表数据参考、余光感知下降率、下沉体感辅助，形成“主轨迹判断+仪表量化+体感辅助”的综合操纵体系。飞行人员应严守民航规章底线，强化情景意识、风险预判意识，持续精进标准化操纵技术，熟练掌握运动轨迹判断操纵方法，精准管控进近着陆全流程安全风险，规避人为因素导致的不安全事件。五、结语进近着陆是民航飞行安全的核心关键环节，飞行员着陆操纵方式从单纯判断离地高度，到依靠体感感知下降率，再到精准判断飞机运动轨迹，既是飞行员个人操纵技术的不断完善，更是我国民航安全运行理念、行业标准规范、安全管理能力的全面提升。以主视线隧道视线理论为基础的运动趋势轨迹判断操纵模式，实现了着陆操纵从经验化向标准化、从被动应对向主动控制、从定性感知向定向且定量可控的转变，能够有效防范拉平着陆阶段典型安全风险，提升飞行安全裕度。在民航高质量发展背景下，推广应用该科学操纵方法，完善飞行员标准化操纵训练体系，强化人为因素管控，对保障民航持续安全运行、提升行业整体安全水平具有重要的理论价值与实践意义。飞行人员需坚守安全初心，锤炼过硬操纵本领，以科学规范的操纵守护民航运行安全，助力民航事业安全、健康、高质量发展。 -
从译码角度理解着陆权杖 作者：飞行部五大队周围 着陆权杖，即“顺手牵羊，悬崖勒马，深水抄大鱼”。看似与飞行无关的几句成语与俗语，道出的却是整个着陆阶段的真谛，用更文雅的方式将波音737训练手册中所描述的整个着陆过程娓娓道来，将西方的飞行技术融入中国特有的东方哲学。 B737 NG/MAX训练手册中对于拉平和接地的描述原文是这样说的。当跑道入口从机头下方消失时，移动视线至跑道尽头。转移目视点有助于在拉平时控制控制俯仰姿态。保持恒定的空速和下降率有助于确定拉平点。当主起落架距跑道大约20英尺时，开始拉平（此为顺手牵羊），增加俯仰姿态约2－3度。这将减小飞机的下降率。（此为悬崖勒马）。开始拉平后柔和将油门收到慢车，小量修正俯仰姿态，保持所需的下降率直到接地。（此为深水抄大鱼）顺手牵羊讲究的是柔和，我们不能一开始就将飞机下沉控制得过多，从而导致可能的平飘距离长。悬崖勒马讲究的是底线，我们需要在接地前将飞机下沉控制到所需状态，从而避免载荷大。深水抄大鱼讲究的是精细，在下沉可控以后，如何保持住所需的下沉直至整个接地的完成。笔者有幸在大队从事译码相关分析工作，在以往的超限事件中吸取经验，研究总结发现几乎所有的超限，都可以从着陆权杖的角度思考问题所在。如果能够深刻地领会着陆权杖的精神，并每次都可以结合译码发现问题所在加以改进，可以大大地减少超限事件发生的概率，提高飞行品质，保证飞行安全。下面我将通过几个例子阐述我对“从译码角度理解着陆权杖”的领悟。案例一：着陆载荷超限事件。从译码中不难看出，机组拉开始时机偏晚，其实也就是没能落实好顺手牵羊，从而导致发现飞机能量偏弱的趋势时机偏晚，甚至在拉开始以后还出现了加油门的情况来辅助控制下沉这一非常规操作。相信如果机组能够落实好顺手牵羊，便可以早一点发现飞机的异常状态，整个着陆一定可以更加从容不迫，而不是被动修正。曾经有教员与我分享过他对顺手牵羊的理解，就好像是一根松散的皮筋，将它拉直了，非常的形象，这个动作一定是柔和的，在柔和中四两拨千斤，感知飞机的反馈。真实航班中气象条件是复杂多变的，且存在一定的不可预期性，也许上一秒创造好的入口条件，下一秒由于风向风速的改变，上升气流，海陆交界等等就发生了改变。落实好顺手牵羊，便可以有效规避，及时应对。案例二：着陆载荷超限事件此事件是一个明显的未能有效控制下沉，也就是悬崖勒马未能落实好。机组在下沉没有控制到所需的范围内即开始盲目收油门，导致飞机带着４００ｆｔ／min的下降率接地，造成了一起着陆载荷大事件。机组只有顺手牵羊，而自始至终都没有达到悬崖勒马的效果。无论是前辈所讲的“十尺当地面”也好，还是一直在强调的拉平曲线也罢，都是从不同角度去达到悬崖勒马的宗旨。我们需要最晚在接地前已经将下沉控制到只需要少许调整即可完成接地，而不是在接地前一秒飞机还处于不可控的状态，本质上来说这其实是一种质的飞跃。接地的瞬间下沉才刚好控制到可接受的状态并不可取，需要我们完成悬崖勒马，把最后的那一点时间留给深水抄大鱼。案例三：着陆载荷超限事件此事件中造成机组超限的根本原因其实是没有落实好深水抄大鱼。