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乔善勋/文

在日常交通中，我们常被提醒道“宁停三分,不抢一秒”。在航空业，更是如此。每次飞行前，机组成员都要严格按照检查单执行程序，没跳过一项都有可能造成灭顶之灾。圣巴巴拉518号航班（518号航班）便是典型的案例，为了节省28秒的检查时间，匆忙起飞，最终酿成46人遇难的悲剧。

518号航班是从委内瑞拉梅里达机场飞往加拉加斯国际机场的定期国内航班。2008年2月21日，一架ATR-42型客机，从梅里达机场起飞不久后便坠毁在附近的安第斯山脉上。艰苦的救援环境，导致飞机残骸在一天后才被发现，调查员更是发现518号航班严重偏离航线，为什么会发生如此低级的操作失误？

梅里达（Mérida）是安第斯山脉高处的一座旅游城镇，周围环绕着崇山峻岭。附近唯一的机场是Alberto Carnevalli，由于条件所限，这里禁止夜间起降。2月21日，518号航班是机场出发的最后班次，于当地时间下午5点起飞。

图1、委内瑞拉梅里达机场

机长是36岁的阿尔蒂诺·格拉尼图·戈麦斯，他是公司高级飞行员，累积飞行超过5000小时。副驾驶是29岁的丹尼斯·费雷拉，累积飞行超过2000小时。机上共搭载了43名乘客和3名机组成员。执飞机型为ATR-42-300型，注册编号为YV1449。这是由法国和意大利合资生产的双螺旋桨客机，搭载两具普惠PW120发动机，这是颇受航空公司欢迎的一款支线客机。

图2、ATR 42-300型客机规格表

518号航班起飞前，塔台管制员曾提醒他们，有架客机从西边方向进近，时不我待，他们需要尽快起飞。此次飞行由费雷拉负责操作，戈麦斯负责监视仪表动态。虽然航程只有1个半小时，但是要飞越梅里达山区，这对飞行员技术是极大挑战。客机起飞后，预计向西南方向飞越一个河谷，再向北飞之前需要爬升到一定高度，绕过山区后飞往目的地。

518号航班起飞后，很快便向左转爬升飞行，浓雾的袭来让飞行员很难操控，突然驾驶舱传来近地警报系统（GPWS）的铃声，随后的境况急转直下，客机最终撞击上被称为“印度面”的长达4千米的岩壁上。事故前，塔台并未收到求救信息。

图3、518号航班的坠机地址

一刻钟后，塔台管制员没有得到518号航班的回复。客机失踪的消息传回小镇，市民们立刻笼罩上悲伤的阴云。事故调查时，搜救人员通常使用雷达数据确认最后的位置，然而梅里达机场根本没有装配雷达。搜救队员根本不知道客机失踪的具体位置，他们只能使用地毯式的搜索方法，然而518号航班的航线下，根本没有任何飞机残骸的迹象。

有村民传来消息称，梅里达10公里外的地方有飞机坠毁。由于环境受限，搜救队第二天才出发，他们乘坐直升机才抵达事发山区（Los Conejos）。2月的梅里达天气寒冷，尤其是山区，时常有大雾弥漫，这大为增加了救援难度。事发地山坡上散布着飞机的残骸和遇难者的尸体，救援队员并没有发现幸存者，事故共造成46人遇难。

图4、山坡上飞机的残骸

委内瑞拉空难调查局（VAAIB）也闻讯派员而来，他们要从悬崖峭壁中找到事故发生的原因，这是一项艰苦的工作。

塔台管制员称，2月21日，518号航班并没有像往常一样，绕过山谷飞行，而是按照大家默认的天文台(Observatory)航线，这需要绕过一个瞭望台，然后直接飞向目的地，虽然不是官方推荐的航线，但这节省了不少时间和航程。

对于航空公司而言，节省了不少燃油。塔台管制员对此也习以为常，并默认了这种飞行方式。怪不得搜救队员在规定的航线上找不到客机的踪影。

图5、事故后当地报纸的报道

调查员很快有了新疑问，客机坠毁的地方既不在规定航线上，也不在“天文台”航线上，而是向北偏离了很远的山体上。518号航班机长戈麦斯，是名经验非常丰富的飞行员，这段航线对他再熟悉不过，怎么会发生撞山的悲剧？

搜救员面临的是更加艰苦的残骸搜集工作，严重的高原反应，对每名队员都提出了严苛挑战。调查员借助一系列攀岩设备，才抵达坠机地点。他们通过残骸散布的位置得知，飞机机腹先发生撞击，迎面仰头的方式撞击到山坡上，这意味着飞行员试图爬升跃过山头，而他们距离逃出升天只有300米。

图6、两种飞行模式和飞机坠机地址

不久后，调查员寻找到了客机的两个“黑匣子”，但是委内瑞拉缺乏必要的技术团队，他们只得寻求制造商的帮助。调查员首先猜测发动机失效的原因，发动机受损严重，提供不了有价值的线索。但是螺旋桨的残骸显示，当时发动机处于运转状态。客机的高度表和空速表也显示正常，这表明客机在事发前并未失控。目前的证据显示，客机并未发生机械故障。

“黑匣子”被送往法国民航安全调查局（BEA），解析出的数据显示，客机起飞6分47秒便遭遇不测。让调查员大吃一惊的是，飞行数据记录仪缺失了很多重要信息，例如飞机的导航信息和位置信息，这让事故的真相更加扑朔迷离。

图7、失事客机的尾翼

调查员为了拼凑事故缺失的环节，他们导出操纵杆的动作步骤，用模拟器不断的尝试，以此重建518号航班飞行路径。模拟动作显示，飞机在离场后飞行正常，但随即偏离航线。调查员开始关注驾驶舱语音记录器，他们发现飞行员在得到塔台管制员许可前，便已经启动了飞机发动机。录音显示，飞行员错过了很多项飞行前的检查，他们跳跃性的完成了检查单。

图8、ATR-42 检查单

检查单（check list）是一种信息型的工作辅助工具，通过弥补人类记忆和注意力的潜在限制而减少差错。它有助于确保执行任务的一致性和完整性。一个基本的特征便是“待办事项清单”，主要用于对代办事项的审核和检查。

每一名飞行员在学飞的时候，都被要求严格遵循检查单操作，缺少每一步骤都有可能酿成大祸。

1987年8月16日，西北航空255号航班从底特律国际机场起飞后不久，即坠毁在跑道前方。调查报告指出，飞行员在起飞前没有使用检查单，导致麦道82型客机襟翼和前缘缝翼没有放置在正确位置，最终导致156人遇难。

1999年6月1日，美国航空1420号航班准备在小石城降落时，因冲出跑道而坠毁。调查员发现，1420号航班飞行员在进近中也没有执行检查单，他们忘记设定扰流板。虽然有刹车和反推力装置，但这架麦道82型客机还是没能在跑道上停下来，事故共造成11人遇难。

图9、1420号航班残骸

录音显示518号航班飞行员很仓促的完成起飞检查，滑行时戈麦斯又发现陀螺仪故障。陀螺仪用来测量和维持方向的仪器，基于角动量守恒原理设计。主要由一个位于轴心且可旋转的转子组成，它是客机导航系统的重要构件。但即便如此，518号航班还是决定强行起飞。

调查员开始研究姿态和航向参考系统（AHRS），它为客机提供航向、偏航和侧倾等信息，能简化客机的导航系统。

调查员决定采用正确的程序执行检查单操作，他们发现导航系统初始化需要3分钟时间，在此期间客机不用移动。518号航班仅差28秒就完成自检工作，他们带着不能正常工作的陀螺仪起飞了。

在梅里达，飞行员都要遵守目视飞行规则飞行。气象信息显示，当时航线上空10000英尺处有较厚云层，不符合目视飞行条件，而518号航班恰巧是在这个高度偏离航线。随后飞行员讨论了飞机的磁航向（compass heading）问题，费雷拉显露出不安的语气，他们连自己的具体方位在哪都不知道。

自恃经验丰富的戈麦斯认为，导航系统失灵一样能安全飞回加拉加斯，也就是基本处于“盲飞”状态。518号航班事故的原因也明了化。由于飞行员的操作失误，导致仪表失效的前提下起飞，进而导致了悲剧发生。

图10、救援队员和山坡上的客机残骸

无论任何时候，航空业都不能贪图赶时间。

518号航班为什么如此着急赶时间呢？

调查员通过走访得知，戈麦斯和费雷拉在休息时，过于关注聊天内容而忽视了时间。地服人员在缺少飞行员的前提下给乘客办理了登记手续，当飞行员准备登机时，他们差点错过时刻表。他们急于找回时间，就跳跃性的完成了检查表，这也为事故的发生埋下隐患。这次他们仅需多等待28秒钟，导航系统就能正常工作。他们之前也曾在缺少导航系统的辅助下成功飞回去，然而厚厚的云层改变了一切……

518号航班事故之后，委内瑞拉政府认为梅里达机场太过危险，停掉了商业航空运输的业务。VAAIB认为518号航班事故的主要原因是人为失误，飞行员过度自信、因赶时间而跳过检查单程序，最终造成不可挽回的损失，此次事故亦是ATR -42型客机死亡最多的一起空难。

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第4代战斗机研制背景和特点

第4代战斗机是美、苏冷战对抗时期开始研制的，原计划20世纪90年代中期装备部队。自苏联和华沙条约解体后，是否还需要继续发展，在美国和西欧开展了一场大辩论。

许多国会议员提出，将F-15、F-16进行现代化改装后，就可以达到应付未来“地区冲突”的要求。

在此影响下，德国曾一度退出欧洲战斗机EF2000发展计划。但辩论的结果认为：F-15、F-16改装后，不能跨越“代”的鸿沟。

图5-29、用于F/A-22的推重比为10的F119-PW-100加力涡轮风扇发动机

为了满足“全球到达、全球力量”的战略目标，发展第4代战斗机是必须的。这场辩论使第4代战斗机的装备时间推迟了十年左右的时间。

第4代战斗机具有隐身、过失速机动、不加力超声速巡航、超视距多目标攻击和装备更先进的航空电子与武器系统等许多特点，较之第3代战斗机具有全面优势。据报道，F-22战斗机与F-15相比，其综合作战效能提高近10倍，每飞行小时的维修工时降低约70%。

第4代战斗机对发动机的主要技术要求

(1) 推重比达到10以上；

(2) 应满足飞机具有超声速巡航能力，发动机不加力在高度11～13公里，飞机能以马赫数1.5～1.6持续巡航飞行，即要求发动机不开加力时的最大推力要大；

(3) 为飞机提供短距起降和过失速机动能力（采用推力矢量喷管）；

(4) 有良好的隐身能力，发动机的红外和雷达反射信号特征尽可能小；

(5) 采用双余度全权限数字电子控制（FADEC）；

(6) 与第3代战斗机用的发动机相比，零件数量要减少40～60%，可靠性提高1倍，耐久性提高2倍；

(7) 寿命期费用降低约25～30%。

推重比10发动机的主要新技术

面对如此高的要求，要求发动机登上一个非常高的新台阶，这就必须采用许多新技术才能实现。

例如风扇、压气机要采用带粘性的全三维设计分析方法，用3级风扇和5~6级高压压气机达到总压比25～27；采用高效、大功率涡轮设计技术，使高、低压涡轮都为单级；

采用高的涡轮前燃气温度（达到1557～1727℃），为此，除了采用第三代单晶叶片材料和先进的隔热涂层之外，还必须提高涡轮叶片冷却设计技术，使降温效果≥500～600℃；

燃烧室采用浮动壁瓦片式或多斜孔冷却技术；

采用矢量喷管以提供矢量推力；

采用先进的第二代双余度电子控制技术；

高压压气机后几级盘和涡轮盘采用粉末冶金盘，并对涡轮盘采用双性能热处理，使轮缘部分呈粗晶，有利于提高损伤容限，中心孔呈细晶，有利于提高强度和抗低循环疲劳的能力等，还采用许多其它的新技术就不一一列举了。

图5-30 、第四代战斗/攻击机F/A-22

用于第4代战斗机F-22的F119发动机与第3代战斗机F-15、F-16用的F100发动机相比（这二种发动机均是由普·惠公司研制的），风扇、压气机和涡轮的总级数从17级减为11级，共减少了6级即减少了35%，相应地发动机的零、组件数目减少了47%，显然发动机重量大大减轻了。

像美国F119这样的第四代发动机，可以毫不夸张地说是集现代高科技成果于一身，是世界科学技术高速发展的结晶。

典型的推重比10发动机——美国的F119（图5-29），已于1997年9月17日装在第四代F-22“猛禽”战斗机（图5-30）上进行首飞，2003初年生产厂已向美国空军交付了用于培训部队的F-22飞机。

2002年9月17日美国空军参谋长宣布将F-22更名为F/A-22。在美国的军用飞机的编号中，“F”代表战斗机，“A”代表攻击机，因此F-22的改名，表明它要由单一地攻击空中目标而变为既能攻击空中目标又能攻击地面目标的多用途军用飞机。

图5-31、推重比为10的YF120战斗机用发动机

20世纪80年代中期，美国为第4代战斗机即现在的F/A-22研制了两型发动机，其一为普·惠公司的YF119，另一为通用电气公司的YF120（图5-31），经过半年多的试飞考核，最后美国空军选中YF119为F/A-22的发动机并命名为F119，YF120落选。

YF120落选后，通用电气公司并未将它束之高阁，而是继续进行完善它的计划，希冀有朝一日再发挥它的作用。

F119发动机在竞争中脱颍而出

YF120与F119同属于推重比为10一级的涡扇发动机，其推力大小也很相近，但F119采用了常规的设计，而YF120在设计上采用了一些先进的设计思想。

例如，发动机采用了变循环的设计，即发动机的涵道比是随主要工况变化而改变的，在飞机起飞、加速、进入战斗时，发动机的涵道比变小，飞机巡航时，发动机涵道比变大；

另外，它的高、低压涡轮的转向与F119的是一样地作成反向的，但它却省去了低压涡轮的导向器，即燃气由高压涡轮工作叶片中流出后直接流入低压涡轮工作叶片，省去了一排低压涡轮导向叶片，在F119中有低压涡轮导向叶片。

另外，YF120的风扇仅为二级，比F119少一级，高压压气机为五级，也比F119少一级，因此，YF120总的叶片排数比F119少了5排，相应地零件数，结构相对简单些。

因此从总体性能上看，YF120应优于F119，但美国空军却认为，太先进的装备可能会在使用中出现—些前所未遇的故障，因而选用了可靠性更高、经受过考验的、但可能在性能稍逊一点的F119发动机。

联合攻击机JSF应运而生

由于F/A-22是一种集高新尖技术于一身的重型战斗机，研制费用极高，每架飞机的售价高达1.8亿美元左右，比—架最新的大型远程四发旅客机波音747-400的售价还要高。

美国空军虽然非常想多购置一些F/A-22，以使空军的装备全面更新，但美国国会认为这种飞机太贵，国家的财力无法支持空军的要求，采购计划一次次地被削减，到2003年中，估计只能购置不足300架，远不能满足空军的需求。

在这种背景下，空军于20世纪90年代初提出再发展一种轻型、价廉的战斗机，其性能仍能符合第4代战斗机的要求，以取代F-16、A-10等战斗机；

与此同时，美国海军也想发展一种能取代F/A-18、F-14等老—代的舰载战斗/攻击机；

海军陆战队、海岸警卫队也要求有—种新型的垂直/短距起落的飞机以取代机龄较老的AV-8B垂直/短距起落战斗机。英国皇家空军、海军也希望从美国取得第四代战机，以更新他们的装备。

在海、陆、空三军均提出需发展各自的新一代战机的强烈要求下，1993年初美国总统克林顿发表了“未来国防预算不可能再支持美国空军和海军各自独立发展自己的机种”的讲话。

根据总统讲话的精神，美国国防部同意由军方出钱开展后来称之为“联合攻击机JSF”的预先研究和研制计划，分别让波音和洛克希德·马丁公司进行为期两年的技术概念构想设计工作，并随后完成技术验证机的试制，通过试飞评比，再择优选定JSF的正式机型。

“联合攻击机”计划要求这种飞机同时有三种型别，以分别满足海、空、海军陆战队三军的要求，并能在一条生产线上生产三型飞机，这就要求三种型别之间的零部件／系统／设备的通用性应在80％以上；

同时还要求这种飞机售价要低（约3000万美元左右），成为军方能买得起的飞机。它要求的三个型号分别为常规起降(CTOL)型、短距起飞/垂直降落（STOVL）型及舰载（CV）型。在这三种机型中，以短距起飞/垂直降落（STOVL）型技术难度最大。

图5-31 、X-32  波音公司的JSF

洛克希德·马丁公司X-35中标世界最大军火采购合同

参与联合攻击机竞争的两方，即波音公司和洛克希德·马丁公司分别提出了各自的竞争机型：波音公司的X-32（图5-32），洛克希德·马丁公司的X-35（图5-33），经过五年多的研制、试验到最后的试飞后，美国国防部于2001年10月26日宣布，军方选中了洛克希德·马丁公司的X-35A作为联合攻击机的当选机型，并命名为F-35。

计划将在今后40年中为美、英制造3000余架F-35，总价值将达到2000亿美元，这是美国有史以来最大的一宗军火采购合同。

2008年起开始交付使用。考虑到其它国家的定货，研制合同的总价值将达到4000亿美元左右。美国以F-35和F-22两种第四代战斗机轻重搭配从2008年开始，逐步取代现役的第三代战斗机中的大部分机型，成为美国、英国、部分西方国家甚至我国部分周边国家和地区21世纪上半叶的主战机种。

图5-32 、X-33 洛克希德·马丁公司的JSF

F119发动机同时被选为 F/A22和F-35的动力

F-35（图5-34）采用F/A-22的F119发动机的推力增大型F119-PW-611作为其主动力，并命名为F135。

F-35的短距起飞/垂直降落型中，为了达到短距起飞/垂直降落的目的，需要有一套提供升力的升力系统，图5-35示出了该系统的结构图，图5-36示出了F-35整套动力装置在飞机上的布局。

F-35短距起飞／垂直降落型的整套动力装置釆用了升力风扇和带矢量喷管的加力式涡轮风扇发动机，升力風扇垂直地装于座艙后的机身中，由主发动机風扇前伸的传动轴通过一套离合器及一对錐形齿轮驱动。

图5-34、F-35（JSF）

装升力风扇的机身上、下设有可开关的窗口，当飞机起飞或着陆时，窗口打开，空气被風扇从上窗口吸入，经風扇加速后由下窗口高速喷出，提供飞机起降时为机身前部提供举力；

正常飞行时，上下窗口关闭。主发动机F135（前称JSF119-611S）安装于飞机机身后部，其矢量喷管伸出机尾，飞机起飞着陆时，矢量喷口转向下方，为飞机后部提供举力。

F-35所用的升力风扇为二级对转的風扇。风扇工作时每秒钟吸入230公斤的空气，所以升力風扇出口将产生一股柱状的“冷空气柱”，阻止主发动机垂向下面的矢量喷管喷出的燃气吸入飞机的进气道。

图35、F-35动力装置系统示意图

升力風扇的喷管作成可以从向前15度到向后30度范围内转动。主发动机的矢量喷管在垂直平面内可从0度到95度（即垂直后再向前转5度，即可产生反推力或实现后退飞行）范围內转动，并可左右偏转10度。

当飞机上升到一定高度后，传动风扇的离合器脱开啮合，升力風扇停止工作，矢量喷管转向水平位置，主发动机推进飞机高速飞行。

升力風扇工作时约产生8000拾牛的举力，主发动机矢量喷管向下90度时，产生向上的举力也约为8000拾牛，而F-35的短距起飞/垂直着陆型起飞的总重量约为23吨，因此在飞机全载时，它不能垂直起飞，只能短距起飞。

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乔善勋/文

40周年前的今天，泛美航空1736号航班（1736号航班）和荷兰皇家航空4805号航班（4805号航班）原定飞往加那利群岛的加那利亚，受加那利亚机场炸弹袭击影响，改飞特内里费。当机组人员及乘客等候加那利亚机场重开期间，特内里费机场开始被大雾笼罩。

天气原因加上沟通不畅，导致两家客机在跑道上高速迎头相撞。事故共导致583人遇难，时至今日仍保持单一伤亡记录，亦被称为“世纪空难”。

图1·、只有一条跑道的特内里费北部机场

特内里费机场位于群山和大海之间，它平时交通量很少，通常只有少量小型飞机使用。1977年3月27日，大加纳利机场发生了炸弹爆炸事件，管制塔台引导很多客机备降特内里费机场。其中就包括1736号航班和4805号航班。

图2、特内里费机场塔台

特内里费机场很小，只有一条跑道12/30跑道，长3400米。管制员平时的任务量也不大，更是鲜有接待“空中女王”之称的波音747。3月27日，恰逢周末，只有两名空管员值班。

1736号航班和4805号航班的客机一起停在跑道上，等待大加纳利机场重新开放。从地理位置上看，大加纳利岛就在25分钟航程外，但是官方短时间内不会解除机场炸弹警报。大家都不知道在特内里费机场呆多久。

特内里费机场位于山谷中，紧邻着世界第三大火山。泰德火山也是岛上最高点，它甚至能够影响到小岛的天气，虽然当天艳阳高照，但是气候瞬息万变。机场海拔632米，低云常从山上飘下来将机场笼罩在浓雾之中。1736号航班降落时，机场能见度良好。但谁也不能保证之后的天气变化情况。

图3、荷航波音747客机

特内里费机场启用于1941年，机场甚至缺乏监控地面飞机的雷达，恰巧当天跑道中心线灯也发生故障。此时有5架大型客机备降此地，这几乎挤爆了特内里费机场。当天下午，解决了炸弹隐患的大加纳利岛宣布重新开放。

1936号航班迫不及待做好了起飞准备，但是由于跑道前方的4805号航班正在加油，他们只能再度等待。4805号航班加注完燃油后，机场仍在无故延误。这一等，又是2个小时。

下午4点56分，4805号航班资深飞行员雅各布要求滑行许可，空管员在2分钟后发出放行指令。此时人们发现天气突，雾愈发浓郁，很快便吞没了机场，能见度低的跟夜晚一样。

4805航班共有248人，空管员要求飞行员滑行到跑道尽头，再掉头等待起飞许可。

机场能见度一度低至300米，空管员也看不到他们要指挥的客机，他们只能依靠无线电来进行沟通。下午5点2分，空管员允许1736号航班滑行至4805号航班后面等待，并要求1736号航班从第三出口离开等待。 

