通勤類飛機(jī)起飛性能飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理

于雪梅, 周小怡, 谷偉巖

(1.黑龍江大學(xué) 建筑工程學(xué)院, 黑龍江 哈爾濱 150080;2.中航工業(yè)通用飛機(jī)公司 試飛站, 廣東 珠海 519015)

通勤類飛機(jī)起飛性能飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理

于雪梅1, 周小怡2, 谷偉巖2

(1.黑龍江大學(xué) 建筑工程學(xué)院, 黑龍江 哈爾濱 150080;2.中航工業(yè)通用飛機(jī)公司 試飛站, 廣東 珠海 519015)

根據(jù)通勤類飛機(jī)適航條款CCAR23部的相關(guān)要求,分析了影響起飛性能的因素,提出起飛性能飛行試驗(yàn)測試需求;然后考慮全發(fā)起飛,以Y12×型機(jī)為例,采用“分段系數(shù)法”將連續(xù)的起飛過程劃分為三個(gè)階段,根據(jù)各階段受力和運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)建立不同階段的數(shù)學(xué)模型并簡化出相關(guān)特征參數(shù);最后用符合數(shù)據(jù)相關(guān)性檢查的特征參數(shù)進(jìn)行起飛性能擴(kuò)展計(jì)算,并以Y12×型機(jī)為模型給出了起飛性能飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理步驟,討論了起飛性能的主要影響因素。

起飛性能; 飛行試驗(yàn); 數(shù)學(xué)模型; 分段系數(shù)法

0 引言

飛機(jī)的飛行性能可以用飛機(jī)質(zhì)點(diǎn)運(yùn)動(dòng)規(guī)律的諸參數(shù)進(jìn)行描述,起飛性能是飛行性能研究中的重要內(nèi)容,它與飛行的安全性、經(jīng)濟(jì)性密切相關(guān)。據(jù)統(tǒng)計(jì),飛機(jī)執(zhí)行一次飛行任務(wù),起飛過程可能只占不到1%的時(shí)間,然而其事故發(fā)生率卻占到全部事故的17%[1],起飛過程是航空事故的多發(fā)階段,因此準(zhǔn)確地確定起飛性能,對(duì)于飛機(jī)的設(shè)計(jì)和使用,具有極其重要的意義。

在飛機(jī)設(shè)計(jì)、定型、使用的各個(gè)階段,分別采用理論計(jì)算、風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和飛行試驗(yàn)三種方法確定飛機(jī)的飛行性能,其中飛行試驗(yàn)是確定飛機(jī)飛行性能最終、最有效可信的方法,所有新型號(hào)飛機(jī)必須在飛行試驗(yàn)的基礎(chǔ)上,確定其所有使用范圍內(nèi)的飛行性能[2]。

本文以Y12×型飛機(jī)為例,討論了通勤類飛機(jī)起飛性能的飛行試驗(yàn)測試和數(shù)據(jù)處理方法,考慮到飛機(jī)起飛過程是一個(gè)速度不斷改變的非定常運(yùn)動(dòng),將起飛過程劃分為全發(fā)起飛、起飛過渡和起飛空中三個(gè)階段,給出了用“分段系數(shù)法”進(jìn)行數(shù)學(xué)建模和數(shù)據(jù)處理以及性能擴(kuò)展計(jì)算的全過程。這種分析方法也適用于其他正常類、實(shí)用類飛機(jī),區(qū)別只是在適航條例對(duì)于速度點(diǎn)和安全高度的要求有所不同。

1 飛機(jī)起飛性能飛行試驗(yàn)

1.1 起飛性能簡介及適航條款要求

飛機(jī)從松剎車滑跑到加速至一定速度后離地直至爬升到安全高度的運(yùn)動(dòng)過程稱為起飛。飛機(jī)的起飛性能包括:起飛距離、起飛時(shí)間、起飛離地速度以及起飛安全高度速度。起飛距離由起飛地面滑跑距離和起飛空中水平距離組成。起飛性能涉及的內(nèi)容包括:全部發(fā)動(dòng)機(jī)工作正常起飛、一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)失效繼續(xù)起飛、一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)失效中斷起飛。影響起飛性能的因素主要有:(1)飛機(jī)自身參數(shù):包括飛機(jī)重心、機(jī)翼面積、起飛重量、發(fā)動(dòng)機(jī)推力、升阻比、升力線斜率等;(2)環(huán)境參數(shù):包括外界大氣壓力、環(huán)境溫度、風(fēng)速風(fēng)向、跑道摩擦系數(shù)、跑道坡度等;(3)控制參數(shù):包括飛機(jī)抬前輪速度、離地速度、離地迎角等。