从译码中可以看出，机组第一次接地载荷在1.366，飞机轻微跳起。但其实这种译码显示的跳起，对于飞行员直观的感受可能只是飞机接地了，但是比较轻。与当班机组沟通了解到，机组误以为飞机已经接地，随即顺势放前轮，叠加减速板升起，造成瞬时载荷大。经过这两年的自己独立飞行与带飞，我总结出来接地前最佳的状态是下沉可控的前提下，仰角既不增加也不减小，也就是有人所说的“冻结姿态”。然而想要做到这一点其实并不容易，需要我们深刻领会深水抄大鱼的奥义。如果姿态减小中接地，飞机的体感可能是一种“啃地”的感觉，从实践出发，如果前面悬崖勒马已经做到的话，这种“啃地”的感觉可能大概率只是着陆体感不好，并伴随着载荷偏大，但一般不会存在超限。最难处理的，反而是接地前仰角增加，大概率会造成飞机接地不扎实，也就是从译码上看到的飞机小跳着陆。甚至如果仰角增加的过大或者频率过快，即我们常说的接地前抽杆，非常容易造成飞机真正的跳着陆。真正的跳着陆是很难处置的，往往需要机组在着陆仰角大与载荷大之间去做平衡，如果持续带杆可能会造成仰角大甚至擦机尾，而如果机组松杆，甚至推杆，那就很容易造成着陆载荷大。从过去业内2.0以上的着陆载荷来看，几乎很少是第一次接地就超过2.0，大部分都是接地前觉得飞机下沉快，猛抽杆，飞机跳起后二次着陆载荷大。所以我们需要做的是尽量避免飞机进入到这种状态，而其最根本最有效的方式就是做好深水抄大鱼。综上所述，着陆权杖是保证一次安全落地的根本。如何透彻地理解着陆权杖的含义，需要飞行员认真领会，并参考着陆译码进行思考。译码的存在，是为了帮助飞行员更好地对飞行过程进行回顾，提高技术。最后，希望和我一样年轻的、对自己的操纵技能有提高意愿、对飞行充满热爱的飞行员们，能够在每次飞行过后多多查看译码，进行回顾与思考，并虚心向前辈们请教。学而不思则罔，思而不学则殆，飞行路漫漫，与君共勉之。
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全流程防空停体系 —从飞行数据感知到工程指令落地的闭环 作者：工程技术公司技术部 牛宇翔一．引言：让风险止于地面飞行机组在驾驶舱中最值得依赖的，是仪表盘上始终平稳的关键参数—N1转速稳定、EGT温度处于正常区间、滑油压力充足、振动值未见异常。这一系列看似寻常的"正常"，并非源于偶然，而是依托于一套覆盖飞行数据采集、地面分析研判、维修任务下发、工卡执行验证的全链条防空停机制在持续发挥作用。2025年，民航局对山航维修系统开展年度检查时，明确提出"持续推进发动机防空停等管理要求，优化完善预防性维修工作机制"。这一要求揭示了一个根本性问题：防空停从来不是某一环节的孤立任务，而是一条打通空中数据与地面处置措施的完整闭环链路。作为山航工程技术公司的一名发动机工程师，本文基于QAR译码、ACARS报文、适航指令（AD）、工程指令（EO）、工卡执行等全流程要素，系统阐述山航防空停体系的运行逻辑及其对飞行安全所提供的实际保障。二．感知层：飞行数据的"空中监测"发动机在飞行过程中的实时运行参数，构成了防空停体系的"第一道感知端口"。QAR和ACARS犹如"飞行中的动态检查单"，将空中数据持续回传地面，使工程人员能够实时掌握发动机在实际工况下的运行状态。QAR译码：趋势分析的"飞行大数据"QAR（快速存取记录器）采集飞机运行阶段包括发动机转速、燃油流量、滑油量、EGT温度、振动值在内的上千项参数。山航QAR飞行数据译码平台已具备波音737机型QAR数据全参数访问的能力。在发动机监控的实际工作中，振动值趋势的持续追踪是一个典型应用。振动值是衡量发动机转子平衡状态及机械完整性的重要指标。CFM56-7B发动机的振动值正常范围在AMM手册中有明确限定。QAR数据能够呈现某台发动机振动值持续爬升的完整变化轨迹，或异常事件发生瞬间的全参数快照——即便尚未触发驾驶舱告警，工程人员即可启动异常响应流程，因为这种趋势往往预示发动机内部可能存在早期缺陷。若完全依赖飞行机组在空中捕获振动值突增告警，则可能已错过最佳的预防性处置窗口。隐性风险的提前识别同样是QAR数据的重要价值所在。部分发动机性能退化过程并不触发驾驶舱告警——例如EGT裕度的缓慢衰减、滑油压力的趋势性偏移、振动值的渐进式上升——但这些变化在QAR译码结果中均有迹可循。