图4、泛美航空波音747在苏黎世机场

2分钟后，4805号航班180度掉头，准备进入起飞位置，1736号航班仍在跑道上朝向他们滑行。1736号航班的飞行员正在寻找三号出口（C3），但是他们对于这个机场相当陌生，而且还几乎看不到驾驶舱外的情况。

5点5分4805号航班抵达起飞位置，延误3个半小时后，他们终于准备起飞了。塔台要求4805号航班飞行员继续等待，但是被延误搞的很焦躁的4805号航班飞行员并未遵守指示，4805号航班开始沿着跑道冲向1736号航班。

1736号航班正准备进入滑行道时，副驾驶被窗外的景象惊呆了。闪烁着降落灯的4805号航班正加速向他们冲来，1736号航班唯一的生存机会就是尽快离开跑道。1736号航班机长立刻全速推进让飞机冲入跑道旁的草地里，但一切为时已晚。5点6分50秒4805号航班以290公里的时速撞上了1736号航班……

图5、电脑模拟图片两机相撞瞬间

管制员听到了剧烈的爆炸声，但是漫天大雾遮挡住了他们的视线，此时无线电也失去了联系。

4805号航班冲向1736号航班并掀走了泛美747客机的上层客舱。在撞机瞬间，4805号航班变为一个巨大的火球在跑道上滑行。塔台航管中心立刻发布警报信息，消防队员也迅速赶赴灾难现场。

4805号航班遇难248人，无人生还。由于大雾遮挡视线，消防队员不知道，前方450米1736号航班也燃起大火，机上近400人危在旦夕。

时不我待，1736号航班乘客马上展开了自救行动，遭受撞机的泛美客机已瘫痪在地，但是它的发动机仍在全速运转。有幸存者听到金属在发动机的撞击下开始解体，碎片纷飞，后续的多次爆炸让很多人死于非命。最终机上396名乘客和机组人员中仅61人逃出生天。

特内里费机场的跑道也化为一座人间炼狱，特内里费空难死亡人数定格为583人。

图6、事故残骸

事故后，共约70名来自西班牙、荷兰、美国的事故调查员赶赴特内里费。。各路专家也被事故现场的惨状所震惊，烧焦尸体的味道弥散在空中，散落的碎片显现了撞击的严重程度，这起空难也震惊了全球，波音747客机是当时最为先进的客机。

留给调查员很多问题有待解决，泛美航空的客机为何还待在跑道上？

这又是一起恐怖袭击事件吗？

图7、被运到史基浦机场棺材

 “黑匣子”是了解事故的最好证据，它能够记录驾驶舱的通话记录和重要的飞行数据。“黑匣子”很快便被发现了，但是受损严重，解读数据也需要花费相当长的时间。调查员只好开始调查塔台的录音记录。

资料显示，空难发生前1分23秒，4805号航班在跑道尽头完成掉头，做好起飞准备。塔台发出一个关于起飞后航线的航管许可，但并没有发布起飞的航管许可，4805号航班机长误以为他们的到了起飞授权。

当4805开始起飞前加速时，副驾驶曾用无线电告知塔台他们正在起飞。当时塔台管制员没听清荷航副驾驶浓厚的当地口音到底是说“我们在起飞点”（We are at take off），还是“我们正在起飞”（We are takingoff）。

因此回答“好的，待命起飞，我们会通知你！”（OK .... Standby for takeoff .... We will call you!）。塔台对荷航的最后指示是待命，他们并未发出起飞许可，但此时荷航机长却沿着跑道加速准备起飞。

雅各布是荷航的招牌飞行员之一，他也是荷航广告的男主角。拥有11700小时飞行经验，其中波音747客机1545小时，拥有如此丰富经验的老机长怎么会犯下如此“低级”的错误？

这时塔台录音中又透露出另外一个惊人的事实，泛美的飞行员也违反了他们的指令。空难前4分钟，塔台要求泛美客机从3号出口离开跑道。调查员发现飞机是在4号出口附近相撞。这里距离荷航客机起飞的位置更为接近，泛美客机为何错过了3号出口而滑行到了更远的地方？

图8、曾是荷兰航空海报主角的雅各布机长

调查员开始研究机场地图，他们发现特内里费机场只有1条跑道，跑道旁边有一条滑行道，跑道和滑行道之间有4条连接线。

3月27日，机场航管员要管理很多客机，他们只能让客机停在滑行道上。飞机在抵达起飞位置之前，都必须滑行完整条跑道。调查员开始调查空难前一刻，跑道上客机的具体位置。

事故前4分46秒，泛美客机跟随荷航客机来到跑道上，泛美机长凭借着一张小图标寻找第3号出口位置，但出口的位置标识的并不清楚，雪上加霜的是，能见度越来越差，他们滑行到跑道时，便开始计算窗外的出口，他们顺利的通过了1、2号出口，问题出现在了第3出口。

由于设计问题，客机必须以大角度转弯才能进入3号出口。

美方调查员认为这对于波音747而言是件“艰巨”任务，根据他画出的几何图形，泛美客机根本做不到这样的转弯角度。

但是如果转弯如此之难，塔台为何还是要求泛美客机进入3号出口？也许他不经常指挥747这样的大型客机。美国调查员认为泛美客机错过了转弯出口，很有可能是被无线电信息分散了注意力。

图9、事故的瞬间示意图

空难前35秒， 荷航副驾驶告诉塔台他们抵达了起飞位置，泛美副驾驶立刻插入谈话，回应称他们还在跑道滑行。

荷航客机应该能够听到泛美1736号航班在跑道上滑行的信息。遗憾的是，雅各布机长还是“火力全开”准备起飞。此时调查员明白了，两架客机的飞行员都未听从塔台的指令。

塔台录音显示，荷航驾驶舱内的气氛越发紧张。记录显示，雅各布担心超过工作小时上限，他还要从大加纳利岛搭载300名乘客回荷兰。如果他们太晚抵达，飞行机组就必须停飞休息，荷航也必须承担乘客的住宿费用。

美国航空驾驶员协会也在研究这起空难的心理因素，雅各布机长是荷航的资深教员，过去的6年间他一直训练其他飞行员。

当一名飞行员在训练中心待的时间过长，实际飞行时间就会缩水，他就会习惯于训练的环境。过去6年中，雅各布机长平均每月飞行小时数只有21个小时，而且在过去3个月中他也没有实际的飞行经验。

这也许让雅各布机长混淆了现实和模拟的差异，如果在模拟机中飞行，可以随时中断飞行，重新设定模拟器，再执行一次任务，这会让不按程序办事成为一种习惯。

在模拟飞行时，教员就像塔台，他能对受训者发布航管许可和起飞许可，而不必等待塔台的指令。调查员也不确定他是否考虑过跑道上有其他客机，雅各布机长认为当时的条件适合起飞，而他也自以为做好了所有准备工作，无人能证实雅各布当时真正的想法是什么。

此外，当时还有一个令人费解的细节，相撞发生18秒前，雅各布机长将发动机推至全力，其他两名机组人员也在控制客机，他们为何没有阻止雅各布机长？

图10、荷航和泛美航空客机位置示意图

调查员将受损的“黑匣子”带到NTSB的特别实验室进行检查。调查员在荷航的“黑匣子”中并没有听到塔台的某种指示，当雅各布机长需要无线电通讯时，一个又尖又响的声音掩盖了重要的信息。

这起意外的部分原因却是一个简单的技术问题，特内里费机场的通讯设备始建于1977年，客机以双向甚高频（VHF）无线电和航管中心联系，机场的所有客机都会调整到相同的频率，因此它不仅能够接收到自己的指令，同样能够听到其他客机发出的信息。

这套通讯系统局限性在于，它不同于双向通话的电话，而是类似于手持的对讲机，一个频率一次只能让一个人说话，每个人必须轮流使用。两人以上在同时使用相同频率就会出现问题，会产生又尖又响的噪音。

空难前67秒，雅各布机长已经在跑道尽头，FDR显示他推起了油门。CVR显示副驾驶很紧张，并提醒机长，他们尚未获取航管许可。

雅各布机长的回答是，他知道。

撞机前44秒，荷航副驾驶向航管员复述了航管许可时，FDR显示雅各布机长已经操控飞机开始加速准备起飞。

调查员从塔台录音发现，管制员曾要求荷航客机等待起飞许可，与此同时泛美客机的CVR显示泛美客机还在跑道滑行。

荷航客机CVR显示由于泛美航空和塔台同时说话，他们听到的是一段啸音。雅各布机长只听到了“好”，更重要的待命信息却被漏掉了，他同样也没有听到泛美客机正在跑道滑行的信息。此时雅各布机长听到任何一方的消息，他都会放弃起飞。

但是，一段杂音彻底改变了583人的命运。

荷兰调查员通过这段录音认为雅各布机长并没有犯错。不过在此之前CVR录音显示雅各布机长还收到最后一次警告，空难前24秒，航管员再次呼叫泛美客机，并询问它在跑道上的情况。

泛美副驾驶回答：“离开时再通知你”。当时荷航客机只有一位工程师注意到这段通话，并询问机长：”泛美客机还没有离开跑道吗？”。雅各布机长加重语气回答：“是吗？”。

工程师是机组中等级最低成员，当机长没有理会他时，工程师就没有再质问。

图11、特里费空难纪念碑

现场证据表明，雅各布机长曾在最后关头试图化解灾难，他在撞机前几秒曾尝试让荷航飞机从泛美客机上方飞过。

雅各布机长尽全力让客机爬升，起飞攻角之大甚至让机尾在跑道地面上刮出一条20米长的深沟。

他也差点成功了，机首和前轮都没有碰上泛美客机，但发动机、机身下半部与主轮仍旧以约260公里的时速与泛美客机右上部机身相撞，并撕裂泛美客机中段部分（从机翼上穿过），荷航客机的右侧发动机则撞击了泛美客机驾驶舱后的上半部机身。

特内里费空难是由一连串关键事件造成，其中有人为因素也有技术问题，而通话中的啸音成为整个事件的关键环节。相关人员建议可以在客机的通讯系统中增加一种阻断设备，以防止同时说话产生的错误。

图13、索菲亚王后机场

特内里费岛在南部新建了一座索菲亚王后机场，此地海拔和海平面相同，很少有大雾生成。特内里费的旧机场依然在运营，相关单位也为此加装了一套地面雷达系统。

谨以此文纪念40周年前的“世纪空难”

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涡轮喷气发动机的推力大，适用于高速飞行的飞机，飞机飞行速度可以从高亚声速一直到超过声速的两三倍。但当飞机在较低的亚声速飞行时，发动机的推进效率低，耗油率高，很不经济。

一方面，航空活塞式发动机和螺旋桨组成的动力装置，虽适应于低速飞行，但由于活塞式发动机产生的功率小，且随飞行高度的增加而很快降低。

另一方面，螺旋桨还限制了飞机的飞行速度，所以其使用速度一般不超过700～800公里/小时。

为了克服涡轮喷气发动机和活塞式发动机的缺点，涡轮螺旋桨发动机在上世纪40年代后期、50年代初期得到了迅速发展。

但是由于当时设计的螺旋桨不适应于高亚声速飞行时使用，因此，从上世纪60年代以后，大、中型涡轮螺旋桨发动机逐渐被涡轮风扇发动机所取代。

上世纪80年代，由于发生能源危机，又开始了具有新型螺旋桨的桨扇发动机的研究，但由于噪声、安全性等技术问题未能很好解决而未能大量投入使用。

图6-1、装配涡轮螺旋桨发动机的客机

涡轮螺旋桨发动机产生的背景

在涡轮螺旋桨发动机出现前已有了活塞式和涡轮喷气式两种航空发动机。

在第二次世界大战以前，所有飞机的动力都是活塞式发动机。

活塞式发动机经济性较好，耗油率低，但由于活塞式发动机产生的动力（功率）很小，而且随着飞机飞行高度的增加，功率降低很快，因此只能用于低空、小型飞机上；

另外，在飞机速度达到600公里/小时以后，一方面所需的功率将大大增加（所需的功率与飞行速度的三次方成正比），活塞式发动机根本满足不了提高飞行速度的要求；

另一方面，螺旋桨效率大大降低，无法有效的将发动机输出功率转变为推进飞机的拉力。

因此，以活塞式发动机为动力的飞机，不仅飞机不大，而且飞行速度较低，当然更不能接近声速。

如第前章所述，涡轮喷气发动机的出现给飞机动力带来了一个新纪元，不仅使飞机的飞行速度接近声速，超过声速，而且，使飞机载重大、飞得高。

但是涡轮喷气发动机也有其致命的弱点，那就是经济性差，耗油率高，这也是后来逐步被涡轮风扇发动机所取代的主要原因。

涡轮螺旋桨发动机（图6-1）就是既有涡轮喷气发动机功率大、体积小的优点，而又有活塞式发动机经济性好的特点的一种发动机，在上世纪40年代后期，随着涡轮喷气发动机的崛起，涡轮螺旋桨发动机也随之而诞生了。

图、装配涡桨发动机的特技飞机

涡轮螺旋桨发动机及其工作原理

在燃气发生器（参见第八章）后，加装一套涡轮（1级或多级），燃气在这后一涡轮（一般称为动力涡轮或低压涡轮）中膨胀，驱动它高速旋转并发出一定功率，动力涡轮的前轴（称动力轴）穿过核心机转子，通过压气机前的减速器驱动螺旋桨，就组成了涡轮螺旋桨发动机（图6-2）。

图6-2 涡轮螺旋桨发动机简图

涡轮螺旋桨发动机的主要特点，是将燃气发生器产生的大部分可用能量由动力涡轮吸收并从动力轴上输出，用于带动飞机的螺旋桨旋转；

螺旋桨旋转时把空气排向后面，由此产生向前的拉力使飞机向前飞行。涡轮出口的燃气在尾喷管中膨胀加速并喷出，产生反作用推力。

由于燃气的温度和速度极低，所产生的反作用力（推力）一般比较少，这个推力转化为推进功率时，仅约占涡轮螺旋桨发动机功率的10%，正因为排出发动机的能量大大降低了，因此，涡轮螺旋桨发动机的经济性好。

与航空活塞式发动机相比，涡轮螺旋桨发动机具有重量轻、振动小等优点，特别是随着飞行高度的增加，其性能更为优越；

与涡轮喷气和涡轮风扇发动机相比，它又具有耗油率低和起飞推力大的优点。

但因螺旋桨特性的限制，装涡轮螺旋桨发动机的飞机的飞行速度一般不超过800公里/小时。

所以，在大型远程旅客机和运输机上，它已被高涵道比涡扇发动机所取代，但在中小型运输机和通用飞机上仍有广泛的应用。

大多数的涡轮螺旋桨发动机，动力涡轮与燃气发生器的涡轮是分开的，且以不同的转速工作。由于动力涡轮与核心机没有机械地连成一体，因此也称它为自由涡轮，图6-2所示的简图，即为这种类型的涡轮螺旋桨发动机。

少数的涡轮螺旋桨发动机，将动力涡轮与燃气发生器的涡轮机械地连接在一起，成为定轴式或单轴式涡轮螺旋桨发动机。

图6-4、我国自行设计、生产的“运八”

我国自行设计、生产的“运八”运输机所用的“涡桨六”涡轮螺旋桨发动机（图6-4）、英国“子爵号”四发旅客机用的“达特”涡轮螺旋桨发动机均为定轴式涡轮螺旋桨发动机。

在具有动力涡轮（自由涡轮）的涡轮螺旋桨发动机中，动力涡轮的转速较高，一般在6000～12000转/分。

在定轴式涡轮螺旋桨发动机中，燃气发生器的涡轮转速更高，一般在8000~18000转/分（小功率的涡桨发动机转速高的可达40000转/分），但是螺旋桨的转速必须很低，一般只有1000转/分左右。

因此，在涡轮螺旋桨发动机中，均要有减速器，以便将动力涡轮（在具有自由涡轮的涡轮螺旋桨发动机中）或燃气发生器涡轮（在定轴式涡轮螺旋桨发动机中）的转速降低到螺旋桨所要求的工作转速。

图、世界第一架涡桨式客机：维克斯子爵号

20世纪40年代末由英国罗·罗公司开始研制的“达特”发动机。

“达特”发动机有多种型号，用于“子爵号”、费尔柴德F-27、YS-11、福克F-27等旅客机，“大商船”AW650等运输机。

发动机由减速器、进气道、双级离心式压气机、单管式燃烧室、三级涡轮、尾喷管及附件传动机匣等部件组成。

空气由围绕减速器的环形进气道进入发动机，经两级离心式压气机压缩后流入单管式燃烧室（7个）中燃烧，燃烧后的高温、高压（压气机后的压强）的燃气在三级涡轮中膨胀作功。

三级涡轮的轮盘通过螺栓连接成整个涡轮转子，涡轮输出的功率既通过外轴带动压气机转子高速旋转，又通过前伸的内轴驱动位于发动机最前方的减速器（减速比=螺旋桨转速/涡轮传动轴转速=0.093），经减速器减速后驱动螺旋桨轴转动。

图、罗罗达特涡桨发动机

由涡轮流出的燃气温度与压强已经很低了，在尾喷管喷出时速度较低，仅产生很少的—点推力，将它折算成功率时，约占发动机总输出功率的10%弱。

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段宏庆/FT中文网

段宏庆：成田机场的拆迁矛盾为何演变为一场长达近30年的激烈社会冲突？核心问题是最开始没有尊重人权的意识，只考虑了经济发展的需要。

但这个方案未充分保障公民的知情权，也没有事先取得原住民的大多数同意。这里有一个重要背景，尽管日本是土地私有，但早在1951年已经出台了《土地征用法》，授权政府可以因为公共利益需要征用私人土地。所以政府方面觉得自己在新机场建设问题上占据公共利益的道德高地，拥有法律武器，就漠视了当地民众的基本权利。

图、“成田斗争”展览

1965年11月东京新机场建设方案正式公布后，拒绝被征地的富里村等地的村民集体起来抗争，诸多农民开着拖拉机、扛着农具到千叶县县厅进行激烈抗议，甚至县知事办公室也被占领。

面对如此情形，考虑到该方案推行的难度——2300公顷建设用地全部要通过征收私人土地、拆迁村民房屋来完成，几乎是完全不可能实现的任务。日本政府不得不妥协，更改了建设方案，决定将新机场建设地点从富里村向东北方向移10公里的位置，即现在成田机场所在地的三里塚地区。

图、1989年拍摄的成田机场

之所以考虑三里塚，因为这里有一大片土地是原属日本皇室的国有御料牧场，另外还有一块千叶县的县有土地。根据新的建设方案，新机场只建三条标准跑道，占地面积也被压缩到1065公顷，前述国有、县有土地总计395公顷，只需要再征收670公顷民众私有土地即可。这样一来，政府的征地、拆迁压力就大大减轻。

而且，三里塚地区在千叶县土地肥沃区的分水岭外，历史上由于土地贫瘠始终没有大规模开发，直到二战结束，大批难民来到东京附近谋生，才开始在这里成片种植和定居生活。政府方面想当然地觉得那里的农民大多生活穷困，征地、拆迁补偿问题应该很容易解决。所以，新的机场建设方案几乎是突然就定下来，此前已经犯过的错误不但没有吸取反而更加严重，这次干脆完全未与三里塚地区的民众进行任何事先沟通。

1966年7月，新东京国际空港公团宣布成立，这个机构类似于中国的国有建设开发公司，隶属于日本运输省。该公团乐观地计划在1971年4月完成东京新国际机场建设的任务。

政府方面没有想到，三里塚地区的农民虽然穷，但并不意味着他们不重视自己的权利和尊严。于是，一场比富里村更加激烈的抗议、一场持续多年的暴力抗争从此拉开序幕。

图、成田机场跑道示意图

社会运动从来都不是独立发生的

成田机场的征地、拆迁矛盾最初只是限于政府与三里塚地区的民众之间。政府主要是通过利用《土地征用法》来推进，但当地农民发起了“一坪地主运动”，将自己的私人土地以“坪”为单位（一坪约为3.3平方米）出售，使得当地迅速增加了大量的土地拥有者，加大了政府征地的难度。

随着双方矛盾的不断激化，整个日本社会的目光开始逐渐聚焦到了这里。1960年代的日本，经济发展也暴露出诸多社会转型的矛盾，一大批战后出生、成长的青年人开始有自己的诉求，当时的国际社会风云诡谲，大洋彼岸的美国兴起了以呼唤人权为核心的反种族歧视运动，大海另一边的中国则发生着彻底践踏人权的文化大革命运动。

在这种背景下，以学生为主的日本青年团体需要找到出口来释放他们内心的激情，掩盖他们的迷惘与不安。最初日本青年选择的是反对日美安保条约，1961年日美首次安保协议到期，以学生为主的日本年青人高喊“美军滚出日本”的口号公开集会、上街游行。但日美两国政府后来还是签署新安保条约，青年们的抗议毫无结果。

图、记录成田斗争史的博物馆

此时，成田机场拆迁矛盾的出现，成为了最好的宣泄口，尤其这里面有着明显的政府严重漠视民权问题。于是成百上千的日本年青人加入到了三里塚地区的抗议活动中，他们组成青年行动队，与其它一些激进的社会团体共同成为了最坚定反对新机场建设的力量。面对这些外部力量的介入，政府没有很好地采取应对措施，反而更加强硬，于是对抗不断升级，实际上已经不再是简单的拆迁矛盾，政治取代了经济，暴力取代了法律。

72岁的老人板桥孝，曾是新东京国际空港公团拆迁项目的管理人员之一。如今已退休的他在位于成田机场西南角的“成田机场天空与大地历史馆”当讲解员，这是记录成田机场建设过程中冲突与和解的纪念馆。板桥老人讲解到动情处，会忍不住潸然泪下。

图、板桥孝和成田机场合影

据老人介绍，对抗最激烈发生在1971年，也就是原计划新机场要建成使用的年份，在经过法院裁定土地征用合法后，政府出动了警察强制执行。但当年2月22日至3月6日的第一次强制执行，由于反对力量组成的同盟准备充分，强制执行没有成功。当年9月16日至20日，日本政府进行了第二次强制执行，这次政府方面准备充分，动用了5300多名防暴警察，成功地将小泉等钉子户抬出房屋并将房屋予以拆除。但这次强制执行代价也是巨大的，当地激烈的反对者加上各地赶来的支援者人数同样超过5000。冲突中，在东峰十字路有3名警察死亡，双方总计150多人受伤，事后475名反对者被捕，这次事件被载入日本历史，称为“东峰十字路事件”。