在飛機(jī)自身參數(shù)(動(dòng)力裝置、氣動(dòng)參數(shù)和結(jié)構(gòu)參數(shù))一定的條件下,飛機(jī)的起飛性能由環(huán)境參數(shù)和起飛控制參數(shù)決定。按《飛機(jī)適航條例》要求,各特征點(diǎn)速度值必須大于相關(guān)條款的最低值,通勤類飛機(jī)的適航條例采用CCAR23部[3],其中起飛速度需滿足CCAR§23.51(c)和§23.57(b)項(xiàng)要求。以Y12×型飛機(jī)為例,各速度參數(shù)取值如下:

起飛決斷速度V1:取1.1VS1和1.1VMC的大者;抬前輪速度VR:取VR=V1;

離地速度VLOF:取VR+ΔV,ΔV值由試飛統(tǒng)計(jì)得到;

起飛安全速度V2:取V1和1.2VS1的大者。

其中,VS1為失速速度,VMC為地面最小可操縱速度,這兩個(gè)值需在試飛初期確定,它們是飛機(jī)起飛、爬升等科目各階段速度的參考值。

1.2 起飛性能飛行試驗(yàn)測試要求

起飛性能飛行試驗(yàn)的目的是測定飛機(jī)飛行手冊所需要的起飛性能參數(shù)和驗(yàn)證飛機(jī)型態(tài)是否滿足飛機(jī)型號(hào)合格審定的性能要求,而準(zhǔn)確、有效地測量飛機(jī)在起飛過程中的距離、高度、速度、姿態(tài)、發(fā)動(dòng)機(jī)功率等參數(shù)的變化規(guī)律,是確定進(jìn)行飛機(jī)起飛性能計(jì)算所需未知參數(shù)的必要手段。

根據(jù)起飛性能的影響因素,進(jìn)行飛行試驗(yàn)測試時(shí)應(yīng)記錄包括試驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)記錄、起飛航跡記錄和機(jī)載測試系統(tǒng)記錄。試驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)記錄主要記錄飛機(jī)進(jìn)行起飛性能試飛時(shí)的飛機(jī)狀態(tài)和環(huán)境狀態(tài)參數(shù);起飛航跡測量主要記錄飛機(jī)起飛過程中的飛行航跡,測試方法有多種,如:光學(xué)測量、雷達(dá)測量、攝影機(jī)法、差分GPS法等;機(jī)載測試系統(tǒng)用于采集和記錄飛機(jī)在起飛過程中的飛行參數(shù)。測試過程中,必須保證航跡測量系統(tǒng)的時(shí)間與機(jī)載測試設(shè)備的時(shí)間嚴(yán)格同步[4]。

以Y12×型飛機(jī)為例,在進(jìn)行起飛性能試驗(yàn)時(shí),由地面試驗(yàn)人員完成試驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)記錄,即記錄試驗(yàn)過程中的起飛重量、燃油量、場溫、場壓、風(fēng)速、風(fēng)向,具體飛行時(shí)的剩余燃油量由飛行工程師手記或根據(jù)機(jī)載油耗記錄以推算試飛過程中的實(shí)際重量;使用自行開發(fā)的視頻記錄系統(tǒng)或差分GPS(在Y12系列飛機(jī)不同型號(hào)試飛中均采用過)記錄飛機(jī)的飛行航跡;使用機(jī)載測試系統(tǒng)記錄飛行速度、高度、發(fā)動(dòng)機(jī)功率(螺旋槳轉(zhuǎn)速和扭矩)、起飛松剎車信號(hào)和前輪離地信號(hào)等參數(shù)。