现有监控手段能够对发动机状态实现更为全面的把握。ACARS报文：实时预警的"空地数据链路"如果说QAR属于"落地后的分析工具"，ACARS报文则提供了"飞行过程中的实时感知通道"。当发动机参数超出预设阈值时，FADEC自动将故障代码及关联参数通过ACARS报文打包发回地面。山航737NG飞机状态监控系统可对发动机、飞控、引气、空调等关键系统实施实时监控。通过设定合理的性能报警门限，机务工程师能够在故障发生的第一时间接收报警信息，并依据故障时刻前后的实际参数快速拟定排故预案。滑油量突变的空地协同处置是ACARS报文监控的典型实战场景。若某航段ACARS报文显示发动机滑油量出现异常快速下降，地面工程师立即启动紧急评估流程——计算泄漏速率、判断剩余滑油量能否支撑至目的地。一旦确认泄漏速率触及安全警戒线，地面工程师第一时间通过卫星电话联系飞行机组，通报滑油量异常数据及趋势研判，提示机组密切监控滑油压力及温度参数，并建议视情启动应急处置程序——备降就近机场或按QRH执行单发飞行预案。若泄漏速率尚在可控范围，则飞机落地后优先排查外部管路和磁堵/金属屑探测器，确认是否存在内部泄漏。无论哪种情形，航班尚未落地，地面工程师已着手准备对应的排故方案及所需工具航材，将事后响应转变为事前预判。三．研判层：工程评估与适航要求转化数据采集完成后，需要工程管理体系中的"决策中枢"进行研判。这一层级以适航指令（AD/CAD）、服务通告（SB）、工程指令（EO）为制度框架，将"数据异常"和"全球经验"转化为"行动命令"。从全球教训到山航行动：AD/SB的转化实践：以高压涡轮（HPT）叶片断裂问题为例：近两年来，全球CFM56-7B发动机机队多次发生76片构型HPT叶片榫头小颈裂纹导致的空中停车事件，国内机队亦有涉及。发动机制造商调查认为，该构型叶片的低周疲劳寿命对应力变化高度敏感，叶片自身的制造偏差及运行差异会影响实际受力分布，导致裂纹萌生和扩展时间呈现较大离散性。厂商虽多次缩短2403M91P03构型叶片的使用软时限，但新构型2403M91P06叶片因供货不足，导致旧构型叶片无法及时更换，相关风险仍然存在。山航基于行业风险信息，启动了前瞻性防控部署：评估机队发动机叶片构型分布，确认受影响76片构型HPT叶片的装机情况；对照EASA/FAA适航指令和服务通告要求，将HPT叶片检查和硬时限要求纳入维修方案，必要时通过EO明确执行周期和方法；配合民航局飞标司发布的操作要求，将发动机暖车和冷却程序纳入运行规范，通过飞行操作端的协同配合延长HPT叶片低周疲劳寿命；持续跟踪厂商新构型叶片供货进度，在大修和送修窗口内完成叶片构型升级，消除潜在风险；并将近年76片构型HPT叶片进厂检查数据反馈至发动机专项工作组，参与行业协同防控。这一案例充分折射出工程管理体系的风险防控思路：从全球机队故障经验中提炼风险信号，通过AD/SB/CAD的法规输入实现山航机队的精准排查与处置，同时借助飞行操作端的协同配合，构建起"地面工程管控＋空中运行优化"的双向保障格局——让全球机队的教训转化为山航机队的安全屏障。预防性维修工作机制的体系化建设：民航局明确要求，航空公司需"持续加强对典型重大运行影响机械故障的跟踪管控，扎实推进发动机防空停等管理要求，优化完善预防性维修工作机制"。山航将这一部署转化为具体行动：山航工程技术公司运用SMS管理方法，对各项防空停措施及流程进行系统梳理，形成了《工程技术公司防空停工作方案及措施》。在此基础上，进一步细化监控流程，提升监控的及时性和准确性，并结合GE远程诊断复训完善了发动机远程诊断监控能力。山航定期召开可靠性月度会议及各专业委员会会议，分析研讨机队故障并总结教训，制定改进措施，将识别出的风险点对应至相应工卡，降低系统风险。四．执行层：工卡与检查的落地实施研判结论最终要转化为地面物理操作。工卡是这一转化的操作载体——它将工程指令的"要求"转化为维修人员可执行的"步骤"。航空发动机维护的可靠性，不仅取决于个人的技能水平，更依赖于工卡和程序中的防错机制设计。山航将历次空停和严重故障案例中总结的经验教训，转化为工卡和程序中的强制性规定，通过制度设计从源头上压缩人为差错的空间。防错机制一：作业分离规定。 