事件发生后，当年10月1日，反对者同盟的青年行动队一名队员，三之宫文男选择了自杀以示抗议。“他本来是一个安静、内敛的学生，但生活却被长期无休止的对抗毁掉了。”板桥先生将纪念馆里陈列的三之宫文男的遗书复印件指给我看。

作为拆迁项目管理人员之一的板桥孝，当年也曾被反对者仇视，他的家两次差点遭到纵火袭击，此后长达十余年，他家一直需要警察守卫。

回首往事，板桥老人十分感概，当机场建设演变为社会对抗，所有人就都被裹挟其中，似乎难以自拔。

图、成田机场2010年的总体平面图

历史教训不只是用来缅怀

成田机场采取的是边拆迁边建设的模式，以国有皇室牧场的土地为主，加上强征的部分周边私有土地，成田机场1号航站楼和4000米长的A跑道于1978年建成。政府计划当年3月30日正式开始启用这个新机场。

但3月26日午后，一支由激进派组成的“敢死队”占冲进了机场，他们占领了机场空管塔的顶楼以及16层的管制室，破坏了各种空管设备，这就是著名的“成田机场空管塔占领事件”，日本政府为此大丢面子，推迟近两个月后的5月20日，成田机场才被正式启用。

新机场启用后，反对者同盟发起了“百日战斗宣言”等运动，继续对机场进行破坏。新机场启用后最大规模发生在1985年10月20日，因反对新机场二期建设，反对者同盟近4000人在三里塚第一公园集会，他们准备了大量铁管、燃烧瓶等武器，警方为此出动了四个机动队，还有机场的警备队，东京警视厅的直升机航空队也参与，从四面以及空中包围了反对者。

图、成田斗争中的口号“不允许获取农民土地”

双方对抗、打斗数小时，最终驱散了集会，但59名警察受伤，反对者中241人被捕。

1990年代初，已经对抗了近30年的当地农民与政府之间都疲惫不堪，冲突缓和许多。作为当年冲突中最激进的那批青年人也已经成家立业、为人父母，他们也开始反思自己当年的行为。

这个时期，以东京大学名誉教授隅谷三喜男为首的5名学者组成调解团队适时介入，他们作为独立、公正的第三方对拆迁双方进行调和，举办了多次成田机场问题论坛和圆桌会议，为冲突的双方寻找共赢渠道。

图、“让我们阻止跑道向北延伸”

1995年，日本政府终于接受上述专家的意见，对抗毕竟是由于政府强征土地引起的，解决问题也应由政府方面率先作出让步姿态。当年，时任日本首相村山富市向三里塚当地民众“谢罪”，并承诺今后不再强行动用《土地征用法》，要通过对话来完成机场后续建设。这一举动终于让对抗局面得以缓解。随后，很多当地居民都同意了卖地搬迁。

此后，由学者、当地居民、成田机场以及日本政府、地方政府等五方人员共同组建了共生委员会，本着互利共生的原则开始友好协商成田机场建设以及当地发展问题。

“我们部门在那时候改的名字。”成田机场地域共生部次长关口顺一告诉我，他所在部门的名称最初叫“用地对策部”，从名字就可以看出，以前是对抗的，现在是共赢的。

对抗状态解除后，成田机场开始计划建设第二条跑道，也就是现在的B跑道。由于位于跑道规划线路上的十余户居民不愿意搬迁，政府最终履行了不强拆的承诺，机场方面缩短了跑道长度。

2002年，日韩联合举办世界杯足球赛的当年，只有2180米长的成田机场B跑道建成投入使用，承担起一些小型客机的起降任务。2009年向北延伸后长度增加到2500米，并维持至今。

据关口先生介绍，机场内当年不愿意搬迁的居民至今只剩下了2户，实际居住的只有1户人家。

考虑到东京作为日本首都的未来发展，成田机场的建设也是刻不容缓。关口先生告诉我，根据东京以及周边城市群建设的规模以及日本旅游业发展的状况，成田机场方面测算结果是未来必须建成三个标准跑道才能真正适应客运量增加的趋势。

成田机场计划扩建1000公顷，将B跑道从2500米延长到3500米，同时新建同样长3500米的C跑道。但目前成田机场方面只有300公顷土地的储备，还需要再购买700公顷土地，这将涉及到200户当地居民，总计人口1000多人。

图、成田机场照片

“因为有历史教训在前面，所以我们不会着急，会对相关各方做详细说明，并进行充分协商。”关口先生说，上述计划并不是最终方案，一切要看实际协商的情况来定。他们并不会因为东京面临2020年再次举办奥运会的压力，就要马上开工建设，重蹈历史覆辙。

当然，为了应对未来的客运压力，也会采取一些变通措施，比如目前成田机场为了避免扰民，晚23点至凌晨6点是不起降航班的。可考虑缩短不起降时间，改为凌晨1点至5点这个期间。当然，这个修改也要实现征得周边生活的居民同意，并会支付噪音污染费用。

事实上，成田机场的教训对整个日本都有触动。当年之所以决定在羽田机场之外，另建设新机场，考虑的是羽田机场靠海没有发展空间。

但成田机场拆迁教训促使日本航空业反思，后来大阪政府修建关西国际机场，干脆不再考虑征地拆迁，而是直接填海造地，尽管当时看起来成本比较高，但实际上一劳永逸，没有拆迁矛盾，海上机场不存在扰民问题可以24小时起降航班，不用支付高昂的噪音污染费用。从长远来看，反而节约了成本。

现代社会，最昂贵的成本其实是人。但也唯有尊重人权，社会才能获得进步，迈向真正的富强与文明。

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事故调查信息化是民航局、地区管理局、监管局（以下统称局方）以及企事业单位，在事故调查中，充分利用信息技术，辅助、监控、关闭事故调查，实现调查组织、调查实施、调查工具、调查应用和调查资料的信息化，达到提高调查效率，控制调查质量，监控调查发现的事故原因及事故隐患整改进程，避免同类或类似事故再次发生的目的。

本文从事故调查信息化的必要性、可行性入手，简述事故调查信息化的现实意义、操作方法和工作程序。

1、事故调查信息化是现实需要

实施事故调查信息化，具有迫切的必要性和现实的可操作性。

1.1事故调查信息化的必要性

1.1.1国际民航公约附件13《航空器事故和事故征候调查》要求，民用航空事故调查，是每个缔约国的职责。

根据CCAR-395，局方进行事故调查，但调查本身不是目的，尊重事实，找准原因，准确定性，督促整改，避免再犯，才是调查目的。

如何落实以上职责，离不开督促事发单位整改和同类单位自查，并对事故隐患跟踪整改直到关闭。没有基于事故调查信息化的强有力的辅助工具，很难实现准确跟踪和全方位覆盖。

1.1.2中南地区每年调查的事故、事故征候及典型事件超过120起，随着飞行量的增加，调查工作量还将同比例增加，如何在不增加人手的情况下从容应对，并对事故调查实施全程管理？

需要信息化调查工具，实现信息共享，保证调查的高效率。

1.1.3事故调查期限很长，但根据CCAR-396，不是无限的。因时间跨度很大，完成调查报告的期限也难以掌握。

为了保证事故调查同时满足高质量和高效率，需要基于事故调查信息化的工具，实现事故调查组织和进程管理，对调查组各小组的进度实时监控，对各小组的调查证据进行归类和甄别，对进展缓慢的小组实施支援，平衡总体调查速度，并保证良好的调查质量。

1.1.4根据CCAR-396，局方收集事故调查信息，并实施信息分析，推进信息应用，发现的突出的、趋势性的事故隐患，并应用木桶原理进行修补，提升总体安全水平。

意味着同样需要基于事故调查信息化的工具，为锁定短板，精确整改，实现有的放矢和事半功倍，提供行之有效的辅助工具。

简而言之，不论是为了将国际民航公约、中国民用航空规章赋予局方的事故调查职责落到实处，还是为了提高事故调查效率，保证事故调查质量，以及预防事故再次发生，确保飞行安全，推进事故调查信息化，非常必要。

1.2事故调查信息化的可行性

1.2.1多年以来，局方及时通报事故调查情况，提出安全建议，督促相关单位整改，已经成为标准的工作程序。

同时，得益于CCAR-396的实施，收集事故、事故征候、其他不安全事件信息，并进行综合分析和应用，开展风险分析，为事故调查信息化储备了数据基础。

1.2.2大数据时代，分析方法日益完善，从海量的事故、事故征候、其他不安全事件信息中发现重点领域、重点部位、重点环节和多发时间段，进而锁定安全短板，根据木桶原理采取针对性的安全监管措施，辅助安全决策，提高安全监管的绩效，奠定了技术基础。

1.2.3我局有自主开发信息系统的经验。2003年11月，我局开发航空安全管理信息系统Aviation Safety ManagementInformation System（ASMIS），通过了民航局科技鉴定，获民航局科技进步二等奖、国家安全生产科技三等奖，我局拥有完全的、独立的、自主的知识产权，运行至今已13年，对提高工作质量起到了重要作用，成为安全管理的重要工具，也积累了将信息技术应用于事故调查的经验。

简而言之，事故调查信息化是已经做到或者是可以做到的，言下之意，是可行的。

综上所述，局方开展事故调查信息化，是必要的，也是可操作的。所以，局方开展事故调查信息化是现实需要。

2、事故调查信息化的实施

实施事故调查信息化，从调查组织、调查实施、调查应用、调查工具、调查资料共五个方面的信息化进行描述：

2.1调查组织信息化

调查组织信息化，重点在于事故调查现场管理，应当包括指挥部态势感知、前线信息系统、现场残骸分布图、调查员库等方面：

2.1.1指挥部态势感知。事故调查现场和航空器搜寻，显著特点是人员和装备处于运动状态。为了保证指挥部和调查现场的全程信息化，必须建立流动的网络环境，实时覆盖处于行军状态的调查队伍。

因此，给调查组配置移动热点（Mobile WIFI），确保前线与演练指挥部保持不间断的网络连接，前线的定位设备（高精度GPS），通过蓝牙连接平板电脑和手机，平板电脑和手机通过移动热点，实时向指挥部发送位置数据（经纬度、海拔高度及现场照片）。

指挥部的服务器实时接收前线位置数据，生成前线人员行军的路径图，前线动态一清二楚。

2.1.2前线信息系统。在调查现场，如何提高调查效率，大有潜力可挖，最佳途径是建立前线信息系统。

使用方法是，在调查现场建立保密网络，实现小范围覆盖，并架设前线信息系统服务器。

调查现场有5-15名调查员，通过保密网络连接这个前线信息系统，调查各类资料和调查信息均可上传并集中在前线信息系统服务器上，调查员可以按权限进行查阅，并基于完整的调查信息，开展初步调查分析，确定调查的重点方向，形成符合事实的初步调查结论，大幅度提高事故调查现场的工作效率。

2.1.3现场残骸分布图。

事故现场是极其凶险的，有大量乘员的残缺肢体，有血水、脑浆、燃油和消防水混合的液体，有可怕的气味，有冷不防就会爆炸的高压容器（比如轮胎和气罐、液罐），有危险品（比如电瓶），有高温部件（比如发动机），有致命的锋利部件（比如发动机风扇），在事故现场收集事故证据，这是一件极其艰苦、细致和危险的工作，多停留事故现场一分钟，都意味着调查员多一分危险。

应用现场残骸分布图系统，将以往传统的指南针 激光测距仪或皮尺的测量，再人工制图，转变成高精度经纬度的测量，数据发送指挥部，指挥部服务器自动完成残骸分布图。

此举将传统的3-4人3小时工作量，迅速降低到2人30分钟的工作量，不仅效率至少提高10倍，减少调查员暴露在危险场所的时间和人次，降低风险，而且制图的精度也大幅度提高。

图、NTSB调查员在韩亚航空214号航班事故现场

2.1.4调查员库。

一支高质量的调查队伍，是开展高质量事故调查的人力资源，为管理好调查队伍，引进信息化手段，建立调查员库，对调查员的履历、能力、培训、认证，进行全程管理，也便于调查组织工作。

2.2调查实施信息化

调查实施信息化，重点在于事故调查进程管理，应当包括调查信息共享、平衡调查进展、调查报告自动生成、调查质量评价等方面：

2.2.1调查信息共享。

事故调查是团队合作过程，在局方内网，调查组多位成员将各自掌握的调查证据和各类素材上传到同一个事故调查平台，实现主管调查及协助调查的信息共享，提高事故调查的效率。

2.2.2平衡调查进展。

对事故调查进行全程监控，引导调查组内各小组完成职责范围内的事故调查，对进展排序靠后的调查小组实施支援，平衡总体调查进度。

2.2.3调查报告自动生成。收集事故调查涉及的所有调查要素，对调查要素进行整合，整合内容做到图文并茂，自动按CCAR-395规定的格式，生成事故调查报告。

2.2.4调查质量评价。

事故调查报告篇幅很大，通篇的规范性和逻辑性难以保证，调查报告的质量难以大幅度的提高，需要基于事故调查信息化的工具，对调查报告质量进行评价，并适时进行评比，促使提高调查报告质量。

调查报告的质量，仅仅结论准确，分析清楚，证据确凿，建议可行还不够，还要照顾好这四个内容（事实、分析、结论、建议）的逻辑关系。

首先，安全建议要针对调查发现的问题和缺陷，必须在事件经过，或原因分析中有文字描述，否则安全建议是无的放矢；

其次，事故结论必须基于严格的原因分析，是经过原因分析推导出来的结果，具有因果关系，否则不能自圆其说；

再次，原因分析必须基于证据，不能欲加之罪，否则原因分析成为空中楼阁；

最后，事件经过必须清楚、完整，为原因分析和事故结论提供素材，不能漫无边际泛泛而谈，否则偏离事故调查的目的。

2.3调查工具信息化

调查工具信息化，重点在于辅助事故调查原因分析和等级定性，应当包括调查检查单、轮距数据库、危险指数计算器、事故模拟再现等方面：

2.3.1调查检查单。

引入《快速检查单》QRH（Quick Reference Handbook）的思路，建立事故调查要素库，通过多选框定制每个事故调查项目，并确定调查流程，实现程序化的事故调查。

图、国泰航空公司波音777快速检测单

2.3.2轮距数据库。

多起事故征候压坏跑道灯，报告不及时影响调查。以往调查是基于两次跑道检查的间隔，对这个间隔内所有的航班进行排查，工作量非常大。而根据跑道留下的轮迹，测定轮距，使用轮距数据库，迅速锁定肇事航空器的机型。

曾经有一次航空器压跑道灯调查，传统方法排查了120个航班，如果使用这个轮距数据库工具，排查工作量压缩到6个航班，调查效率至少提高20倍。

2.3.3危险指数计算器。

发生空中两机小于规定间隔乃至危险接近，危险程度是需要量化的。

同样，两机或航空器与其他设备地面相撞（跑道侵入）的危险程度，也是需要量化的。这些量化是非常复杂和极其精细的，需要信息化的辅助手段－危险指数计算器，配合事故调查员完成调查任务。

2.3.4现场数据模拟再现。模拟再现是事故调查的重要工作，有利于原因分析和安全宣讲，同样需要信息化。以飞行数据为核心，配合地形地貌数据、天气数据、残骸数据、现场照片和录像等，使用配套的“模拟再现系统”，将事故调查信息进行数据处理和视频剪辑，模拟再现事故过程。

2.4调查应用信息化

调查应用信息化，重点用于辅助事故调查的后续整改，应当包括调查闭环、行政处罚、调查预警、调查规律等方面：

2.4.1调查闭环信息化。

事故调查找到事故原因，发现与事故相关的事故隐患，对事发单位和相关服务单位提出针对性的改进要求。

如果这些改进要求和预防措施未落实，事故还会重演，因此，需要督促各单位落实这些预防措施。采用信息化的事故隐患跟踪，极大有利于实现事故隐患的闭环处理，达到避免同类或类似事故再次发生的目的。

2.4.2行政处罚信息化。

根据民用航空法、事故调查条例及民用航空规章，应当在尊重调查证据的情况下，对事故责任方实施行政处罚。但是，如果没有行政处罚数据库，很难保证相同或类似的事故处理，本次和上次的尺度保持统一；

也很难保证相同或类似的事故处理，不同管理局的尺度一致，容易造成行政处罚失准。通过行政处罚信息化，有助于全民航共享事故调查的行政处罚信息，确保处罚尺度不会因为不同单位而异、不同时段而异和不同地区而异。

2.4.3调查预警信息化。

局方收集事故调查信息，并实施信息分析，推进信息应用，发现突出的、趋势性的事故隐患，锁定安全短板，并应用木桶原理进行修补，提升总体安全水平，同样需要基于事故调查信息化的工具，锁定短板，精确整改，实现有的放矢和事半功倍。

2.4.4调查规律信息化。

使用信息化调查工具，对调查报告的事故原因和安全建议分门别类，同类的事故原因和安全建议堆积计数，按类别进行统计，得到事故多发原因和普遍性事故隐患。

针对多发原因和普遍性事故隐患进行深入分析，寻找事故调查的规律。掌握事故调查规律，将对预防事故极为有利。

2.5调查资料信息化

调查资料信息化，重点在于打牢事故调查的基础，应当包括调查图书馆、事故调查档案、FDR数据库、黑名单库等方面：

2.5.1调查图书馆。

事故调查需要大量资料支持，涵盖局方规章、公司手册、航空器手册、机载设备手册、机场设备手册、航图、机场平面图、飞行数据研判等，甚至查阅国内外同类或相似事故调查档案和视听材料，将各类事故调查资料分门别类，建立调查电子图书馆，辅助事故调查。

2.5.2事故调查档案。

调查档案需要统一的信息系统进行全面管理、保存和查询，包括（但不限于）调查的组织，收集的证据资料，主办调查的数量、类型、等级，调查工作的完成率。

2.5.3 FDR数据库。

飞行数据判读和解析，是事故调查不可或缺的步骤之一，对记录飞行数据的设备――飞行数据记录器FDR建档和实时监控，是不可避开的工作。建立FDR数据库之后，对每架航空器的FDR状态了如指掌，其数据结构、外观及尺寸、安装位置任意可查，为搜寻事故航空器的FDR和飞行数据还原，提供便利条件。

图、黑匣子之一的“FDR”

2.5.4黑名单库。

中国民航和国际民航都统计了飞行事故的原因，人为因素超过80%，人为因素的信息管理非常重要。所以，对曾经有人为责任事故征候、严重违章、隐瞒不报人员及重大飞行技术隐患的飞行员，建立跟踪监管档案，进行持续跟踪。

3、事故调查信息化的应用案例

案例一，2013年10月，辖区航空公司着陆重频发，我局基于事故调查信息的收集，应用滚动值分析方法，分析了着陆重的信息，发现着陆重万架次率出现上升趋势，立即提出改进要求，发布了《运输公司着陆重信息分析报告》，并督促各单位进行整改。一年后复查着陆重万架次率，发现着陆重万架次率持续减少，趋势良好。这是基于事故调查信息化，开展安全改进的一次成功实践。

 案例二，2013年2月25日，某公司B737-800飞机执行广州-武汉航班任务，在武汉天河机场04号跑道NDB/DME仪表进近时，低高度刮蹭南近台设备天线后复飞，人员无伤亡。调查报告对此次事故征候发现的事故隐患提出了针对性的改进要求，局方据此向事发单位发布了《行政检查整改通知书》，并跟踪整改措施的落实。这是基于事故调查信息化，实现事故调查闭环管理的案例。

案例三，2009年6月1日法航447号航班航坠海，2014年12月28日亚航QZ8501航班坠海，坠海前，都出现大仰角和急剧拉升导致失速。几乎一模一样的两起事故，呼唤航空器速度换高度引发失速规律的深入研究，我局基于航空器性能，以及物理和数学推导，在《中国民用航空》发表了论文《航空器速度换高度引发失速的警示》，给出结论：在巡航期间，航空器不要持续（1-3分钟）超过临界上升率（由所在高度和自身重量决定）爬高（除非按TCAS的RA指令避免飞行冲突），否则，尽管发动机功率100％，该机仍会损失速度，一旦持续过长爬高进入失速，改出失败，有可能酿成坠机事故。这是基于事故调查信息化，寻找事故调查规律的案例。

案例四，2014年10月28日，某公司CRJ-900执行梧州-贵阳航班，在桂林区域穿越了管制指令高度，与另一架航班小于规定间隔。调查过程中，精确计算了两机飞行冲突的危险指数，给出准确的等级定性。这是基于事故调查信息化，实现事故调查等级定性的案例。

4、结束语

推进事故调查信息化，涵盖五个方面：实现调查组织、调查实施、调查应用、调查工具、调查资料的信息化，有助于实现事故调查素材在调查组范围内的信息共享，对事故调查实施准确、流畅的项目管理，快速展示事故调查进程，整合调查素材，自动生成规范化的事故调查报告，大幅度提高事故调查的准确性和效率，具有良好的辅助作用。

与此同时，通过事故调查信息化，与整改通知单进行搭桥，辅助事故调查闭环和行之有效的安全预警，避免同类或类似事故再次发生。

实施事故调查信息化，不但必要，而且可行。随着事故调查信息化的深入应用，将极其有利于提高事故调查的效率，保证事故调查的质量，并锁定安全短板，实现精准事故预防，达到事半功倍的效果。

作者简介：

喻心宏，1988年毕业于北京航空航天大学电子工程系，从事民航导航雷达、事故调查、信息系统研发及安全信息管理，调查多起机毁人亡飞行事故和疑难事故征候，现任民航中南地区管理局正处级事故调查员；

结合民航安全管理实际，组织研发“民航地区管理局航空安全管理信息系统”，获得中国民航总局科学技术进步奖二等奖（2003年），并获全国第二届安全生产科技成果奖获奖成果三等奖；

熟悉飞行品质监控和飞行数据分析，重视事故调查规律研究和航空安全预警，擅长安全信息应用和航空安全案例宣讲，常讲授民航事故调查和信息管理。

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​文/张聚恩

3月28日上午，汉中市汉台中学多功能教室。

“追梦起航——航空科普汉中行”开幕式后，专家讲座开场。

老师和学生坐满了大教室。我坐在第一排，同他们一样，专注而虔诚地聆听首场报告。

演讲者：空军大校、试飞员徐勇凌。

我和勇凌结识多年，他的声名早已熟知，而坐在台下，完完整整地听他演讲，这是第一次。

他演讲的题目是《飞行时代的中国梦》，这是一份励志演讲。如泣如诉，如诗如歌，感人至深，令人动容。演讲结束时，如雷的掌声响起，那是讲者闻者心与心的共鸣，那是台上台下情与情的交融。