2 起飛性能數(shù)學(xué)模型

起飛性能分析的關(guān)鍵是建立準(zhǔn)確的、能客觀反映飛機(jī)飛行狀態(tài)變化的數(shù)學(xué)模型。建模的方法可能不唯一[5-6]。Y12系列飛機(jī)通過多年的適航取證試飛經(jīng)驗(yàn)建立了“分段系數(shù)法”進(jìn)行數(shù)據(jù)建模和處理,即根據(jù)飛機(jī)起飛過程的操作程序和飛行特點(diǎn)將一個(gè)連續(xù)的起飛過程分成幾個(gè)獨(dú)立的階段,分析不同階段的飛行特點(diǎn)和物理意義,建立其數(shù)學(xué)模型[7]。由于篇幅限制,本文以全發(fā)起飛為例,其起飛分段示意圖如圖1所示。

圖1 Y12飛機(jī)全發(fā)起飛分段示意圖Fig.1 Takeoff phases of Y12 with all engines operative

2.1 全發(fā)起飛加速段數(shù)學(xué)模型

全發(fā)起飛加速段是指從松剎車到飛機(jī)抬前輪速度VR,該段的主要特征是全發(fā)加速、三輪滑跑。從動(dòng)力學(xué)角度分析,考慮跑道坡度γ為已知,飛機(jī)在滑跑過程中承受的力有:機(jī)翼升力Y、地面對(duì)機(jī)輪的支持力N、地面摩擦力Ff、發(fā)動(dòng)機(jī)推力FP、氣動(dòng)阻力D、飛機(jī)重力G。飛機(jī)起飛滑跑段運(yùn)動(dòng)方程可簡化為[2]:

(1)

其中:

Ff=μRN=μR(G-Y)

式中:μR為地面滑跑摩擦系數(shù);γ為跑道坡度,上坡取正值,下坡取負(fù)值;CL，CD分別為飛機(jī)起飛構(gòu)型狀態(tài)(襟翼在起飛位置、起落架放下等)下對(duì)應(yīng)停機(jī)迎角的升力系數(shù)、阻力系數(shù);ρ為大氣密度;S為機(jī)翼面積。

將各參數(shù)的表達(dá)式帶入式(1),并除以G,有:

(2)

(3)

起飛滑跑距離表達(dá)式中有3個(gè)未知參數(shù)，即CD,CL和μR,如取綜合阻力系數(shù)A=CD-μRCL,則待識(shí)別參數(shù)變?yōu)?個(gè),即μR和A。因?yàn)镃D和CL與飛機(jī)襟翼狀態(tài)、螺旋槳拉力有關(guān),所以綜合阻力系數(shù)A是襟翼狀態(tài)、螺旋槳拉力的函數(shù),而滾動(dòng)摩擦系數(shù)μR僅與跑道和輪胎條件有關(guān),可視為常值。一般情況下,發(fā)動(dòng)機(jī)推力FP是飛行速度、高度的函數(shù),因此工程計(jì)算中通常把起飛加速過程分成N個(gè)小段,每小段FP取均方根速度所對(duì)應(yīng)的拉力。Y12×型飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)推力計(jì)算過程如下:

(4)

式中:WSHP為發(fā)動(dòng)機(jī)功率(英制軸馬力);V為對(duì)應(yīng)小段的均方根速度(真速);CP為功率系數(shù);J為前進(jìn)比;CT為拉力系數(shù)。上述關(guān)系式和曲線由發(fā)動(dòng)機(jī)和螺旋槳生產(chǎn)廠家提供。

因此,只需在試飛中通過機(jī)載測試系統(tǒng)記錄飛行中的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)(扭矩TQ、轉(zhuǎn)速NP)和螺旋槳參數(shù)(轉(zhuǎn)速NS)以及場壓HP、場溫TOAT等參數(shù),就可計(jì)算出發(fā)動(dòng)機(jī)推力FP值。式(3)中未知參數(shù)識(shí)別方法可采用參數(shù)辨識(shí)法[8-9]。