工卡通用要求中明确规定："禁止安排相同的维修人员在同一段时间内在同架飞机两侧的发动机上实施发动机部件拆装及专项检查工作；禁止同一工作小组对同一架飞机实施超过一台发动机的拆换工作。"该制度设计的核心考量在于：两侧发动机同时施工时，若零件混淆、力矩标准混用或安装顺序错乱，可能导致双发同时处于非适航状态。通过作业分离的刚性约束，从根本上杜绝了因单点失误引发双发安全隐患的可能。防错机制二：必检项目与双重检查制度。 对于涉及飞行安全的维修和关键安装工作，工卡设定了必检要求，执行"一人工作、一人检查"的双人作业制度。以HMU（液压机械组件）更换为例，HMU是发动机燃油控制和伺服系统驱动的核心部件，其安装质量直接关系到发动机空中工作稳定性。工卡规定HMU本体安装螺栓的力矩施加、燃油管路的连接紧固、电插头的安装锁定等关键步骤，必须由一名具备资质的维修人员操作、另一名同等资质人员全过程监护和独立复核，双方在工卡相应位置分别签署确认。工作结束后，检验员对全部关键步骤进行整体复核并签署放行——搭建起操作、监护、复核、检验四层把关机制。该制度设计的核心考量在于：HMU安装涉及燃油、伺服、电气三大系统交联，单一人员的判断失误或操作遗漏可能导致灾难性后果。双人作业和必检复核确保任何关键步骤不依赖单一个人的记忆和经验，而是借助制度化交叉验证，将安全结果牢牢锁定。防错机制三：安装工艺的强制标准。 发动机管路安装涉及燃油、滑油、液压油等多种介质，任何一处接头安装不当都可能导致渗漏，进而引发空中停车。工卡和EO中对关键管路接头的安装作出了明确的规定要求：安装封圈时必须使用专用工具，防止封圈在装配过程中产生划伤、扭曲或切口等隐性缺陷——这类缺陷在地面检查时可能不漏，但在飞行中热胀冷缩或压力波动后可能突然失效，导致油液渗漏。同样，管路接头的拧紧必须使用双扳手配合操作，用一把扳手固定接头本体、另一把扳手拧紧螺帽，防止拧紧过程中接头本体转动导致管路扭曲或连接处应力集中。这些规定看似繁琐，实则都是历史上因安装不规范导致渗漏甚至空中停车的血泪教训的转化。五．闭环层：经验反馈与体系迭代防空停体系的最终闭环，是将每一次异常发现和排故经验转化为体系能力的持续提升。山航开发的发动机管理系统（EMS）以可靠性管理为核心，具备较高的智能化、自动化和集成化水平，实现了发动机统一、集中的维修工程管理。该系统将发动机数据、维修记录、孔探报告、送修报告等多元数据整合在同一平台，提升了工程决策水平和工作效率，增强了发动机安全隐患排查能力。该系统上线后，每年为公司增收节支近300万元。同时，山航坚持季度防空停协调会制度，将工程技术、质量管理、飞行运行、航材保障等多部门召集至同一平台，共同研判机队发动机运行态势，协调资源部署——确保"数据感知""物理处置""运行考量"三方面信息对称。六．结语全流程防空停体系，是一条从飞行数据感知到工程研判转化，从工卡执行落地到经验反馈迭代的完整闭环。每一层级各司其职又环环相扣：飞行数据实时回传使地面得以感知空中状态，适航指令与服务通告通过工程指令转化为机队的强制性行动，工卡中的作业分离、必检双检、专用工具等防错机制将安全要求嵌入可操作、可追溯的执行步骤，而数据平台与跨部门协调机制则确保每一次排故经验都能回馈体系、持续迭代。这条链条的制度化运转，使"隐患被消灭在地面、异常被拦截在起飞前"成为常态。飞行机组在驾驶舱中看到的，始终是一组正常而稳定的参数。他们无需知晓每一次数据波动背后的工程研判、每一份工卡承载的防错设计、每一次排故通知单的快速闭环——这套体系已通过制度化的风险锁定，将所有已知和可预见的安全威胁排除在飞行之前。"无须知晓，但可全然信赖"——这正是一套成熟的全流程防空停体系，对飞行安全最平实也最庄重的承诺。
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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
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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.