幼年勇凌就憧憬飞翔，却屡屡受挫。直到读完北航学业，在人生的第三次招飞中，美梦成真，光荣入伍。经历炼狱般的训练和残酷的淘汰，脱颖而出，终驾机飞天。

怀揣执着飞翔梦的青涩学子

也许人生的历练才真正开始。他有些飘飘然，过于自信了；以致在驾驶歼-6飞机的训练中，听错指令，撞下长机，不得不弃机跳伞。他深深悔恨，反省自己的浮躁和大意。所幸，长机驾驶员无虞，而他也在彝族孩童的帮助下，从伞降的云南大山深处得救。

苦苦寻觅，徐勇凌终于在去年见到当年搭救自己的彝族兄弟

在惜才如金的首长的保护下，沐浴亲密战友的关爱，他得以继续在飞翔之路前行，并迅速走出事业的低谷。他被选派远赴俄罗斯，在北方的高天上，接受更高规格和更为严格的培训。数十本手抄笔记记载着他的勤奋，俄罗斯试飞大师的调教，给了他受用终身的教益。

在俄罗斯格罗莫夫试飞院的365天培训（右三为徐勇凌）

毕业时喜获试飞员证书和勋章

珍贵的手书笔记见证徐勇凌的刻苦与勤奋

归国后，他继续刻苦学习，飞行技艺精进，新机试飞中的一次次超越，记录着这位中国试飞员成长的足迹。他为歼10的一飞冲天而感奋，讴歌战友雷强试飞成功的壮举。他为中国军机的迅猛发展而激动，热情赞美试飞大队这个温馨而勇敢的团队，称英雄试飞大队，为他铺就通天之路。

讴歌战友雷强歼10试飞成功（右二为雷强，右三为已驾鹤西去的歼10之父宋文骢）

英雄的试飞大队为徐勇凌铺就通天路（后排右二为徐勇凌）

似乎上天要再次考验勇凌的忠诚和锐气，更大的磨难再次降临。在一次驾驶歼8Ⅲ的飞行中，发动机突然空中起火，在最大限度地获取数据，冷静处置而无法保全飞机的情况下，他不得不在不利状态下离机跳伞。这一次他受了重伤，在病床上足足躺了四个月。领导和战友给了他高度赞许，而他离开病床后的第一愿望就是要求复飞。此时，他温柔美貌的妻子，给了他最大的理解，用坚毅和刚强支持他重上蓝天。

身受重伤的勇凌

 终于，蓝天上又见勇凌的身影。一次次，他试飞新战机，试飞新系统，取得骄人的成就。他试飞歼-10，实现梦想；完成机上导弹发射，成功击毁靶机。他成功试验空中加油，创造了中国第一。就在加油成功后的中秋夜，他写下《月光》诗，畅抒拥抱蓝天、勇敢探索的不屈的情怀。

重上蓝天

空中加油试验

勇凌的《月光》诗

而后，他成功转身，从事飞行教学和军事理论研究，且成绩斐然。他时时关注新机研发和试飞的喜讯。他为战友李刚试飞歼-20成功而兴奋；他接受媒体采访，诠释舰载机的技术难点和装备突破的重大意义；他赞美鲲鹏展翅，撰文为运20服役而喝彩；他为近年来献身的战友著文赋诗，抒发哀思，为英魂飞度。

同首飞歼20的战友李刚合影

勇凌诗作：蝶恋花-忆战友

在我和勇凌结识后，他总对人说，我是他的恩师，盖因我引荐他加入航空学会。称“恩师”实不敢当，我的名讳里确有“恩”字，但我何曾有师教予他。倒是他，不断给我启迪和惊喜，向我输送炽热的激情。我要真心感谢他，而且也庆幸中国航空学会有了他这样一位好会员、好理事。他频频出现在公众媒体上，他的著述经常刊登在报刊杂志上，他活跃于大学、中学和小学的校园和教室里，他健美的形象已经成为航空科普战线一块亮丽的名片。

该怎么描述勇凌呢？我想，他既是一位勇士和专家，又是一位才子和君子。

一位有理想、有追求的“勇士”——世上很难找出像他这样，两次在飞行危难之时离机跳伞、与死亡擦肩而又毫无心理阴影、执着重飞的飞行员。如此彻悟，实为大智慧。

一位肯学习、善思考的“专家”——求学时为学霸，高学历参军，远赴他国受训，持续不间断积累，在飞行理论与实践、航电与武器系统功能与试验等方面积淀甚丰、多有建树。

一位有情怀、有文华的“才子”——诗言志，文如人，习书法，练篆刻，情之所至，金石为开，爱好之多，实属罕见；且博闻强记，厚积薄发，知勤阅读之利，视多倾听为福。

一位有爱心、知天命的“君子”——好夫、好父与孝子，集于一身；志存高远，广播爱心，结交好友，真诚豪爽；惟愿作学者、当文青，而视昔日荣誉、耀眼名号为浮云。

勇凌诗作：天空是永恒的主宰

2015年暑期，我的外孙回国探亲，恰逢2015年全国青少年模拟飞行大赛决赛在北京五中举行。我带他前去观赛，结识了被特邀的勇凌。勇凌的角色是发布开赛令。天很热，为了最好的效果，勇凌特意在旁边的空教室里换上飒爽英姿的戎装。外孙满怀敬意地拍下了他的英姿。

外孙汪汪拍下的勇凌英姿

四天前，即3月28号晚间，我和勇凌在汉江边席地而坐，面对如梦如幻的音乐喷泉表演，我轻声问他，第二次跳伞伤得那么重，在病床上躺了足足四个月，就没给你留下什么后遗症吗？他莞尔一笑，答道：“那会呢？为了重回蓝天，我不能说，即使是对亲人。现在，我可以说了。就在几年前，我的左臂还经常因神经问题，而鼓起肿包，而疼痛。但现在一切都好了。”

我真为他高兴，一个两度与死神擦肩的壮士，至今能幸运地拥有完全的健康。

勇凌的一幅书法作品

这两天，看我们“科普汉中行”群里，勇凌和大家互致问候，调侃打趣，愉快地描述着未来的岁月。我想，不管是“云卷云舒的蓝天”的高雅，还是“麻辣鲜香的小面”的家常，我真心祝愿勇凌一切好，祝愿大家一切好。

让我们都从勇凌其人其事中汲取教养，为祖国的航空事业、为蓬勃发展的航空科普，流一把汗，出一份力！

【后记：谢谢勇凌对我的信任，允我阅读和使用他的课件。】

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齿轮传动的涡轮风扇发动机

20世纪90年代后期，美国普·惠公司提出了研制用减速器驱动风扇的PW8000高涵道比（涵道比为10.0）涡轮风扇发动机。

为什么低压涡轮要通过减速器来驱动风扇呢？这是因为当前在大推力、大涵道比的涡扇发动机中，风扇均由低压涡轮直接驱动，一般在风扇转子后还装有3~5级增压压气机转子，以增加发动机的总增压比及内涵的空气流量。

这种设计具有一个固有的缺点，那就是增压压气机、低压涡轮均未在它们的最佳转速下工作，使得发动机级数加多。

这是因为在高涵道比涡轮风扇发动机中，风扇直径很大，风扇转子转速低，由于风扇(加上增压压气机)是由低压涡轮直接驱动的，因而使增压压气机、低压涡轮均工作在低于它们的最佳工作转速下，因此为达到发动机总体的设计要求，只得增加增压压气机及低压涡轮的级数。

在三转子发动机中，风扇、中压压气机、高压压气机均在最佳转速下工作，因而使它的级数比双转子发动机的少。

如果在双转子发动机中，在低压涡轮、增压压气机与风扇间装一个减速器，首先使前二者工作于它们的最佳转速，然后通过减速器，将转速降低到风扇的最佳转速来驱动风扇工作，这样这三个部件均工作于最佳转速下，自然使级数减少。

目前现役大型涡扇发动机中，尚没有采用减速器来传动风扇的。这是因为这种减速器需在高的输入转速(10000 转/分左右)、高的传动功率(30000~40000 kW以上)下安全、可靠地工作，在现有的技术条件下，是非常难作到的。

普.惠公司于80年代投资3.5亿美元，开展了一项用于传动风扇的减速器的发展、研究工作，目前已取得突破性的进展，研制成了一台传动功率为23860 kW (32000马力)、减速比约为3:1(输入转速9160转/分，输出转速3250转/分)的减速器（图6-10）。

图、普惠PW1000G齿轮传动发动机模型

据普·惠公司称，该减速器具有体积小(外径仅为0.457米)、重量轻(约640公斤, 即每100马力重0.98公斤)、可靠性高、传动效率高达99.5%等特点。

传动效率高，不仅功率损失小，而且用于冷却、润滑齿轮传动装置的滑油温升仅为27℃，大大减少了用于冷却滑油的散热器的体积。这种减速器已被PW8000选用作为传动它的风扇的减速器，使PW8000成为大推力级发动机中第一种采用齿轮传动风扇的发动机。

今后，随着大功率、高转速的减速器逐步趋于完善，减速器传动风扇的高涵道比涡轮风扇发动机也将会得到发展。

图6-10、普·惠公司为齿轮传动发动机剖面图

涡轮螺旋桨发动机的特点

从前面的介绍可以看出，涡轮螺旋桨发动机是综合了涡轮喷气式和活塞式发动机的优点，又克服了这两种发动机的一些不足，适用于中速飞行的一种性能优良的发动机。

其主要特点在于，和涡轮喷气发动机一样比活塞式结构简单，没有往复运行零件、振动小；单位重量产生的功率大，具有活塞式发动机省油的特点，且使用煤油，较活塞式发动机更为经济；

具有涡轮喷气式发动机功率大、体积小的特点，单台功率可比最大的航空活塞式发动机大数倍。

装涡轮螺旋桨发动机的飞机，飞行高度低（5000米以下）、飞行速度慢（600～800公里/小时），这是涡轮螺旋桨发动机的缺点。

判别涡轮螺旋桨发动机的性能好坏的依据是：功重比（发动机功率/发动机重量）越大，耗油率越小，其性能越好；反之则差。

虽然涡轮螺旋桨发动机在低速飞行时，有较低的耗油率，经济性好，但随着飞行速度的增加，螺桨效率将变低，耗油率则增加。

在上世纪70年代后期，航空界开始大力研制新型的、称为“桨扇”的发动机，以缓解当时面临的石油危机对航空运输业带来的冲击。

桨扇发动机顾名思义，它是一种既具有涡轮螺旋桨发动机耗油低、又具有涡轮风扇发动机适于高速飞行特点的发动机。为了使桨扇发动机适于高亚音速飞行（即飞行速度大于800~900公里/小时），需发展新型的螺旋桨。

新型螺旋桨由两个旋转方向相反的螺旋桨在一起工作，螺旋桨的桨叶较多（一般为6～8片），每片桨叶形状较宽，弯曲而后掠呈马刀形。

桨扇发动机的螺旋桨直径小于涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨直径，但大于涡轮风扇发动机的风扇直径。

初期设计时，两排螺旋桨的叶片数一般均采用8片，但前、后排叶片对气流的扰动会激起较大的噪声，在后来的设计中的将两排叶片取不同的片数。

图、General Electric GE36

图6-18为美国通用电气公司与法国国营航空发动机研究制造公司合作研制的GE36桨扇发动机，由于螺旋桨（或称风扇）外不像高涵道比涡轮风扇发动机有一个外涵机匣，因此又称此种发动机为“无涵道风扇（UDF）发动机”。

由于桨扇发动机噪声、振动及减速器性能差，特别是没有外涵机匣，使用安全性没有保证等问题未能得到很好的解决，加之世界燃油的价格不仅没有如想像那样飞涨，反而有回落的趋势，因而在西方国家一直未将其投入使用。例如，美国通用电气公司与法国国营航空发动机研究制造公司虽为研制GE90共同投资了10亿美元，也不得不放弃而束之高阁。

图6-19、采用桨扇发动机的中程军用运输机安-70

但是前苏联始终不懈地开展将桨扇发动机应用到军用运输机上的研制工作，并且已取得了较好的结果。

安-70是前苏联于1988年开始研制的、采用桨扇发动机为动力的中程军用运输机，这种发动机集涡桨发动机的高经济性和以前只有涡扇发动机才能达到的高速度性能等优点于一身。

当时给安-70定下的设计指标是，要能够运输陆军部队所有类型的机动装备，速度快，经济性好，能够在低等级水泥跑道和长600～900米的土质跑道上起降，能够全天候全地域使用，机组人数为 2～3人等。

安-70最大载重47吨。其标准运输任务是携带20～35吨的物资、或300名携带随身武器的士兵、或206名伤病员，从简易机场起飞，以 750公里/小时的巡航速度飞行，航程可达到3800～7400公里。这个航程足以从英国本土飞到沙特阿拉伯，或从澳大利亚飞到大部分南太平洋地区。图6-19为在机场停留的安-70。

图6-20、D-27桨扇发动机

在苏联解体后，由俄罗斯和乌克兰两国联手继续研制，1995年12月16日在基辅进行了首飞。

虽然后来屡遭挫折，但研制工作一直紧锣密鼓地进行着，1997年开始的4年间，第2架试飞的安-70在各种气候和地域条件下完成了大量的试飞科目，结果证明安-70的总体设计是成功的，所测性能也都达到了设计要求。

并多次在国际性航展（包括2000年11月在我国珠海航展）上进行了飞行表演，给人们留下了深刻印象。它是世界上第一种成功使用桨扇发动机的飞机。

安-70所装的四台D-27桨扇发动机（图6-20）单台功率为10400 kW（14150马力），由乌克兰扎巴罗热“进步”发动机设计局、俄罗斯中央巴拉诺夫航空发动机制造研究所和茹科夫斯基空气流体动力学研究所联合研制。

发动机的燃油消耗率极低，在巡航状态下只有0.174公斤／千瓦·小时，以最大巡航速度飞行时，其油耗与现代运输机上使用的涡喷发动机相比要低20％至30％。

与D-27发动机匹配的CB-27同轴对转螺桨风扇由全复合材料制成，直径4.5米。每副螺桨风扇由同轴串在一起、转向相反的两个螺桨风扇组成，前面一个8片桨叶，后面一个6片桨叶。

这种设计可以有效延缓气流分离（桨叶失速），且噪声小，其推进效率高达90％。桨叶成半圆形，展弦比小，厚度薄，呈后掠形，能够有效延缓桨尖出现激波。虽然CB-27螺桨风扇的桨盘直径只有普通螺旋桨的一半，但其功率载荷是现代高效螺旋桨功率载荷的5倍。

 由于采用耗油率较低的桨扇发动机，安-70使用经济性特别好，省油、航程远是它的一个显著特点。

图、伊尔-76型运输机

例如，同样载货20吨，安-70的航程为7400公里，伊尔－76（前苏联于上世纪70年代中研制成功的性能较好的中、远程军、民用运输机，共生产了900余架）为7000公里，而前者仅耗油40吨，后者则需要耗油80吨，其航程还差400公里。

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山东航空产业，包括通用航空起步于上世纪90年代山东航空公司的成立。

山东航空公司决策者在公司成立之初，就以超前的战略眼光和非凡的胆识，将运输航空与通用航空作为公司集团化发展的“两翼”，统筹布局，系统推进，打造和延长航空产业链。

从而不仅使山东在运输航空上创下了“一飞冲天”的奇迹，还在通用航空发展上创下了许多的第一、在诸多领域成为我国通用航空的探索者、引领者、示范者。

图、山东航空公司涂装客机

超前战略布局，抢占发展先机

1994-2002年

（一）组建山东太古飞机工程公司，成为中国首家具有FAA、EASA、CAAC等机务维修和客改货资质的地方航空公司

1998年成立山东太古飞机工程有限公司，并获得中国民航局（CAAC)批准的民用航空器长期维修许可，面向包括中国在内的亚太地区的民用航空市场。

如今，山东太古主营B737系到A、B、C、D检、包括客机改货机、改专机等，日本、韩国、蒙古、哈萨克斯坦及东南亚国家民航飞机都来维修，年维修近400架，总收入占山航收入的半壁江山。

图、山东太古完成国内首次公务机退机和交付检

(二)创建山东航空国际培训公司，开创了国内首家地方航空公司办航校的先河

1999年山航成立“山东国际航空培训公司”、在青岛与加拿大合资建设国际模拟机中心，同时又成立九天国际飞行学院(现青岛九天国际飞行学院)，并成为经中国民航局批准成立的国内首批通过CCAR-141部审定的飞行学院，开创了国内首家地方航空公司办航校的先河。

培训中心共设计建设了8个模拟机位，全计算机操作。

在此基础上，培训公司又设置了空乘、空保、签派专业，在全国招聘大学毕业、英语水平好的学员进行系统培训。

如今，培训中心拥有最先进的电教设备和教学设施，形成了以山东滨州大高机场为主运行基地、山东临沂河东机场为辅助基地的训练布局。

(三)组建首家中远程公务机公司，最早进入国内外公务机服务市场

2001年山航彩虹公务机公司通过了民航总局的验收和运营审批，引进世界上比较先进的4架挑战者604，经营国内、国际航线、执行中远程跨洋飞行任务。

公务机飞了国际航线，接送过美国前总统克林顿、老布什和菲律宾总统阿罗约等国家首脑政要，山东省委、省政府接待重要外宾都用彩虹公务机。

图、山航彩虹公务机

(四)国内首家引进水上飞机，开展渤海海峡低空飞行观光旅游和通用航空服务

2001年，山航引进4架美国产赛斯纳208型飞机，在烟台蓬莱开飞大连，这成为跨越渤海湾连接鲁辽两岛的桥梁与纽带，也是我国首次以水上飞机进行旅游观光航线的飞行(长期以来，烟台，大连无铁路，无航空，更无路桥，往返只能乘船渡海，当时山航调查每年有600多万人次)。

这种航班属通用航空业务，没有时刻表，游客来了就走，方便，可靠，类似出租车，取其名为“空中的士”，领略八仙过海之风情，宣传口号是“鲁辽两岛尽情飞，一天能有两来回”，后来发展到一天四个来回了。公司开飞渤海海峡观光旅游之外，还积极参与地方抢险救灾，曾先后成功营救过750人。

图、隶属于彩虹公务机旗下的塞斯纳208

抢抓产业转型升级机遇，滨州在国内通用航空发展中

成为多个领域的领跑者（2002-2008年）

(一)在滨州建成了中国第一家通用航空城

2003年，滨州市的决策者就瞄准了市场方兴未艾、前途无量的朝阳产业——通用航空，于当年在一片盐碱荒地上投资建设了集航空培训、飞机制造、飞机维修、通航发展、通用航空运营为一体的大高通用航空城，并提出了将其打造成为中国第一、世界知名的通用航空名城的目标。

这是中国第一个定位通用航空的产业科技开发区，即包括通用航空的旋转翼、固定翼等飞机组装、制造维修、飞行培训、公务机托管等。被国际专业媒体称之为“点石成金”之举。

2003年大高通用机场建成使用，其定位于“生态型、高科技”的发展主题，突出“飞行员培训、飞行器组装与维修、生态观光旅游、公务机商务机托管、航空航天会展、农业救灾及其他通航业务“六大功能”。

2011年滨州大高通用航空城被确定为山东航空产业重点园区，又被山东省经济和信息化委员会确定为山东省高端装备制造产业示范园区。

(二)在滨州举办了首届中国国际通用航空产业博览会

经国务院批准、我国有史以来规模最大的中国国际通用航空产业盛会-首届“中国国际通用航空产业博览会”，于2006年在中国滨州大高通用航空城隆重举行。

参展商来自中国、美国、奥地利、意大利、波兰等国家和地区，与会人士包括产品购买商、专业参展企业代表、国际通用航空领域专家代表、中国国家各部委相关领导、主办单位及地方政府领导、国际学者、新闻媒体及观众代表约3万余人。

中国民航总局副局长杨国庆，美国GAMA协会副主席Edward  T Smith，欧洲通航协会副会长 Martin Robinson等出席开幕式。

此次航博会是根据通用航空业务在中国的农业、林业、商务贸易、地矿勘探、环保、医疗救护、体育、气象、工业、航拍、飞机托管、公务飞行、新闻采集、交通管理等领域的巨大需求及通用航空的特点而举办的。

旨在搭建通用航空产业国际化交流平台，加强国际间的技术合作与交流，引进国外的先进技术，扩大国际通用航空在中国更广泛的应用，推动中国通用航空产业向国际纵深发展。

图、2006年5月28日，首届“中国国际通用航空产业博览会”举行

(三)在滨州率先组建了全国地方高校第一个飞行学院

2006 年经教育部和中国民用航空局批准，滨州学院(大学本科) 增设飞行学院，这是全国地方高校第一个飞行学院，不仅填补了山东省本科民用航空类专业的空白、也是全国地方高校首家飞行学院。

滨州学院飞行学院的招飞主战场是山东本省，省外已辐射北京、湖北、湖南等，每年招飞行专业学生在150人左右。

滨州学院飞行学院采取了小班制、准军事化的培养方式，先后为海南航空公司、山东航空公司等培养“大改驾”飞行学员，与山航、深航、海航、邮航等航空公司联合培养飞行员，实现飞行技术专业招生、培养，就业一条龙，韩国航空大学、美国泛美航空学校等十几个国家和地区的业界人士，纷纷慕名前来参观访问，并洽淡合作办学项目。

图、滨州学院飞行学院 飞行学院在进行学习

(四)在滨州引进并生产出中国第一架有EASA认证的DA-40飞机，结束了山东无飞机制造业的历史

2005年10月3日，国内第一架具有EASA(欧洲航空安全组织)认证的钻石DA-40型飞机(4座，用航煤燃料)，在滨州大高航空城下线，并首航试飞成功。

从2004年滨州市开始与奥地利钻石飞机制造公司洽谈飞机制造项目合作，双方着力于建设华东最大轻型固定翼飞机生产基地。

2005年1月，双方在泰山之巅正式签署了排他性合作协议；

4月20日，滨州大高通用航空城有限责任公司与奥地利钻石飞机制造公司签署了成立滨奥飞机制造有限公司的合资经营合同；

6月17日，滨州滨奥飞机制造有限公司揭牌仪式在大高航空城举行，与此同时，中奥飞机发动机合资项目也举行了签字仪式；

8月，钻石飞机厂房正式投入使用，安装并调试生产设备。

滨奥飞机制造有限公司生产的钻石系列DA-40型固定翼小型飞机，结束了山东无飞机制造业的历史，成为国内唯一获得欧洲航空安全局(EASA)认证的整机制造商，国内唯一中外合资生产全复合材料机体的飞机制造公司、国内唯一拿到了产品销往世界各地许可证的通用航空制造企业、国内唯一填补通用航空2～4座固定翼全复合材料机体航空器制造的企业。

目前、年生产能力达百余架。

图、山东滨奥钻石Da40型飞机已经率先批量化生产

(五)国内首次通用飞机环省飞行

为庆祝新中国通用航空发展60周年、推动通用航空发展，2011年10月13日上午，由山东航空产业协会组织的“2011滨奥DA-40 飞机齐鲁环飞”活动在滨州沾化大高通用航空城正式启动。

滨州滨奥飞机制造有限公司生产的3架DA一40固定翼轻型通用飞机执行飞行任务、从滨州大高通用机场起飞、途经山东省内东营、潍坊、蓬莱、烟台、威海、青岛、日照、临沂、济宁、济南10市的各民用机场和军民合用机场、飞行活动历时2天，行程1600余公里。

飞行跨度之大、范国之广、在国内属于首次、开创了国内通用飞机环省飞行的先河。

图、滨奥第100架DA40下线

军民融合，开创低空空域管理改革的先河

(2008年至今)

(一)一份提案催生了我国低空空域管理改革的首次“破冰”之举

2009年3月，时任青岛市政协主席的孙德汉在全国政协会议上，围绕推动航空强国，大力发展我国通用航空产业，提出制定航空法和“低空开放”的建议(第003401号)，被全国政协专报中共中央、国务院、中央军委。

2010年10月召开的第一次全国低空空域管理改革会议，特别邀请孙德汉同志参加。

不久，国务院和中央军委联合出台了《关于深化我国低空空域管理改革的意见》，决定从2011年开始，开放1000米以下的低空空域，这是我国建国以来低空管理的首次“破冰”之举，这一国家战略的实施，带来的是通用航空“井喷”式发展、万亿市场呼之欲出。

图、青岛市政协主席 孙德汉

 (二)成立山东航空产业协会，掀开通航事业新篇章

2011年，山东航空产业协会在济南成立。会议讨论通过了《山东航空产业协会章程》等文件，确定了协会会徽，选举产生了协会第一届理事会，孙德汉同志当选为协会第一届理事长。协会是由47家航空企业和单位共同发起、经省政府同意及有关部门批准的社团组织。

协会成立后，根据国家产业政策和省委、省政府的部署要求，紧紧围绕安全、服务、效益这三个航空产业的“生命品牌”，真情搞好5 项服务，即为省委省政府决策提供第一手资料、为航空企业咨询、为会员单位给力、为行业发展分忧、为市场配套服务。

协会先后设立了通航专业委员会、航空机场运输专业委员会、无人机专业委员会、航空运动专业委员会、航空培训及青少年航空教育专业委员会、专家咨询委员会和会员单位联络委员会。

截至目前，会员单位已达到82家。

(三)率先制定全省通用航空产业及机场建设中长期规划

经山东省委、省政府同意、山东航空产业协会，早在2011年就与中国通用航空协会、中国民航大学的专家做了山东省2012-2025年通用航空产业规划，布局通用机场和临时起降点。

2014年，山东省人民政府办公厅下发了《关于进一步加快民航业发展的意见》，拟在全省建设民用机场46个，其中运输机场16个，通用机场30个。

目前已建成烟台蓬莱、滨州大高、莱芜雪野、平阴孝直通用机场，筹建高青、齐河通用机场，在日照、青岛藏马山、威海、烟台等沿海地区建设临时起降点，以打造山东半岛黄金海岸低空旅游专线和空中巴士。

各通用机场和起降点将与大连、天津、秦皇岛等环渤海起降点连在一起，开展通勤飞行业务，形成连接东北、华北、华东、中原地区的低空交通枢纽和海上低空旅游观光航线。

(四)率先组建军民航融合的通航空管信息服务站

2014年11月，全国低空空域管理改革工作会议后，为推进低空空域改革试点，山东航空产业协会率先发起创建军民航融合的青岛、济南通航空管信息服务站。

军民航联席会议议定，这两个空管信息服务站为山东区域低空飞行运营服务的唯一窗口，青岛、济南飞行管制区内的固定翼、旋转翼、三角翼、无人机、动力伞、飞艇、热气球和航模等低空飞行计划申报等相关业务均由服务站进行统一受理，军航、民航空管部门不再直接受理辖区内的飞行计划申报，而是进行监督指导。

服务站实行市场化运作、企业化管理，为通用航空活动提供飞行计划、航空情报、航空信息、气象情报、告警。

服务站在国家空管委、民航局等的指导下，在军民融合的协会平台上，依法按规，实施运行，同时协调工商、公安等部门严查违章，杜绝“黑飞”，保障空防和飞行安全。

尽管试点工作还将面临一些困难和问题，但山东航空产业协会仍不忘初心，在军民航的支持下继续前进。

(五)全国青少年航空教育的创新推动和先行实践者

山东航空产业协会与空军联手共建，成立了青少年航空教育领导小组。中国青少年航空教育工作于2012年5月4日在滨州举行了启动仪式。

2014年5月又组织召开了由空军、教育部、总政、国家空管委、教育厅参加的中国青少年航空教育调研座谈会，听取了山东有关城市青少年航空教育工作汇报，实地考察了青少年航空教育山东试点学校。

以航空产业为带动引领，利用师生业余时间，实行军民融合，形成了由小学一中学一大学的航空教育链条。会上空军何为荣副司令做了重要讲话，充分肯定了山东的青少年航空教育。

经过3年多的试点教育，滨州、莱芜、胶州3地形成了系统的航空教育链条和体系。军委许其亮副主席对加强和推广青少年航空教育作了批示，空军首长高度重视，2015年3月教育部、公安部和解放军总政治部制定印发了《空军青少年航空学校建设实施办法》，确定从2015年起在山东等空军招飞生源主要省份，依托优质高中建设空军青少年航空学校。

全国首批空军青少年航空学校承办中学共计16所，每年从应届初中毕业生招收1000名学员。

图、河南省实验中学的空军班

(六)代表中国加入国际IACEA组织，推动我国青少年航空教育工作与国际接轨

山东青少年航空教育工作一开始就走上与国际接轨的道路。2013年，山东航空产业协会与中国空军军训部应邀参加国际航空学员交流活动，2014年成功举办了国际航空学员中国山东交流活动，为2014年中国成为国际航空学员交流协会(IACEA)预备成员国做出了突出贡献。

国际航空学员交流协会至今已有60多年历史，现有30多个成员国家和地区，各成员国家和地区选派17岁至20岁之间的航空学员开展交流活动，以推动国际航空教育交流，增进友谊，开阔视野、开展合作。

2015年，山东航空产业协会继续成功举办了国际航空学员中国山东交流活动，再次为中国赢得了荣誉，并在IACEA 2015年会上代表中国加入该协会，各成员国对山东开展青少年航空教育工作给予了充分肯定和高度评价，并主动与中国进行交流学习洽谈。

会议确定国际航空学员交流协会2019年年会将在中国山东举办。4年来，参与国际航空学员中国山东交流活动的国内外青少年达千余人。

(七)全力推动空客H-135直升机项目落户青岛中徳生态园

经山东航空产业协会的牵线搭桥和倾力推动，自2009年开始接触，2016年6月，青岛联合通用航空产业发展有限责任公司和中国航空器材集团组成的中方合作伙伴与空客直升机集团，在北京人民大会堂共同签署了关于在青岛西海岸新区中德生态园建立H-135直升机总装线的框架合同。

此项目落户青岛中德生态园，是中国直升机工业的一个重要里程碑，青岛将与空中客车直升机一道，携手开拓市场，共同打造“中国总装”的直升机。

项目投产后，在中国销售的H-135机型将全部在青岛生产，并与欧洲本部保持同等技术水平、同等产品质量和服务标准。未来空直集团将考虑把轻型、中型直升机生产逐步转移至中德生态园总装线，构建空直欧洲以外的生产体系。

空直集团拟同步设立销售中心、维修维护基地、培训基地。根据合同，该总装线计划于2018 年正式投产，设计产能36架/年。

图、中德总理共同见证H135落地仪式

下一步展望

山东航空产业协会是非营利社会团体组织，根据《山东省通用航空产业发展规划(2012-2025年)》，山东省通用航空产业围绕产业链，实行上下游协凋发展。形成以制造业为龙头，以运营为依托，以服务为保障的通用航空产业体系，最大程度发挥通用航空产业的经济和社会效益。

到2020年，形成较为完备的通用航空产业链，实现通用航空产业集群发展。

攻克机械电子电器、航空新材料，通用航空大件加工即部件组装关键核心技术。形成集通用航空发动机零部件，机械配套、大件加工及部件组装的航空制造高新技术产业链。

通用航空产业园形成一定规模，达到国内先进水平。完成通用航空机场的初步布局和建设，使山东省通用航空产业在全国处于先进水平。

到2025年，建成具有地方特色、高水平的通用航空产收园区，以“五大版块”为载体、形成完整的通用航空产业链和制造业集群。

建成国家级通用航空产业基地和物流保税园区、技工贸总收入超过1000亿元。通用航空发展基础条件达到全国领先水平，完善的通用航空产业能够有效地带动山东经济发展，最终将山东省打造成为通用航空强省。

按照“结构分明、重点突出、均衡发展、优势互补”的原则，着力建设五大通用航空版块，并在省内实现联动，达到共同发展。

一是、制造业版块，大力发展通用航空器整机和零部件制造(包括固定翼和直升机)，开展机载设备、航空电子、新材料的研发。

二是、运营业版块，以全国通用航空机场布局规划为契机，在全省重点发展以农林业飞行、航空救援等为主的公益性通用航空服务；

大力发展全省主要城市之间的短途运输、通勤航空、空中的士、逐步建立覆盖全省的通用航空运输网络；

发展通用航空旅游业；

建立航空旅游和应急救援直升机基地，建设航空服务综合配套项目；

建立公务航空网络。

三是、服务业版块。在省内主要城市建设通用航空飞机的销售、维修、租赁网络，开展通用航空金融、租赁、担保、保险业务；

发展通用航空体验飞行，航空器销售试飞，私人飞行，并加快与之相配套的高端服务设施建设；

建立鲁北通用航空物流中心；

建立公务机维修基地，面向全国乃至亚洲提供公务机维修、定检服务。

四是、人才培养版块，在滨州建立通用航空人才培养基地；

以滨州飞行学院，烟台南山学院，青岛九天航校等学校和培训机构为依托，建立飞行员和航空专业人才培养基地；

在莱芜建立航空体育人才培养基地。

五是航空运动版块，以莱芜为中心大力发展航空体育，打造我国“航空体育第一城”。

根据军民航总体部署和指导，如有可能，拟在山东以外省市规划布点建设服务站；

考虑华东(山东)与东北(辽宁)的结合点，拟在大连建一服务站，并与东北地区低空管理连接。各服务站运行后，经上级有关部门批准，将探讨在全国有条件的地方进行连锁建设和连锁服务试点。拟创建通航飞行复训考核中心。

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涡轮螺旋桨发动机的应用

   图6-11 、中国民航的“子爵号”旅客机

由于涡轮螺旋桨发动机在中、低速飞行（飞行速度低于600~800公里/小时）和起飞时具有良好的工作特性，上世纪50、60年代曾广泛用作旅客机、军用运输机的动力，例如曾经作为中国民航旅客机的“子爵号”、伊尔-18、运-7等，均采用了涡轮螺旋桨发动机；美国的C-130、C-133B，前苏联的安-12、安-22等军用运输机，图-114旅客机，图-95轰炸机也采用了涡轮螺旋桨发动机。

   图6-12、中国民航的伊尔-18旅客机

“子爵号”四发旅客机（图6-11）的初始型号研制工作始于二次世界大战结束前，是第一种采用涡轮螺旋桨发动机作为动力的旅客机，在上世纪50年代经过几个型号的改进最终发展成800型，其载客量己由50年代初的的32人增加到71人，发动机功率也由初始的RDa.1 MK501型的738千瓦增加到后来的RDa.7MK525型的1566千瓦，为20世纪50年代用得最多的涡轮螺旋桨发动机旅客机之一，共生产了444架。

子爵号所用的发动机为“达特”涡轮螺旋桨发动机，上世纪60年代初我国首次打破西方国家贸易壁垒购进的现代航空产品就是该型飞机，图6-11为停在首都机场的中国民航的“子爵号”旅客机。

伊尔-18（图6-12）是用于中国民航的又一型以涡轮螺旋桨发动机为动力的四发旅客机。该机由前苏联伊留申设计局于1955年开始设计，1959年4月投入航线使用，其载重量比英国“子爵号”大一倍，装有4台每台功率为2980千瓦的阿伊-20涡轮螺旋桨发动机。

 图6-13 我国自行研制的四发涡轮螺旋桨式中型、中程多用途运输机—运八运输机

图6-13是我国自行研制的装有四台涡轮螺旋桨发动机的中型、中程多用途运八运输机。该机研制工作始于1969年，1974年底首飞成功，已用于我国空军、民航及邮政航空，而且还出口到斯里兰卡等国。

运八运输机装有我国自行研制的、功率为3125千瓦的涡桨六涡轮螺旋桨发动机，飞机起飞总重为61吨，有效载重为20吨，最大平飞速度为662公里/小时，最大航程为5615公里。

图6-14为用于运八运输机的涡桨六涡轮螺旋桨发动机纵剖面图，图中可看出发动机各部件的设计概况。该发动机研制工作始于1969年8月，1976年完成设计定型，随后，装有四台涡桨六发动机的运八运输机交付部队使用。

涡桨六发动机由九级轴流式压气机、环形燃烧室、三级涡轮、减速器、进、排气道等组成，三级涡轮既驱动压气机，又通过减速器驱动螺旋桨，因此发动机成为定轴式涡轮螺旋桨发动机。

发动机增压比为7.5，涡轮前燃气温度为1060℃，起飞功率为3125千瓦，在世界众多发动机中属于中等功率的涡轮螺旋桨发动机。

我国还生产涡桨五（WJ5）涡轮螺旋桨发动机，其结构基本同于涡桨六，只是尺寸小些，它有WJ5、WJ5A、WJ5B、WJ5A1及WJ5E五个型号，起飞功率分别为：1875、2317、2074、2133、2133千瓦。

图6-14、涡桨六

其中WJ5A用于海军的水轰五型水上轰炸机，其它几型均用于国产的运七支线客机上。图6-15为我国研制的水轰五型大型远程水上巡逻反潜轰炸机，它的机身下部作成船底形，便于在水上航行。

随着涡轮风扇发动机的出现，干线客机、大型军用运输机已毫无例外地采用了涡轮风扇发动机，因此，上世纪70年代以后，各国均不再研制大功率的涡轮螺旋桨发动机。但是，前述的C-130、C-133B、安-12、安-22等以涡轮螺旋桨发动机为动力的军用运输机还将使用一段时间。

由于涡轮螺旋桨发动机在亚声速、短航线内的经济性好，采购和维修费用低，噪声也能满足要求，因而在一些小型支线客机、小型运输机、专用飞机（如农、林业，消防等）中仍然被采用。

上世纪80、90年代，欧洲八国（英、德、法、意、西、比、土、卢森堡）筹划共同进行称为“未来大型运输机（FLA）”的计划，2000年将FLA命名为A340M。预计2005年A340M将进行首飞,2006年底交付使用。图6-16为设计中的A400M新一代军用运输机外形图。

A400M运输机的设计目标十分明确，不仅要求突出的低速飞行性能，而且要求作战航程大、巡航速度高，以满足战术飞行和空投需要，从而适合于迅速、灵活地部署人员及装备。

在权衡了飞机性能和发动机经济性的基础上，A400M运输机采用了由4台涡轮螺桨发动机和8片式桨叶的螺旋桨组成的高效率的推进方案。这是涡轮螺旋桨发动机在沉寂近三十多后再次复出，当然，其性能也较老一代涡轮螺旋桨发动机有了较大提高。

A400M的主要技术数据为：翼展42.4米，机长42.2米， 机高14.7米，货舱长17.7米，货舱高3.85米，货舱容积356立方米，空重66.5吨，最大起飞总重130吨，最大载重37吨，最大载重航程3500公里，转场航程9058公里，最大起飞滑跑距离610米，最大着陆滑跑距离300米，巡航速度780公里/小时，最大飞行马赫数0.72，最大使用高度11300米。

图4-16、欧洲八国联合发展的A400M新型军用运输机

A400M选用了由英国罗·罗公司与法国SNECMA公司合作设计的TP400涡轮螺旋桨发动机（图6-17）。TP400的起飞功率为8950千瓦（12176马力），属于当今最大的涡轮螺旋桨发动机之列。

在此之前的近半个世纪中，世界上功率最大的涡轮螺旋桨发动机仅有前苏联用于图-95远程轰炸机、图-114旅客机的NK-12M定轴式涡轮螺旋桨发动机，该发动机的功率为8950～11033千瓦（12176～15010马力）。

TP400采用三轴设计，与一般涡轮螺旋桨发动机相比，增加了一个中压压气机，与候选的另一型发动机方案相比，有更大的增程潜力、更高的燃油效率和可靠性。

TP400以法国新一代战斗机“阵风”用的M88发动机的核心机为基础，采用罗·罗德国公司的BR700－TP方案的进气口、减速齿轮箱和三级低压涡轮以及民用“遄达”700涡扇发动机（用于A330大型双发旅客机）的缩小比例的五级低压压气机、中压涡轮。

总体看来，采用单元体设计的TP400涡桨发动机是一种低风险和低成本的设计方案。

图6-17、用于A400M新型军用运输机的TP400涡轮螺旋桨发动机

2001年中，意大利菲亚特航空公司、西班牙ITP公司、德国MTU航空发动机公司、罗·罗德国公司、法国斯奈克玛公司和比利时航宇技术公司等欧洲6家公司，签署一项协议，将组成航空发动机联合企业（APA），合作研制和生产TP400涡桨发动机，并为这种发动机提供保障。该发动机用的螺旋桨为单排八叶，桨叶带后掠呈马刀形，桨叶直径为5.18米。

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摘   要：本文对十余起跑道侵入典型案例进行了分析，总结归纳了跑道侵入的原因：

通讯不畅、机组操作失误、管制员操作失误、车辆驾驶员因素和机场设施因素；

对民航政府监管机构、空中交通管制机构、飞机制造商、飞机营运人、机场营运人、飞行员、管制员和车辆司机等人和单位提出了防止跑道侵入的建议措施。

关键词：航空器跑道侵入事故征候

1、前言

2016年10月11日发生在上海虹桥机场的A330跑道侵入事件，将跑道侵入的话题推到了舆论的风口浪尖；

2016的3月8日，中国民航的A319飞机在韩国青州发生跑道侵入，险些造成两机相撞，也构成一起严重事故征候。

在航空范畴，安全是一种状态，通过连续的危险识别过程和安全风险管理，将给个人造成的危险或者财产损失的可能性降低至并保持在或者低于一个可以接受水平的状态[1]。

航空安全经历了从 20 世纪初到 20 世纪 60 年代末的技术时代、从70 年代初到 90 年代中期的人的因素时代、从20世纪90年代中期到现在的组织机构时代。目前的安全管理，人们开始从系统的视角审视安全，除了人的因素和技术因素之外，它还包含了组织机构的因素。跑道侵入的风险研究与预防也是基于此理念。

2、跑道侵入定义和严重程度等级

不同国家或机构对跑道侵入的定义不同。国际民航组织（ICAO）定义的跑道侵入是指在机场内发生的任何航空器、车辆或人员误入指定用于航空器着陆和起飞的地面保护区的事件[2]。

FAA定义跑道侵入是指发生在机场跑道环境中涉及地面航空器、车辆、人员或物体对正在起飞、准备起飞、正在着陆或准备着陆的航空器产生碰撞危险或导致丧失所需间隔的所有事件[3]。

跑道侵入可分为以下几种常见情况：

a) 航空器或车辆从正在着陆的航空器的前方穿越；

b)航空器或车辆从正在起飞的航空器的前方穿越；

c) 航空器或车辆穿越跑道等待位置标志；

d) 航空器或车辆不能确定其所在位置而误入使用跑道；

e) 由于无线电通话失误导致未按照空中交通管制指令操作；

f) 航空器从尚未脱离跑道的航空器或车辆后方通过。

根据事件的严重程度，跑道侵入分为以下五个等级：

A类：间隔减小以至于双方必需采取极度措施，勉强避免碰撞发生的跑道侵入（图1）。A类跑道侵入属于航空器严重事故征候。

图1、 A类跑道侵入

B类：间隔缩小至存在显著的碰撞可能，只有在关键时刻采取纠正或避让措施才能避免碰撞发生的跑道侵入（图2）。B类跑道侵入属于一般事故征候。

图2 、B类跑道侵入

C类：有充足的时间和（或）距离采取措施避免碰撞发生的跑道侵入（图3）。

图3、 C类跑道侵入

D类：符合跑道侵入的定义但不会立即产生安全后果的跑道侵入。

E类：信息不足无法做出结论，或证据矛盾无法进行评估的情况。

3、运输量增加与跑道侵入的可能性

跑道侵入是当今航空界一个重大安全问题，2016年10月11日发生在上海虹桥机场的跑道侵入事件，起飞的A320飞机从穿越跑道的A330飞机上空19米的高度飞越；

2016年3月18日的发生在韩国青州的跑道侵入事件，落地高速滑跑的飞机紧急避让误入跑道的飞机，两机间隔只有3米。

由于跑道侵入事件的严重危害性，世界各国都非常重视跑道侵入事件的预防与研究。

美国联邦航空局（FAA）将跑道侵入作为其最急需解决的问题之一，自1990年以来，先后开展了大量预防研究工作，并采用综合应用技术、改善基础设施和工作程序，控制人为错误，增加机场场面活动的错误容差等手段，来降低跑道侵入的严重性、数量和几率。

美国对国内10年的跑道侵入事件研究表明运输量的小幅增加，会导致跑道侵入的可能性呈指数增加[4]。

加拿大的研究报告详细说明了运输量和侵入可能性之间的关系，并指出单条跑道模型下跑道侵入事件的数量可以根据给定的机动区航空器数量算出，如图4所示。根据图中二者关系趋势，跑道侵入可能性的增长大大超过了运输量的增长[5]。

图4、跑道侵入可能性（单跑道运行）

在国内，随着机场改扩建、多跑道运行、航空器起降次数不断增加等原因，近几年跑道侵入事件有所增加，给民航安全运营带来隐患。

按照统计，中国民航的航空器起降次数从2003年的211.9万次增加到2015年的856.5万次，2015年的起降次数是2003年的4.04倍。

基于上述“跑道侵入事件数量随航空运输量呈指数级增加”这一研究结论，有理由认为我国民航跑道侵入事件的风险变得越来越大。

4、典型案例分析

案例1：2016年10月11日在上海虹桥机场，A330飞机36R跑道落地后经过H3联络道穿越36L跑道时发生A类跑道入侵（图5）。

36L跑道正在起飞的A320飞机从穿越跑道的A330飞机的上空飞越，两机垂直间隔19米，A320左机翼与A330机尾间的水平位置投影间隔为13米。

图5、机场36L、36R跑道、H3联络道平面图

事件经过：

当日12:04:35西塔台席管制员向A320飞机发布了36L跑道起飞指令。此时，已在36R着陆的跑道A330飞机在东塔台席管制频率内，A330机组无法听到A320起飞指令。

12:05:00  A330机组首次与西塔台席管制员建立联系，管制员指挥飞行员使用H3联络道滑行，36L跑道外等待。

12:05:12 西塔台管制员指挥A330经H3联络到穿越36L跑道。

12:05:25 A330飞机转入H3加油增速滑行实施穿越。

12:05:37 A320机组向西塔台反映前方有飞机穿越跑道并询问情况。管制员立即指挥A330飞机原地等待。此时A330的机头已经进入跑道。A330机组称已经进入跑道，管制员再次指挥原地等待，A330机组回复原地等待，此时通话的为A330中间观察座副驾驶，而A330机长瞬间将油门杆推到最大推力。接着收回。N1转速最大达到60%。地速最大25海里/小时。330飞机穿越36L跑道用时15秒。

12:05:40  A320上的副驾驶看到A330飞机进入跑道，下意识踩刹车。

12:05:41  A320飞机机长接过操纵，加油门起飞。距离H3道口约750米。

12:05:43  A320飞机油门加到最大。距离道口约500米。

12:05:46  A320离地，距离H3道口250米。

12:05:49  两机在H3联络道正切。A320飞机从A330飞机的后侧上方飞越。

A320距地面高度36米，两机相对高度19米（A330的垂尾高度17米），A320与A330机尾间的水平位置投影为13米。

事件的直接原因是管制员发布A330飞机穿越跑道指令时，未确认相关航空器位置和动态。

案例2：2016年3月18日，中国民航的一架A319飞机在韩国青州机场滑行时误入跑道，与落地滑跑的大韩航空公司的B738飞机发生冲突，B738飞机向左侧避让约6米，两机之间最小间隔约为3米（图6）。

图6、机场24R跑道和R3滑行道平面图

事件原因是：

1)机组错误理解地面管制指令，在未获得塔台进入跑道许可的情况下进入跑道。

2)管制员的通讯术语不规范。

当A319飞机在地面请示滑行时，清州机场地面管制发布的指令是“(call sign)，Runway 24R, taxi via B3”。机组在没有再次证实的情况下，理解为可以进跑道，和管制员要表达的意思不一致。

如果管制员希望飞机在跑道外等待，按照国际民航组织规定的标准用语，准确的指令应该是“(call sign）,taxi to holding point Runway24R via B3, hold short of runway24R”。

案例3：2008年4月1日，在大连机场国内某航空公司一架B737飞机在机场开车滑行时，机组没有按照塔台的指令由A10联络道进跑道，擅自进入E联络道并且超过了跑道入口E停止线，如图7所示，导致与跑道上一架正在起飞滑跑的A319飞机发生严重冲突，当A319飞机的起飞速度到达86.8KTS时开始在塔台的指挥下中断起飞，飞机停止后两机前轮相距35米。

图7、机场10跑道、A滑行道、E滑行道平面图

案例4：1999年4月，我国民航某航空公司一架B747飞机（编号为A）在芝加哥机场发生跑道侵入事件，与大韩航空另一架B747飞机（编号为B）在14R跑道发生严重冲突，如图8所示。

事件发生在夜间，当时的天气是目视气象条件。A飞机在14R跑道上着陆后，塔台管制员指挥飞机右转T10脱离跑道，再向左转入K滑行道，穿过27L跑道到达货机坪。

当A飞机脱离14R跑道时，同一管制员同意B飞机起飞。A飞机向右转入T10滑行道，然后向左转入M滑行道而不是管制员要求的K滑行道。当B飞机起飞时A飞机进入了14R跑道，B飞机从A飞机上空大约25到50英尺处飞越，险些造成两架747飞机相撞。

图8、芝加哥O'Hare国际机场跑道、滑行道平面图

案例5：2007年11月，中国民航一架A319飞机在日本名古屋机场发生了一起跑道侵入事件，如图9所示。

图9、名古屋机场跑道与滑行道平面图

A319飞机在滑行中，塔台指挥“左转A、A1”，机组提出“从现在位置（A3S）可以进跑道吗？”塔台回答：“A3S可以使用，但在36跑道外等待”（A3savailable, but hold short of RWY36），机组复诵正确。

但是，机组只注意到“A3S可以使用”的指令，没有注意A3S联络道等待线，导致飞机越过联络道等待线，造成日本全日空公司的一架飞机在跑道头约4海里、高度1140英尺的位置复飞。

5原因分析

调查数据显示，飞行员、车辆驾驶员和管制员最有可能造成跑道侵入和碰撞发生，是机场运行的最主要的风险[2]。

根据EUROCONTROL 2001年的对运行人员的调查显示，30%的车辆驾驶员、20%的空中交通管制员和50%的飞行员曾涉及跑道侵入事件。

FAA公布的全美2015财年的跑道侵入事件共1455起，其中飞行员违规883起（60.6%），车辆或者行人违规245起（16.8%），运行差错325起（22.3%），其它原因2起[6]。

根据中国民用航空安全信息网公布的数据， 2006年至2016年记录的发生在国内的跑道侵入事件共285起，其中飞行员原因52起（18.2% ），空中交通管制原因23起（8.1%），军方原因15起（5.3%），地面保障原因（车辆、行人、动物等）75起（26.3%），其它原因120起。

285起跑道侵入事件中，严重事故征候和一般事故征候分别为8起和7起。这15起事故征候按照原因划分，地面保障原因5起，机组原因4起，空管原因3起，其它原因3起。

跑道侵入通常是由许多不同因素引起的，包括机场复杂性、穿越跑道次数、空中运输量、管制员和飞行员之间的错误通信、飞行员缺乏机场情景意识、管制员和飞行员之间的执行和判断错误等。本文仅对其中引发跑道侵入事件的主导因素进行举例分析。

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自一九三六年世界上诞生了第一架直升机以来，由于其具有能垂直起落和悬停等优点，不受场地限制，使用方便，在军民用领域得到了广泛应用。

作为驱动直升机旋翼而产生升力和推进力的动力装置，可分为活塞式发动机和涡轮轴发动机，上世纪50年代中期以前，直升机发动机都是活塞式发动机。

上世纪50年代中期，涡轮轴发动机开始用作直升机的动力。与活塞式发动机相比，涡轮轴发动机具有重量轻，体积小，功率大，振动小，易于起动，便于维修和操纵等一系列优点，得到迅速发展与广泛采用。

到上世纪60年代以后，新研制的直升机几乎全部采用了涡轮轴发动机作为动力。

涡轮轴发动机及其分类

涡轮轴发动机

       图7-1、自由涡轮式涡轮轴发动机简图

 涡轮轴发动机是航空燃气涡轮发动机中的一种。在核心机或燃气发生器后，加装一套涡轮（1级或多级），燃气在这后一涡轮（一般称为动力涡轮或低压涡轮）中膨胀，驱动它高速旋转并发出一定功率，动力涡轮的前轴（称动力轴）穿过核心机转子，通过压气机前的减速器减速后由输出轴输出功率，就组成了涡轮轴发动机（图7-1）。

图7-2、后输出轴的自由涡轮式涡轮轴发动机

涡轮轴发动机中，燃气发生器产生的可用能量基本全被动力涡轮吸收并从动力轴输出，通过直升机上的主减速器减速后驱动直升机的旋翼和尾桨；由尾喷管中喷射出的燃气的温度和速度极低，基本上不产生推力。

 图7-3、定轴式涡轮轴发动机简图

大多数的涡轮轴发动机，动力涡轮与核心机的涡轮是分开的，且以不同的转速工作。由于动力涡轮与核心机没有机械地连成一体，因此也称它为自由涡轮，图7-1所示的简图，即为这种类型的涡轮轴发动机。

在有的涡轮轴发动机中，动力涡轮不是通过前轴穿过燃气发生器向前输出功率，而是由涡轮转子的后轴向后输出功率。国产直九直升机用涡轴8发动机自由涡轮即是向后输出功率的，其结构示意图见7-2。

少数的涡轮轴发动机，将动力涡轮与核心机的涡轮机械地连接在一起，成为定轴式或单轴式涡轮轴发动机(图7-3)。

一般，一架直升机上装有1～3台发动机。由于直升机旋翼的转速极低，约为100转/分，而涡轮轴发动机涡轮轴的转速极高，一般为10000～40000转/分甚至更高（发动机功率越小、输出轴的转速越高）。

因此，在直升机上设有一主减速器，将2台或3台发动机的功率输出轴水平地输入减速器，经减速后旋翼轴垂直向上地驱动旋翼。

一般，发动机距主减速有一段距离，需通过功率输出轴将发动机的功率传至主减速器。

为了不使主减速器的减速比太大，增加主减速器的复杂性与重量，一般（除功率高达4000～5000马力以外）不能将涡轮轴直接与主减速器连接，而需在涡轮轴发动机的压气机前装一减速器，先将涡轮轴的转速减速后再通过“功率输出轴”将功率输至主减速器，此减速器称为涡轮轴发动机的“体内减速器”。

另外，功率输出轴的转速不能太小也不能太大，太小，功率输出轴的直径将会很大，使重量加大（传动功率一定时，轴的转速低则轴径大，反之转速高则轴径小）；

太大，虽然输出轴直径可以小，但却使直升机主减速器结构变得复杂、重量大，且输出轴的转子动力学问题难以解决。现有的涡轮轴发动机中，大多数的功率输出轴转速为6000转/分，少部分为8000转/分。

图7-4、 “云雀”Ⅲ轻型单发直升机—20世纪50年代中期出现的、以涡轮轴发动机为动力的直升机的先驱

图7-4示出了一种用老式的、用涡轮轴发动机作动力的单发轻型直升机的照片，当时发动机直接暴露在机身上，可以看出直升机上的发动机、主减速器（照片上未显示出来）、旋桨及尾桨等。

涡轮轴发动机分类

涡轮轴发动机按有无自由涡轮，分为定轴式涡轮轴发动机和自由涡轮式涡轮轴发动机两类。

定轴式涡轮轴发动机

定轴式涡轮轴发动机（图7-3），也称为固定涡轮式涡轮轴发动机，其涡轮既驱动压气机又驱动功率输出轴。

定轴式涡轮轴发动机的涡轮产生的功率远大于压气机所需的功率，通过减速器将其剩余的功率输出，用于带动直升机旋翼和尾桨。

由于其功率输出轴与核心机为机械连接，因此具有功率传送方便，结构简单，操纵调节简单等优点。但也存在着起动性能差（起动加速慢），加速性不好，功率输出轴转速高而需要大的减速器等缺点。

自由涡轮式涡轮轴发动机

自由涡轮式涡轮轴发动机（图7-1）由燃气发生器和自由涡轮组成。产生输出功率的自由涡轮安装在发动机功率输出轴上，此轴与核心机转子无机械联系，它们之间仅有气动联系。

由于自由涡轮是输出轴功率的，因此又称自由涡轮为动力涡轮。自由涡轮式涡轮轴发动机与定轴式涡轮轴发动机相比，起动性能好，工作稳定，加速性能较好，调节性能和经济性好。但其结构比较复杂。

大部分涡轮轴发动机为自由涡轮式涡轮轴发动机，定轴式涡轮轴发动机仅用于一些功率较小的发动机中。

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“9·11”事件重创了美国航空业，大众对航空安全提升到新的关注度。但恐怖事件发生后仅两个月，美国航空公司一架编号为587的航班，从肯尼迪机场起飞不久便坠毁在纽约市皇后区附近的贝尔港，随后飞机起火爆炸，共造成265人遇难（5名地面人员）。如此惨烈的空难,在美国引起了轩然大波，这是普通的空难事故?还是恐怖袭击？

2011年11月12日，美国航空公司587号航班,从纽约肯尼迪机场起飞，目的地是多米尼加圣多明哥亚美利加国际机场，执飞航班机型为1988年交付的空客A300-605R型。

这天，587号航班上共搭载了251名乘客。机长为42岁的爱德华·斯坦德，他曾在美国空军服役，拥有8050飞行小时经验。副驾驶为34岁的斯坦·莫林，他拥有4403飞行小时经验。

587号航班准备完毕后，很快便来到跑道上。根据计划,这架客机排在日本航空的波音747后面起飞。日航747客机从31L跑道起飞后，塔台管制员发现有尾流湍流现象,及时提醒584号航班予以注意。副驾驶莫林联系塔台，得知和前方客机的距离，在日航747起飞1分40秒后，584号航班出发，按照塔台的要求A300-605R客机爬升至1万3千英尺高度。

图1、失事客机，拍摄于1989年

587号航班起飞不到1分钟，便遇上一阵乱流，这让客机陷入颠簸之中。副驾驶莫林试图通过控制方向舵，让客机保持稳定，然而事态却向着最糟糕的情况发展，垂直尾翼脱离了机身，客机开始直线下坠，8秒钟后驾驶舱传来失速警报声。最终，587号航班携带着数十吨燃油撞向住宅区，瞬间摧毁了三座房屋，火势还点燃了附近的房屋，事发地如同炼狱一般。

刚从“9·11”的事件中平复下来的百姓，在这场突如其来的空难面前再次陷入恐慌之中，他们以为恐怖分子又卷土重来。587号航班空难共造成265人遇难，这也是美国航空史上，仅次于191号航班伤亡的第二大空难。

时任纽约市长鲁迪·朱利安尼得知空难消息后，立刻站出来安抚民众，并向白宫寻求帮助。纽约在短时间内便关闭了机场，航班被取消。事故调查由国家安全运输委员会负责（NTSB），联邦调查局（FBI）也派出探员协助调查，这是普通的空难？还是涉嫌恐怖袭击？事故的原因成为美国民众关注的焦点。

图2、587号航班引发的大火

事发地地处人口稠密的住宅区。NTSB的调查员面对废墟开始了艰难的取证，事故现场飞机和建筑残骸混杂在一起，他们必须从中寻找到答案。调查员仔细研究飞机残骸后，并没有发现爆炸物遗留的痕迹，残骸的样品中也没有提取到爆炸物的证据。

令调查员感到不解的是，他们在几英里外的河道中发现了飞机的垂直尾翼，这证明垂直尾翼在飞机飞行途中脱离了机身。这是飞机的重要部件，失去尾翼的那一刻，已经注定了587号航班的悲剧。

调查员转而开始研究客机的“黑匣子”，排除了恐怖袭击的选项后，他们开始探索A300-605R客机设计方面的问题。民航业的快速发展，给改型客机的发展提供了广阔的空间，如果是客机设计上存在的缺陷，那带来的安全隐患更让人担忧。

图3、火光冲天

飞机在空中改变方向，依赖方向舵引导迎面的气流，方向舵偏转的角度越大，飞机转向的角度越大。解析出来的飞行数据记录仪显示，方向舵曾左右快速摆动数次，调查员很不理解这一异常举动。飞机似乎在事故发生前30秒钟陷入了失控的境地，几秒种后飞机突然加速向下俯冲，这表示此时飞机的尾翼脱离了机身。

调查员从驾驶舱语音记录仪中听到飞行员讨论乱流的信息。副驾驶莫林打算加速飞过乱流区域，一声巨响传来之后便是部件断裂的声音。看似牢固的垂直尾翼为什么会突然消失？

图4、搜救队吊起587号航班的尾翼

调查员仔细研究打捞上来的垂直尾翼。垂直尾翼依靠三对连接件固定在机身尾部上，它和机身的断口显示连接件完全失效。打造尾翼的材质是坚固的复合材料，由数百层碳纤维和玻璃纤维合成，重量轻、强度高，广泛运用于现代民用飞机设计中，空客最新款中远程客机A350XWB复合材料所占比高达53%。

如果是这种新型材料失效造成的空难，将对民机制造商是沉痛的打击。如果飞机的设计有缺陷，将会对整个A300系列运营机队造成影响。

调查员从A300客机的制造商资料中，发现了关于尾翼连接件的更多信息。早期的制造记录显示，垂直尾翼在检查时曾发现复合材料大面积脱层现象。脱层意味着数百层纤维合成的复合材料出现分离，这会导致整个尾翼的结构强度降低。

空客将该部件维修后，才将客机交付给美国航空公司。但是如果这些复合材料脱层失效过，那它也可能再度失效。调查员用显微镜对这种材料再次进行检查，但这次没有发现材料脱层的问题。

图5、客机残骸

飞机的材料没问题，会不会是连接件的设计问题？调查员开始检测飞机尾翼的连接件，空客也在尽力提供帮助，他们不希望这件事影响公司的声誉。结构件能否承受空客声称的45.4吨压力？最终的测试结果显示，结构件承受大约90.7吨的压力才失效，这几乎是设计标准的两倍。那么什么情况下才能达到如此极端的条件呢？调查员陷入了苦思苦想中。

调查员翻阅整个记录发现，587号航班尾随一架日航747客机起飞，这股尾流会是引发事故的罪魁祸首吗？尾流湍流是由流过机翼上下的空气造成，当两股气流在机翼尖交汇后，在飞机后方产生一股强大的气流涡旋。

不同机型产生的尾流湍流的大小也不同，小型飞机面临的风险系数较大，尤其是尾随在大飞机之后，更容易产生灾难性的后果。飞行员在训练时为躲避乱流，被刻意要求保持安全距离。调查员怀疑587号航班的飞行员在等待747起飞后，算错了起飞时间。

图6、587号航班遇难者的耐克球鞋 Getty图片

记录显示，日航747在9点11分起飞，塔台管制员还特意提醒587号航班尾流问题。一分半钟之后，587号航班得到起飞许可。副驾驶莫林还特意向斯坦德机长询问了飞行距离的问题，如果他们误判了起飞间隔距离，机场的雷达会显示出来。

调查员标示出两架客机的飞行轨迹和距离，计算结果显示587号航班处于安全距离范围内。尾流湍流的力度并不会对他们造成影响，间隔距离完全符合联邦航空管理局（FAA）的相关规定。但是诡异的是，当587号航班的尾翼遭遇气流的时候，它却被某种巨大的力扯掉了。

影响尾流湍流力度和方向的原因有多种，而天气方面的比重最大。某种程度下，尾流湍流和天气会相互影响。在无风条件下，尾流湍流会呈现笔直状态，这会对飞机的正后方向造成影响。在侧风条件下，尾流湍流会受较大影响，尾流会旋转的向两边漂移。气象记录显示，587号航班起飞时处于无风环境。

美国宇航局（NASA）的科学家同样进行了一个实验，试图计算出当时的尾流湍流强度。A300型客机的垂直尾翼能承受高达90吨的应力，即便遭遇尾流湍流的正面撞击，这一力度也不足以将客机的尾翼折断，更何况587号航班处于安全距离。

调查员开始研究飞行员方向舵操作方式，他们发现587号航班的方向舵快速向左右大幅摆动多次，这个异常的动作会不会是扯掉垂直尾翼的元凶？通常情况下，飞行员只会用方向舵向一个方向偏移几度用以转向，调查员认为587号航班飞行员的极端操作方式会产生强大的气流将尾翼扯掉，他们在电脑上模拟A300客机的飞行轨迹，并重演了副驾驶莫林的操作模式，将方向舵左右摆动3次，幅度达到11度。

调查员发现大幅偏转方向舵会导致尾翼的气动载荷急速增加，最终连接件不堪重负导致垂直尾翼断裂，他们认为是飞行员的操作失误导致了空难发生，这虽然能解释587号航班坠毁的过程，但是背后的原因依旧扑朔迷离。飞行员在起飞阶段应该如何正确应对尾流湍流？调查员不能理解，为什么经验丰富的航线飞行员会犯如此低级的错误。

图7、模拟图片，587号航班折断的尾翼

调查员走访了和莫林共事过的飞行员，其中有人反映莫林经常以这样剧烈的动作处理尾流湍流问题。机长还问他为何如此剧烈的操作动作，莫林称航空公司在训练时就如此要求。这一细节引起了调查员的重视，如果航空公司在培训的时候采取错误的方式，会造成更严重的安全隐患。

训练记录显示莫林有一个坏习惯，美国航空训练飞行员的课程中，有一项要求，让他们从机翼呈90度翻滚中改出，尽管这一现象永远不会在现实生活中出现。航空公司为了提升训练效率，模拟机的程序在设计时不会对飞行员的动作做任何改变，飞行员只能通过不断踩方向舵改出这一动作。

莫林曾有一个训练科目：模拟操作波音747产生尾流的改出过程，学员会被告知尾流湍流会是飞机突然翻转，但实际上最多倾斜10度左右。错误的训练潜意识的让飞行员养成坏的操作习惯，当587号航班真的遭遇747乱流的时候，莫林的操作让垂直尾翼不断受力，他的过激反应葬送了乘客的生命。

587号航班事故后，美国航空公司修改了处理尾流湍流的训练计教程，以避免类似事故的再次发生。训练模拟机经过修改之后也更加符合现实情况。学员在模拟机上的训练不再有延迟现象，他们在训练时被要求在高速飞行时不能使用方向舵。驾驶舱也安装了新型警示灯，防止客机方向舵偏转过度。

图8、587号航班事故纪念墙

训练计划的不缜密，不科学，将影响到飞行员的实际操作。美国航空公司587号航班的悲剧再次验证飞行员的培训，必须科学而切合实际，具有可操作性，不然，类似莫林错误拟的操作还会重演。

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涡轮轴发动机由进气装置、压气机、燃烧室、燃气发生器涡轮、动力涡轮（自由涡轮）、排气装置及体内减速器、附件传动装置等部件构成（图7-5）。由于各类涡轮发动机的结构和特点有很多共同之处，这里仅对涡轮轴发动机中与其它类型涡轮发动机差异较大的部件予以说明。

图7-5、涡轮轴发动机基本构造示意图（国产涡轴8）

7.2.1  进气装置

直升机工作时，旋翼将大量空气吹向下方，一般情况下，对发动机的工作影响不大。

但是，当直升机在野外（非水泥地面）特别是在多砂地带或沙漠中起降或近地悬停时，下吹的空气流会将地面的砂尘吹扬起来，扬起的砂尘会随空气流进发动机，对发动机的工作非常不利。

因为流进发动机的空气，在流向压气机时，流速约为100米/秒左右，砂尘在这么大的速度流向高速旋转的压气机工作叶片时，大棵粒的砂石，会打坏叶片；粉末似的尘砂，会磨蚀叶片，破坏了正常的叶片型面，使压气机效率降低。更为严重的是，尘砂会随空气流向涡轮工作叶片中细小的冷却通道，造成通道堵塞，使涡轮工作叶片超温甚至烧毁；

有时尘砂还会随空气流入涡轮轴内，不均匀地积沉于轴的内表面上，破坏转子的平衡，造成发动机振动值突增，严重时会造成发动机空中停车。所有这些后果，对军用直升机更为明显，因为军用直升机经常在非正规的机场条件下起降，工作环境特别差。

为了防止砂尘进入发动机内通道磨损或打坏机件、破坏发动机工作，涡轮轴发动机、特别是军用武装直升机用的涡轮轴发动机的进气道处一般需装防止砂尘进入发动机内通道的装置，例如滤网、粒子分离装置等。

图7-6示出了一种典型的粒子分离器装置。它装在发动机进气道的前端，吸入发动机的空气，首先在进口旋流片作用下，打着旋向后流，再经出口旋流片的作用打旋流出。气流打旋产生的离心力，将空气中的砂尘甩向边缘，随同部分空气（10%左右）吹出机外。采用带粒子分离器装置的进气道，要使涡轮轴发动机的功率损失约2%~4%。

图7-6、进气粒子分离器

涡轮轴发动机设计时要合理选择进气口和排气口的位置。由于直升机的旋翼旋转时会造成空气旋流，在直升机近地悬停状态或在大风下起飞时，会导致燃气排气回流到发动机进气装置中。燃气进入进气装置，会使发动机输出功率减少和影响发动机的稳定工作，还可能引起发动机超温。

7.2.2  压气机  

   涡轮轴发动机和其它航空燃气涡轮发动机一样，为使发动机获得较高的热效率和单位功率，其压气机需不断提高其增压比和效率。

图7-7 、英、法、德三国联合研制的MTR390涡轮轴发动机

涡轮轴发动机的压气机历经了纯轴流式，轴流式加离心式的组合式，单、双级离心式的过程。早期的涡轮轴发动机多采用定轴式结构，因而其压气机多采用纯轴流式（多级）压气机。

对要求高增压比的小型涡轮发动机来讲，随着压气机级数增加，其转子跨度过长而出现转子动力学上的难题，而且带来了结构复杂，稳定工作范围窄等问题。

因而在上世纪70年代末出现了轴流离心组合式压气机，较好地解决了小型涡轮轴发动机转子动力学的难题。图7-3所示的发动机为我国生产的涡轴8型涡轮轴发动机，它的发动机即采用了轴流式加离心式的组合式压气机，其增压比为8.0。

在轴流离心组合式压气机的基础上，为了进一步提高涡轮轴发动机转子动力学特性和抗外物能力，且为了提高总增压比，随着离心压气机设计和加工技术的提高，现代和下一代涡轮轴发动机开始采用双级离心式压气机，发动机的性能可得到大幅度提高。

图7-7示出的英、法、德三国联合研制的新一代涡轮轴发动机MTR390就是典型的代表，它的双级离心式压气机的总增压比达到13，用二级压气机达到这么高的增压比确非易事。

图7-8、单面进气的离心叶轮

美国于20世纪90年代研制的新—代涡轮轴发动机T800也采用了双级离心式压气机，其总增压比为14.1。

MTR390、T800发动机中的离心式压气机均采用了单面进气的离心叶轮（图7-8），这是因为进入发动机的空气流量小，对于进入发动机的空气流量大的发动机，则需采用如第四章中图4-10所示的双面进气的离心叶轮。

7.2.3 燃烧室

涡轮轴发动机中，由于进入发动机的空气流量小，且压气机采用轴流式加离心式的组合式压气机或双级离心式压气机的较多，因此广泛采用回流式燃烧室及折流式燃烧室。因为这二种燃烧室均能较好地与离心式压气机匹配。在一些小功率的涡轮螺旋桨发动机中，也有采用这二种燃烧室的。

7.2.3.1 回流式燃烧室

图7-9、回流燃烧室示意图

回流式燃烧室中，火焰筒的头部置于燃烧室后端（图7-9），压气机出来的空气先流到燃烧室后端进入火焰筒头部，燃油通过喷嘴也喷入火焰筒头部，空气与燃油混合气在火焰筒头部点燃后燃气沿火焰筒向前流，在向前流动的过程中，二股空气由火焰筒中部的若干小孔中流入与燃气掺混降低燃气温度。

最后，燃气流到燃烧室头部即向内、向后折转180度向后流出，流入燃气发生器涡轮的导向器。由于在燃烧室中，气体（空气）先是向后流，然后燃气向前流，最后又折向后流，因此称这种燃烧室为回流式燃烧室。

由图7-7可以看出，这种燃烧室非常适合于与离心式压气机配合使用，因为离心式压气机出口直径很大，而燃气涡轮发动机涡轮直径小很多，这样，在压气机出口与涡轮外径间有较大的径向空间可以放下回流燃烧室。

在这种设计中涡轮与离心式压气机之间距离很小，联接二者的涡轮轴可作得很短，整个压气机－涡轮转子很短，刚性很好，使发动机长度可作得很小，当然发动机重量也会轻些。

另外，支承压气机－涡轮转子的两个轴承轴向距离很短，转子动力学上的问题比较容易地解决。但是气流在燃烧室中折转多，显然会增加流动损失，因而燃烧室效率要受到一些影响。

MTR390、T800发动机均采用了回流式燃烧室。

7.2.3.2 折流式燃烧室

图7-10、折流式燃烧室工作原理图

图7-10示出折流式燃烧室工作原理图。自压气机来的空气分成两部分：第一部分空气由离心压气机轴向扩压器流入燃烧室后分成二路，一路向内折由火焰筒外壳前壁与压气机径向扩压器后壁间的内流，然后向后折转通过火焰筒前进气锥上的搓板式进气缝隙进入火焰筒内，与甩油盘甩来的燃油相混合并点火燃烧构成主燃烧区；

另一路空气沿火焰筒和机匣之间的环形通道向后流，它又分成两股，一股向内流过涡轮导向器叶片的空心内腔后折向前，由火焰筒内壳体前锥体上的搓板孔进入火焰筒内部，也与甩油盘甩出的燃油混合燃烧。

第二路的另一股空气则由掺混孔进入，与燃烧的燃气掺混，降低燃气的温度，使得燃烧室的出口温度场达到涡轮的要术。第一股进入主燃区的空气约占总空气量的25～30%，第二股的空气则占70～75%。

与这种折流环形燃烧室相配套的是离心甩油盘供油装量，当燃油通过供油管喷到固定于转轴上的油盘槽道里时，由于甩油盘在高速旋转的离心力作用下，燃油沿着径向斜孔喷进燃烧室里，随之进行雾化并掺混，开始燃烧。

该喷油装置构造简单，对供油压力没有严格要求，能按需要在发动机的任何功率下保证供给足够的燃油，因而能在很高的高空中仍能很好工作。另外这种供油装置的结á构简单，加工要求相对低一些，重量轻，且易于维护。

法国透博梅卡公司的直升机发动机广泛采用这种折流式燃烧室。

7.2.4  自由涡轮

大多数涡轮轴发动机是自由涡轮式的，所谓自由涡轮，是指它和核心机转子无任何机械联系，只有气动上的联系。现代自由涡轮式涡轮轴发动机的动力涡轮（自由涡轮）一般为一级或二级轴流式。

核心机的高温燃气首先流过驱动压气机的高压涡轮（燃气发生器涡轮），然后流过动力涡轮，通过动力涡轮轴将轴功率传输给减速器，进而驱动直升机旋翼。

自由涡轮式涡轮轴发动机的自由涡轮转速比燃气发生器转子转速低得多，通过体内减速器的输出转速多为6000～8000转/分。

7.2.4  排气装

排气装置用以排出燃气。涡轮轴发动机的排气系统与涡喷涡扇发动机有着明显的不同。它为了使动力涡轮输出更多的轴功率，希望排气速度越低越好。这样动力涡轮的落压比可以取得更高，输出的功率则更大。

故其排气装置的通道大多作成喇叭状的扩散形结构以便于最大限度地进行排气扩压。

    图7-11、国产涡轴8涡轮轴发动机

在大多数发动机中，动力涡轮的传动轴是穿过燃气发生器转子中心向前伸出的，这时，排气装置作成与一般航空燃气涡轮发动机中的排气装置一样，即尾喷管的轴心线与发动机轴心线一致，燃气水平地向后排出。

但是，在有些发动机中，动力涡轮的传动轴是向后传出的，这时，动力涡轮后要安装支承转子的轴承以及减速齿轮等，排气装置不能直接向后安排，需与轴心线呈一定角度斜向安排，或作成裤叉状的两个喷口，由轴心线两侧排出。

图7-3所示的国产涡轴8涡轮轴发动机动动涡轮轴就是向后伸的，为此，它的排气装置是斜着向上的，图7-11为涡轮8发动机的照片，从照片上清楚地看出排气装置是斜着向上的。

7.2.5  减速器

涡轮轴发动机一般均带有体内减速器，其传动比多在3.5~7之间。与涡轮螺旋桨发动机相比，涡轮轴发动机内减速器传动比要小得多（涡轮螺旋桨发动机减速器传动比一般为10~15），这是因为直升机还有主减速器的缘故。

但是，也有些发动机中，不设体内减速器，动力涡轮直接驱动输出轴，以很高的转速直接将功率输至直升机的主减速器中，例如美国的T800涡轮轴发动机就无体内减速器，其动力涡轮转速为24000～25000转/分。

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涡轮轴发动机由进气装置、压气机、燃烧室、燃气发生器涡轮、动力涡轮（自由涡轮）、排气装置及体内减速器、附件传动装置等部件构成（图7-5）。由于各类涡轮发动机的结构和特点有很多共同之处，这里仅对涡轮轴发动机中与其它类型涡轮发动机差异较大的部件予以说明。

图7-5、涡轮轴发动机基本构造示意图（国产涡轴8）

7.2.1  进气装置

直升机工作时，旋翼将大量空气吹向下方，一般情况下，对发动机的工作影响不大。

但是，当直升机在野外（非水泥地面）特别是在多砂地带或沙漠中起降或近地悬停时，下吹的空气流会将地面的砂尘吹扬起来，扬起的砂尘会随空气流进发动机，对发动机的工作非常不利。

因为流进发动机的空气，在流向压气机时，流速约为100米/秒左右，砂尘在这么大的速度流向高速旋转的压气机工作叶片时，大棵粒的砂石，会打坏叶片；粉末似的尘砂，会磨蚀叶片，破坏了正常的叶片型面，使压气机效率降低。更为严重的是，尘砂会随空气流向涡轮工作叶片中细小的冷却通道，造成通道堵塞，使涡轮工作叶片超温甚至烧毁；

有时尘砂还会随空气流入涡轮轴内，不均匀地积沉于轴的内表面上，破坏转子的平衡，造成发动机振动值突增，严重时会造成发动机空中停车。所有这些后果，对军用直升机更为明显，因为军用直升机经常在非正规的机场条件下起降，工作环境特别差。

为了防止砂尘进入发动机内通道磨损或打坏机件、破坏发动机工作，涡轮轴发动机、特别是军用武装直升机用的涡轮轴发动机的进气道处一般需装防止砂尘进入发动机内通道的装置，例如滤网、粒子分离装置等。

图7-6示出了一种典型的粒子分离器装置。它装在发动机进气道的前端，吸入发动机的空气，首先在进口旋流片作用下，打着旋向后流，再经出口旋流片的作用打旋流出。气流打旋产生的离心力，将空气中的砂尘甩向边缘，随同部分空气（10%左右）吹出机外。采用带粒子分离器装置的进气道，要使涡轮轴发动机的功率损失约2%~4%。

图7-6、进气粒子分离器

涡轮轴发动机设计时要合理选择进气口和排气口的位置。由于直升机的旋翼旋转时会造成空气旋流，在直升机近地悬停状态或在大风下起飞时，会导致燃气排气回流到发动机进气装置中。燃气进入进气装置，会使发动机输出功率减少和影响发动机的稳定工作，还可能引起发动机超温。

7.2.2  压气机  

   涡轮轴发动机和其它航空燃气涡轮发动机一样，为使发动机获得较高的热效率和单位功率，其压气机需不断提高其增压比和效率。

图7-7 、英、法、德三国联合研制的MTR390涡轮轴发动机

涡轮轴发动机的压气机历经了纯轴流式，轴流式加离心式的组合式，单、双级离心式的过程。早期的涡轮轴发动机多采用定轴式结构，因而其压气机多采用纯轴流式（多级）压气机。

对要求高增压比的小型涡轮发动机来讲，随着压气机级数增加，其转子跨度过长而出现转子动力学上的难题，而且带来了结构复杂，稳定工作范围窄等问题。

因而在上世纪70年代末出现了轴流离心组合式压气机，较好地解决了小型涡轮轴发动机转子动力学的难题。图7-3所示的发动机为我国生产的涡轴8型涡轮轴发动机，它的发动机即采用了轴流式加离心式的组合式压气机，其增压比为8.0。

在轴流离心组合式压气机的基础上，为了进一步提高涡轮轴发动机转子动力学特性和抗外物能力，且为了提高总增压比，随着离心压气机设计和加工技术的提高，现代和下一代涡轮轴发动机开始采用双级离心式压气机，发动机的性能可得到大幅度提高。

图7-7示出的英、法、德三国联合研制的新一代涡轮轴发动机MTR390就是典型的代表，它的双级离心式压气机的总增压比达到13，用二级压气机达到这么高的增压比确非易事。

图7-8、单面进气的离心叶轮

美国于20世纪90年代研制的新—代涡轮轴发动机T800也采用了双级离心式压气机，其总增压比为14.1。

MTR390、T800发动机中的离心式压气机均采用了单面进气的离心叶轮（图7-8），这是因为进入发动机的空气流量小，对于进入发动机的空气流量大的发动机，则需采用如第四章中图4-10所示的双面进气的离心叶轮。

7.2.3 燃烧室

涡轮轴发动机中，由于进入发动机的空气流量小，且压气机采用轴流式加离心式的组合式压气机或双级离心式压气机的较多，因此广泛采用回流式燃烧室及折流式燃烧室。因为这二种燃烧室均能较好地与离心式压气机匹配。在一些小功率的涡轮螺旋桨发动机中，也有采用这二种燃烧室的。

7.2.3.1 回流式燃烧室

图7-9、回流燃烧室示意图

回流式燃烧室中，火焰筒的头部置于燃烧室后端（图7-9），压气机出来的空气先流到燃烧室后端进入火焰筒头部，燃油通过喷嘴也喷入火焰筒头部，空气与燃油混合气在火焰筒头部点燃后燃气沿火焰筒向前流，在向前流动的过程中，二股空气由火焰筒中部的若干小孔中流入与燃气掺混降低燃气温度。

最后，燃气流到燃烧室头部即向内、向后折转180度向后流出，流入燃气发生器涡轮的导向器。由于在燃烧室中，气体（空气）先是向后流，然后燃气向前流，最后又折向后流，因此称这种燃烧室为回流式燃烧室。

由图7-7可以看出，这种燃烧室非常适合于与离心式压气机配合使用，因为离心式压气机出口直径很大，而燃气涡轮发动机涡轮直径小很多，这样，在压气机出口与涡轮外径间有较大的径向空间可以放下回流燃烧室。

在这种设计中涡轮与离心式压气机之间距离很小，联接二者的涡轮轴可作得很短，整个压气机－涡轮转子很短，刚性很好，使发动机长度可作得很小，当然发动机重量也会轻些。

另外，支承压气机－涡轮转子的两个轴承轴向距离很短，转子动力学上的问题比较容易地解决。但是气流在燃烧室中折转多，显然会增加流动损失，因而燃烧室效率要受到一些影响。

MTR390、T800发动机均采用了回流式燃烧室。

7.2.3.2 折流式燃烧室

图7-10、折流式燃烧室工作原理图

图7-10示出折流式燃烧室工作原理图。自压气机来的空气分成两部分：第一部分空气由离心压气机轴向扩压器流入燃烧室后分成二路，一路向内折由火焰筒外壳前壁与压气机径向扩压器后壁间的内流，然后向后折转通过火焰筒前进气锥上的搓板式进气缝隙进入火焰筒内，与甩油盘甩来的燃油相混合并点火燃烧构成主燃烧区；

另一路空气沿火焰筒和机匣之间的环形通道向后流，它又分成两股，一股向内流过涡轮导向器叶片的空心内腔后折向前，由火焰筒内壳体前锥体上的搓板孔进入火焰筒内部，也与甩油盘甩出的燃油混合燃烧。

第二路的另一股空气则由掺混孔进入，与燃烧的燃气掺混，降低燃气的温度，使得燃烧室的出口温度场达到涡轮的要术。第一股进入主燃区的空气约占总空气量的25～30%，第二股的空气则占70～75%。

与这种折流环形燃烧室相配套的是离心甩油盘供油装量，当燃油通过供油管喷到固定于转轴上的油盘槽道里时，由于甩油盘在高速旋转的离心力作用下，燃油沿着径向斜孔喷进燃烧室里，随之进行雾化并掺混，开始燃烧。

该喷油装置构造简单，对供油压力没有严格要求，能按需要在发动机的任何功率下保证供给足够的燃油，因而能在很高的高空中仍能很好工作。另外这种供油装置的结á构简单，加工要求相对低一些，重量轻，且易于维护。

法国透博梅卡公司的直升机发动机广泛采用这种折流式燃烧室。

7.2.4  自由涡轮

大多数涡轮轴发动机是自由涡轮式的，所谓自由涡轮，是指它和核心机转子无任何机械联系，只有气动上的联系。现代自由涡轮式涡轮轴发动机的动力涡轮（自由涡轮）一般为一级或二级轴流式。

核心机的高温燃气首先流过驱动压气机的高压涡轮（燃气发生器涡轮），然后流过动力涡轮，通过动力涡轮轴将轴功率传输给减速器，进而驱动直升机旋翼。

自由涡轮式涡轮轴发动机的自由涡轮转速比燃气发生器转子转速低得多，通过体内减速器的输出转速多为6000～8000转/分。

7.2.4  排气装

排气装置用以排出燃气。涡轮轴发动机的排气系统与涡喷涡扇发动机有着明显的不同。它为了使动力涡轮输出更多的轴功率，希望排气速度越低越好。这样动力涡轮的落压比可以取得更高，输出的功率则更大。

故其排气装置的通道大多作成喇叭状的扩散形结构以便于最大限度地进行排气扩压。

    图7-11、国产涡轴8涡轮轴发动机

在大多数发动机中，动力涡轮的传动轴是穿过燃气发生器转子中心向前伸出的，这时，排气装置作成与一般航空燃气涡轮发动机中的排气装置一样，即尾喷管的轴心线与发动机轴心线一致，燃气水平地向后排出。

但是，在有些发动机中，动力涡轮的传动轴是向后传出的，这时，动力涡轮后要安装支承转子的轴承以及减速齿轮等，排气装置不能直接向后安排，需与轴心线呈一定角度斜向安排，或作成裤叉状的两个喷口，由轴心线两侧排出。

图7-3所示的国产涡轴8涡轮轴发动机动动涡轮轴就是向后伸的，为此，它的排气装置是斜着向上的，图7-11为涡轮8发动机的照片，从照片上清楚地看出排气装置是斜着向上的。

7.2.5  减速器

涡轮轴发动机一般均带有体内减速器，其传动比多在3.5~7之间。与涡轮螺旋桨发动机相比，涡轮轴发动机内减速器传动比要小得多（涡轮螺旋桨发动机减速器传动比一般为10~15），这是因为直升机还有主减速器的缘故。

但是，也有些发动机中，不设体内减速器，动力涡轮直接驱动输出轴，以很高的转速直接将功率输至直升机的主减速器中，例如美国的T800涡轮轴发动机就无体内减速器，其动力涡轮转速为24000～25000转/分。

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文/陈光

航空发动机结构设计是航空发动机研制与使用中的一个重要环节。

在结构设计领域中,没有很多、很专的高深的理论,也没有复杂繁琐的公式推导,一般也不需要编制有大量语句的计算机程序;

但是,它却是一项综合性很强,要紧密结合实际的工作。

在结构设计中,一般要综合考虑气动、性能、传热、材料、工艺、强度、振动、装配、使用和维修等诸方面的问题,还要考虑实际制造与使用的具体条件;

并结合国内外航空发动机的使用经验,进行权衡,才能得到较好、较适用的设计。

这就需要从事结构设计的技术人员有广博的航空发动机各有关领域的专业知识,有较强的理论联系实际的能力;

并对航空发动机的生产、试车和外场使用情况有较全面的了解,对国内外航空发动机出现的重大故障包括故障现象、机理和排除措施等也有所了解;

而且要随时掌握和关心国内外其他航空发动机的研制和使用动态,及时吸收人家的经验和教训,从而搞好航空发动机结构设计工作。

从国内外航空发动机的研制、使用和排故等经验来看,好的结构设计可在下列几方面起到效果显著的作用。

图、通用电气J85 -GE-17A涡喷发动机

提高航空发动机的性能、可靠性和耐久性

航空发动机的研制技术到目前已达到较高的水平,在气动、性能和传热学等方面虽仍有潜力可待发掘,不过也很难取得较大突破;

但是,在某些结构设计上做些改进,却能使部件和发动机的效率得到较大提高。

例如:在高压压气机机匣上,对应工作叶片叶尖处开斜槽,用以减少漏气损失的措施,既简单,效果又较好(能提高压气机效率约1%),自20世纪80年代初 GE公司在CF6 80C2发动机上采用后,很快就在罗·罗公司的 RB211-524G/H发动机、普惠公司的PW4000发动机上采用。

代替传统的篦齿封严装置的刷式封严装置于1989年在 V2500发动机上投入使用,由于将非接触式封严方式改为接触式封严方式,封严效果明显提高;

但由于当时未能解决在高温、高相对接触速度环境条件下的工作可靠性,因此并未得到推广。当发展了能工作于高温、高相对接触速度下的刷封后,将其用于波音777客机(1995年6月投入使用)的PW4084发动机高压压气机出口与卸荷腔间,大大减少了漏气损失,使发动机推力一下子提高了2%左右,相应的耗油率降低了约2%。

图、罗罗RB211

另外,在高压涡轮1级工作叶片榫根与1级导叶间的封严也改用了刷封,使发动机性能进一步提高。

由于在 PW4084发动机上取得这么大的效果,普惠公司立刻在1996年,对用于波音747、波音767、MD 11和 A300等客机上的PW4000系列发动机进行了同样的改装,以作为 PW4000系列发动机提高性能计划中的主要措施之一。

与此同时,GE 公司也在其用于波音777客机的 GE90发动机低压涡轮中,采用了三套刷式封严装置。

目前,还在发展一种用于高压压气机后的气 气非接触式气膜封严装置,它也将获得较好的封严效果,能使发动机的推力提高2.0%~2.5%。

一般,风扇叶片叶身与燕尾形榫头间的平台均做成平行四边形(当然榫头也做成平行四边形),用以包容叶身截面,这样平台在周长上做得较宽。

为了在轮盘上能安装下所有的风扇叶片,轮盘轮缘直径只能做得较大,当然风扇的外径也就加大了。 

在 RB211 535E4发动机中,将叶片榫根做成圆弧形,使其形状基本与叶身根部截面形状一致,使平台在周长上的宽度变窄,这样,在较小的轮盘轮缘直径下就能装下所有叶片,风扇的外径可以减小。

显然,这一结构设计的改进,不仅能减轻发动机的重量（“重量”指质量,单位为kg）,而且也对风扇叶片抗外来物击伤的能力有所提高。因此,这一设计已用于 V2500、遄达700、遄达800、遄达900和遄达1000等发动机中。

图、普惠PW4000

为了解决大风扇叶片的振动问题与提高抗外来物击伤的能力,早期的大风扇叶片均在叶身距叶尖约1/3处做有中间突肩。这种突肩不仅增加叶片加工难度并带来强度问题,还会降低风扇的效率与喘振裕度。

罗·罗公司设计并加工了一种宽弦、夹层(两面板间夹以蜂窝芯板)的无凸肩叶片,用于1985年投入使用的 RB211-535E4发动机中,这种结构不仅很好地解决了振动与抗外来物击伤问题,扩大了喘振裕度,而且使风扇效率增加了约4%,发动机巡航耗油率降低了4.0%~4.6%。

这种叶片装在 A320飞机上的 V2500发动机中,曾遭到重量为5.66kg、翼展2.14m 的巨鸟撞击而未折断,这证明他的确具有较强的抗外来物击伤能力。

1990年,罗·罗公司又对这种叶片做了进一步改进,发展了称为“超塑性成形/扩散连接”的钛合金夹芯叶片,其重量比原型降低了15%,已用于遄达700(用于 A330)和遄达800(用于波音777)上。

用于波音777客机的三种发动机的风扇叶片中,除遄达800采用“超塑性成形扩散连接”的钛合金夹芯叶片外,GE90发动机用复合材料制成,PW4084发动机用钛合金壁板铣出槽道焊接成空心的。

三种叶片的单位长度的重量遄达800发动机的最小,为10.17kg/m,GE90和PW4084的分别为11.917kg/m和19.17kg/m,证明遄达800采用的风扇结构设计具有较好的效果。

到了20世纪90年代,新研制的发动机已无例外都采用了宽弦风扇叶片。风扇与压气机中的整体叶盘是一新发展的结构,它不仅能减少零件数与重量,其性能与可靠性也均有提高。

图、遄达700

自从发展了一套修理技术后,不仅在新研制的发动机中例如F414(风扇2、3级,高压压气机1~3级)、F119(风扇与高压压气机中各3 级)中采用外,对现役发动机进行改进时,也采用整体叶盘作为提高性能与耐久性的一种手段,例如 F100 PW  229的延寿型F100 PW 229A 中,将2,3级风扇改用整体叶盘;

同样,在F110GE 129的延寿型F110 GE 129R 中,将3级风扇全部改为整体叶盘。

20世纪末到21世纪初研制的民用发动机也采用了整体叶盘,如 GEnx高压压气机1、3和5级均采用了整体叶盘。

航空发动机转子止推支点处的滚珠轴承,受的负荷较滚棒轴承承受的要大很多,因为它除了承受径向负荷外,还要承受较大的轴向负荷。

一般均要采用一些措施来提高它的可靠性,即使这样,它仍然是发动机中的薄弱环节。例如,CFM56 3发动机在1986年1月至1992年12月的七年中,高压压气机前滚珠轴承(3号轴承)失效占空中停车事件的25%。

为了提高转子止推支点滚珠轴承的可靠性与耐久性,在有的发动机例如 CF6 80C2、CFM565和 GE90中,在止推支点处采用滚珠、滚棒二轴承并列的方案,并在结构设计中确保滚珠轴承仅承受轴向负荷,径向负荷则由滚棒轴承承受,大大提高了滚珠轴承的可靠性与耐久性。

在级压比高的风扇中,气流通道由前向后收敛较大,因此叶片叶身底部做有向后上方倾斜的平台,平台与榫根间形成一个三角形的转接段,平台较叶身、叶片榫根宽很多,不仅增加了加工难度,而且对榫根、转接段的强度有较大影响。

在 GE90等发动机中,在叶身上不做平台,这样由叶尖到叶根完全是由叶型截面累积而成的光整结构,不仅坯料简单,加工容易,而且叶根仅承受叶身的载荷,榫根的挤压、拉伸应力均可降低。

图、通用GE90

作为气流内通道的平台则是单独做出的,即在每两个叶片间夹一片斜板,斜板的两侧分别铣出叶片叶盆、叶背的型面,靠型面嵌在两相邻的叶身中,组成了气流的内通道。显然,用这种组合式的结构代替原来叶身与平台作为一体的结构,会带来许多好处。

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1991年1月17日,海湾战争爆发时,在美国空军服役共有97架B1轰炸机。这些飞机却因F101发动机故障全部趴窝,影响了正常的飞行。

1990年10月初,一架B-1B轰炸机刚飞到1800m高度时,1号发动机突然起火,飞机紧急着陆。检查发现发动机第1级风扇转子的一片叶片断裂,造成锁住所有叶片的卡环损坏,导致这—级全部叶片从轮盘上甩出,使发动机失火。

为研究这一故障原因及处理意见,空军当局下令B-1B轰炸机在10月5日至17日期间停飞待处理。

刚刚结束“禁闭”期恢复飞行后,又有一架飞机在着陆后立即复飞的训练中,地面人员发现飞机的3号发动机失火,立即命令飞机紧急着陆,经检查又是第1级风扇叶片锁叶片的卡环损坏,使8片叶片甩离轮盘,造成风扇部件严重损坏,并引起发动机失火。

因此,美国战略空军司令部再次下令,驻扎在4个空军基地的97架B 1B再次停飞到1991年2月5日。此时海湾战争爆发,这一故障致使B-1B轰炸机未能参战。

经过对故障的认真分析和试验研究,发现原设计的锁住叶片的卡环强度不够,是这两次事件的肇事原因。据统计,自1986年6月29日第1架B-1B加入美国空军服役到1990年底,发动机累计工作时间超过10万小时,曾出现6次叶片甩离事件。

造成叶片甩脱事件的原因

由于发动机风扇叶片工作一段时间后,叶片被吸入的细小沙石冲刷磨蚀,叶型略有变化因而改变了叶片的自然振动频率,在97%的风扇最大转速下叶片出现共振,振动应力很大。 

如果叶片存在一些缺陷,例如被外来沙石打出的小凹坑、锈蚀及加工中不注意留下来的某些划伤等,就会使叶片折断,转子上只要有1片叶片断裂,转子的平衡就被破坏,风扇转子就会产生高频振动,导致卡环断裂,造成更多的叶片从轮盘上甩出,结果引起发动机着火。

改进措施

首先改进卡环的设计。将原来由不锈钢材料制造的厚度为1.6 mm的卡环,改用镍基合金制造,厚度加大到3.68mm。卡环厚度加大后,强度提高约2.5倍。 更换材料使它的疲劳强度与耐腐性能均得到提高。新的卡环于1991年2月开始在飞机上换装,每天换装20台发动机(即5架飞机),到8月底B-1B全部换装完毕。

为解决叶片断裂问题,发动机生产厂家 GE公司还对风扇转子做了改进设计。 在风扇叶片根部加装减振块,以降低风扇叶片的振动应力(可降低1/3),计划在两年内可以达到使用状态。在未采用减振块之前,飞机每次飞行后,地勤人员需要爬进进气道,目视检查每个风扇叶片是否被外物打伤,另外还要定期用涡流裂纹检测仪检查所有叶片。

20世纪90年代后期,GE公司还采用激光冲击强化LSP 对风扇叶片进行强化处理,以提高叶片的疲劳强度。

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从1994年7月起,在不到两个月的时间内,先后摔了4架美国制造的F-16战斗机(埃及空军和以色列空军各摔两架)。在这么短的时间内,由于同一故障,连续摔掉4架飞机,这在航空史上是少有的,因而引起美国空军和发动机制造商 GE公司的重视。

F-16是一种单发单座轻型战斗机,主要用于空战,也可用于近距空中支援,1978 年底开始装备美国空军。它不仅是美国的主力战斗机,而且也是出口最多的战斗机。到1993年春,F16订货达3835架,其中2203架为美国空军订货。

造成事故的原因

经对事故调查、分析和研究,表明:造成4架F16摔机的原因是该发动机高压涡轮后轴的封严篦齿环断裂,断裂的碎片打坏低压涡轮,最终造成发动机损坏。

1988年,一架B1B轰炸机也是由于发动机(F101)的高压涡轮后轴封严环断裂而失事。 这两型飞机的发动机虽然型号不同,但它们的核心机相同,损坏部位的结构也完全一样,当 B 1B出事后,被认为是封严篦齿间隙留得不够而造成的。

因此,从1989年起,新生产的发动机将此间隙加大了2倍。在这次连续摔了4架飞机后,再次进行故障分析,发现封严间隙过大,引起篦齿环裂纹,而轴上的减振卡环未能控制裂纹的扩展,这是造成失事的主要原因。

再回顾过去几年中,几种装用了F101、F110发动机的飞机失事事件中,有8架不同型号的飞机B1B、F 14和F 16都是由同一原因造成的。

改进措施

针对上述情况,决定恢复到原来的间隙值,结构上也稍做些修改。例如,将原用的卡环形减振环改为减振衬套。这样,需生产新的高压涡轮后轴,并将发动机从飞机上拆下换轴,而受影响的不仅是F-16战斗机,还包括发动机结构相近的那些飞机,如 B-1B、B-2和 F-14。大约有500余台发动机需要换新轴。

为此,从1994年底起,美国空军有150架F-16停飞,外国空军有200架F-16停飞,总共5架B2轰炸机中有两架停飞,还有一些F-14D停飞。由于发动机一个零件出故障,造成大批飞机停飞,这在航空史上也是少有的。

钛机匣着火造成F/A 18战斗/攻击机坠毁

1987年11月美国五角大楼宣布,在1987年一年内,美国海军损失的9架F/A18战斗/攻击机中,有4架是由于F404发动机钛着火造成的。

F/A 18于1978年11月首飞到1986年初,F404发动机已累积飞行达100万小时。在投入使用后的六七年时间内,从未发生过钛机匣着火问题。但是到了1987年却突然冒出来严重影响飞机飞行安全的重大问题。

着火原因

由于F404发动机的高压压气机前几级转子和机匣均采用钛合金制造,当发动机长期工作以后,压气机叶片受到外来物的冲刷磨蚀,叶型发生了变化,改变了它原有的自然振动频率,在发动机某些工况下,引发第1、3级转子叶片折断。

折断后的断片卡在转子叶尖与机匣之间,随着转子旋转而在机匣内摩擦,产生大量的摩擦热,引起钛合金自燃着火。着火后,很快将叶片烧坏,机匣烧穿。火焰继续外窜,烧穿外涵的钛合金机匣及发动机短舱,烧坏飞机其他系统的设备,最终导致飞机失事。

防止钛着火的措施

首先对转子叶片加强和调频。F404发动机着火事故发生后,首先修改了第1、3级转子叶片的设计,避免在使用时间很长以后,出现共振现象。另外,将钛制压气机机匣改用 M152合金钢,外涵机匣由钛合金改为 PMR15复合材料。 

改用材料后,发动机重量仅增加了0.454kg。与F404核心机结构相同的 CFM56 发动机,随后也将高压压气机机匣的材料由钛合金改为 M152合金钢。

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文/乔善勋

挑战者号航天飞机是美国国家航空航天局（NASA）肯尼迪太空中心下的一架航天飞机，从1983年开始往返太空和地球，不幸的是，1983年1月28日的一次发射中（STS-51-L）发生意外，7名航天员悉数罹难，什么原因让举世瞩目的航天飞机爆炸呢？

图1、挑战者号在通往发射台的途中

1983年1月28日，肯尼迪太空发射中心即将迎来第25次航空飞机发射。航天技术无疑代表着美国乃至全人类的最高科技，有数百万美国人聚集在电视机前观看这一盛况，然而，它刚刚升空73秒钟便遭遇不测。

执行STS51任务共有七名航天员，分别是迈克尔·J·史密斯、迪克·斯科比、罗纳德·麦克奈尔、鬼冢承次、克丽斯塔·麦考利夫、格里高利·贾维斯和朱迪斯·蕾斯尼克。

图2、后排：鬼冢承次、克丽斯塔·麦考利夫、格里高利·贾维斯、朱迪斯·蕾斯尼克。前排：迈克尔·J·史密斯、迪克·斯科比、罗纳德·麦克奈尔

挑战者号此次将携带首位平民进入太空——女教师麦考莉芙。她还将在天空中上一节别开生面的太空课程，此行亦向世人宣传教育工作的重要性。她为了迎接天空之旅，还接受了5个月的太空训练，这也为美国第25次航天飞机发射赋予了特殊使命。

当天早晨8点8分，肯尼迪太空中心的工作人员正为挑战者号发射做最后的准备，七名航天员也陆续进入舱内。挑战者号是4艘航空飞机中最为稳定的一架，它完美的执行了前9次发射任务，平安的将51名航天员送入太空。

图3、挑战者号发射前，发射台上结的厚冰

挑战者号此次发射任务出师不利，因天气原因拖延了一周时间。一月的卡纳维拉尔角正直寒冬时节，肯尼迪航天中心的发射塔一度被冰雪覆盖，冻结的冰柱超过1米长，此前从未有航天飞机在如此酷寒环境下发射。发射中心决定再延迟2小时发射，希望到时气温有所回暖。

挑战者号的推进器每秒可以燃烧4千升燃料，其外部燃料箱高达46米，但主要推动力来自两具固态燃料推进器，它们能提供高达300万千克推力，可以让火箭加速至2.8万千米/时，最终让航天飞机达到脱离地球重力的速度。

挑战者号貌似做好了准备，航天中心也进入了发射倒计时。虽然推进器中装载了大量易燃燃料，但美国航空飞机的发射史上还保持完美的记录。随着发射员进入读秒程序，挑战者号吐着庞大的火舌冲向天际。

图4、挑战者号在肯尼迪航天中心升空

挑战者号发射后就开始调整姿态，为进入既定轨道做准备。它的时速已经高达1600千米，当它升至1万米高度时，突然一阵强侧风袭来，挑战者号到了发射最关键的阶段，这也被称成为MAX-Q，意味着航天飞机能承受的最大气动压力，如果速度过快，它也有解体之虞。

控制室飞行主任决定让挑战者号减低功率至65%，发射66秒后，它顺利通过危险阶段。此时它必须加速至2.8万千米的时速才能脱离地球引力，这需要推进器火力全开。

图5、挑战者号航天飞机爆炸瞬间

突然，挑战者号被炸成一团火球，地面控制中心也失去了联系，他们为了确保安全，引爆了失控的推进器。挑战者号也急速的向大西洋坠去，最终回传的消息确认它已经爆炸。

原本当做盛典来庆祝的人们，由期待、惊喜转变为惊愕继而相拥而泣……

图6、观众看到爆炸后的场景

控制中心分析图像看到成员舱还保持完整，他们立刻通知国防部门，要求展开搜救工作。大规模的搜救队马上赶赴可能的落水海域，然而，一无所获。搜救队找到挑战者号的残骸后，发现它早已在2倍音速的冲击下撕裂成碎片。

航天员的头盔都集成有紧急供氧系统，NASA的调查员发现有三具头盔开启了该系统，这意味着事故发生时，还有三名幸存者。

图7、罗杰斯委员会调查成员在肯尼迪航天中心

时任美国总统罗纳德·里根参加了悼念活动，同时他还下令成立由前国务卿领衔的特别委员会——罗杰斯委员会，全权负责此次事故的调查。

调查员调取了两百多部影像资料，他们看到火箭发射2秒钟后，出现了神秘的黑色烟雾从右推进器后方冒出，这和燃料槽的距离很近。这个关键的证件显示，助推器的O型环在起火燃烧。

在莫顿·塞奥科公司（NASA的分包商之一，负责建造推进器）工作的罗杰·博伊斯乔利向调查委员会指证了一个惊人的消息，他认为挑战者号在发射前就有故障的征兆。

1985年1月，发现者号也是在一个寒冷的冬日发射升空。博伊斯乔利在取回的推进器上，发现连接使用的套管有严重问题，O型环周围有大量的烟熏和烧焦的痕迹。他认为是过低的问题导致O型环硬化，从而失去密封的功效。他甚至推测发现者号差一点就命殒途中，O型环还差1厘米就完全烧断……

图8、运送挑战者号遇难航天员的灵车

挑战者号升空前13个小时，博伊斯乔利曾试图阻止发射行动，与会者包括莫顿·塞奥科的四名资深经理、NASA肯尼迪航天中心高管和推进器主管。莫顿·塞奥科方面建议中止发射。

NASA方面认为气温仅是一个参考资料，他们对延迟发射大为光火。莫顿·塞奥科公司的总经理劝慰博伊斯乔利，称其不要单纯的从工程师角度想，也要考虑到管理层所面临的压力。最后达成的结果居然是投票决定是否发射，挑战者号的命运就断送在可笑的投票中。

博伊斯乔利认为O型环在酷寒环境下会失效，如果他的警告被认同，悲剧就不会发生。

可惜，没有如果。

 图9、NASA设置的D-67摄像机捕捉到的图像

调查还在继续，调查员得知点火时，推进器需要承受巨大的压力。火箭推进器由四个重要部件组成，它们彼此通过套管联系在一起，在百分之一秒内被点燃，推进器的钢箍会被撑开，O型环必须在瞬间膨胀才能避免燃料外泄。推进器的点火程序从上而下穿过固态燃料的中央管道，推进器内部燃烧的气体会释放极大的压力，以8500千米的时速向下喷射。

调查员发现，主发动机在发射前6秒钟启动，此时挑战者号还在发射台上，强大的推力让它晃动幅度超过1米。当挑战者号恢复正常时，发射台固定支架脱落，推进器开始启动。在此期间挑战者号也会有规律的晃动，和黑烟冒出的频率一致。这让调查取得新的进展，推进器的晃动导致连接套管间歇性失效。

上世纪50年代，固态燃料火箭加入铝这种新材料，铝能显著提高燃烧温度，并增加50%的推力。但是加入铝之后，会留下金属残渣，残渣会堵塞失效的连接套管。

还有一台摄像机捕捉到右侧推进器和外部燃料箱连接处，画面显示有火焰冒出。挑战者号拥有两千多个传感器，传输回地面的飞行数据开始出现异常。挑战者号发射60秒后，正处于关键的MAX-Q阶段，它需要承受的空气阻力达到最高，结构承载力也接近极限。推进器的压力突然降低，从44.8kg/cm²降至43 kg/cm²。压力迫使铝渣脱落，裂缝呈现打开状态，燃料又快速溢出。

图10、挑战者号被拍摄到的异常画面

挑战者号发射时，右侧推进器的O型环便因酷寒而硬化，导致下方连接套管失效。高温气体溢出并排出的铝渣堵住了裂缝，挑战者号得以避免在发射台上爆炸的惨剧。

挑战者号在爬升时遭遇强侧风，铝渣在严重晃动中脱落。与此同时，右推进器开始燃起大火，超高的温度烧穿了外部燃料槽，含有巨大能量的液氢燃料开始泄露。当火箭加速向上突破MAX-Q阶段时，推进器和外部燃料槽的连接器起火燃烧，当支架被燃烧熔断时，燃料槽底部开始分离，推进器的头部撞上燃料槽的顶部造成更大的爆炸。

1986年6月9日，罗杰斯委员会发布了最终的事故报告，全文厚达225页。事故原因指出NASA的组织文化和决策过程有巨大漏洞，其在压力下做出了错误的决策，而忽略了明显的危险信号。挑战者号事故的主要原因不是失效的O型环，而是整个决策系统。

调查员发现，早在1977年NASA的管理层已经发现，莫顿·塞奥科公司所设计的助推器O型环有潜在缺陷，但是却从未提出意见整改漏洞。发射的那天早晨，亦有工程师对此发出警告，他们也隐瞒了这一关键信息。

图11、罗杰斯委员会发布的最终事故调查报告

最终，罗杰斯委员会向NASA提出了9项建议，并要求其在重启航天飞行计划前予以彻底整改。

事故发生几个月后，莫顿·塞奥科公司赔偿航天员家属约430万美元，同时他们也得到了一份价值18亿美元的新合同，用以研发新型火箭推进器。

太空计划因此推迟6年之久，航天飞机采用了新的设计和安全系统。但即便如此，2003年，哥伦比亚号航天飞机在返回地球时依然遭遇不测，爆炸造成七名航天员遇难。新的事故调查报告指出，NASA并未吸取挑战者号悲剧的教训。

安全，就应该是一票否决制。否则，事故的发生，只是时间的问题。

图12、1986年1月31日，德州休斯顿的挑战者号遇难者悼念仪式上，时任美国总统罗纳德·里根携其夫人前往致意

罗杰·博伊斯乔利在1988年被授予AAAS科学自由与责任奖，他于2012年1月6日在犹他州逝世，享年73岁。