2.2 全發(fā)起飛過渡段數(shù)學(xué)模型

全發(fā)起飛過渡段是指從飛機(jī)抬前輪VR到主輪離地VLOF之間的距離,該段的主要特征是全發(fā)加速、兩輪滑跑,且時(shí)間較短。模型采用“統(tǒng)計(jì)法”,即統(tǒng)計(jì)出該段的時(shí)間增量(ΔT)和速度增量(ΔV)的多次飛行數(shù)據(jù),然后取其平均值(偏保守),用于性能擴(kuò)展計(jì)算。

(5)

2.3 全發(fā)起飛空中段數(shù)學(xué)模型

全發(fā)起飛空中段是指飛機(jī)離地到爬升至安全高度(Hobs)所經(jīng)過的水平距離。飛機(jī)在起飛爬升過程中,由于地面效應(yīng)和迎角的變化,使得飛機(jī)的升阻特性變化比較復(fù)雜,即使數(shù)值積分也很難準(zhǔn)確計(jì)算,因此在工程中,常采用能量法來確定。飛機(jī)起飛離地后的航跡近似直線,假設(shè)離地爬升過程中剩余推力變化不大,則根據(jù)能量守恒定律,有:

(6)

由此解得:

(7)

式中:SA為起飛空中水平距離;V2為安全高度速度;Fave取空中段平均速度對(duì)應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)推力;Hobs為安全高度,CCAR23部適航條款§23.51規(guī)定通勤類飛機(jī)為35 ft。由該式可以看出,在起飛離地速度、起飛安全高度速度和起飛安全高度(VLOF,V2,Hobs)一定的情況下,確定起飛空中水平距離僅需要確定參數(shù)CD/CL的值。其處理方法采用“統(tǒng)計(jì)法”,即由多次試飛取平均值獲得。

3 起飛性能數(shù)據(jù)處理

起飛性能飛行試驗(yàn)是通過準(zhǔn)確測量飛機(jī)在起飛過程中的滑跑距離、速度、姿態(tài)、發(fā)動(dòng)機(jī)功率等參數(shù)的變化規(guī)律來確定飛機(jī)的起飛性能。按照適航條例要求,在完成起飛性能科目的飛行試驗(yàn)后,應(yīng)通過理論擴(kuò)展計(jì)算來確定飛機(jī)在整個(gè)使用范圍(溫度、高度、重量)內(nèi)的起飛性能。為此,需確定幾個(gè)關(guān)鍵參數(shù),如飛機(jī)的氣動(dòng)升阻特性和滑跑摩擦阻力系數(shù)，以及過渡段速度差等。

因此,確定起飛性能的方法是:首先根據(jù)飛行試驗(yàn)結(jié)果,確定在飛行試驗(yàn)條件下的起飛性能,然后建立飛機(jī)起飛狀態(tài)的數(shù)學(xué)模型,通過參數(shù)識(shí)別等方法確定起飛模型中的關(guān)鍵參數(shù),最后將起飛性能擴(kuò)展到整個(gè)使用范圍。

3.1 建立試飛狀態(tài)和結(jié)果文件

統(tǒng)計(jì)每次試飛的飛行號(hào)、起飛重量、襟翼、場壓、場溫、風(fēng)速、風(fēng)向，以及航跡測試距離、時(shí)間等狀態(tài)參數(shù)和特征點(diǎn)參數(shù)(VR,VLOF,V2),建立試飛狀態(tài)文件,供數(shù)據(jù)處理及相關(guān)性檢查用。Y12×型飛機(jī)的全發(fā)起飛試飛狀態(tài)和結(jié)果見表1(由于篇幅所限,本文只給出起飛重量5 600 kg、襟翼0°的3組試飛結(jié)果),其中起飛各特征點(diǎn)參數(shù)可通過飛機(jī)迎角、法向過載、前輪離地信號(hào)、GPS高度等參數(shù)綜合判定。表中:HP,TOAT為試驗(yàn)時(shí)的場壓、場溫;WS,WD為起飛時(shí)的風(fēng)速、風(fēng)向(相對(duì)于起飛跑道);ΔT為起飛過渡段時(shí)間;SG和SA分別為起飛地面滑跑段和起飛空中段距離。

表1 全發(fā)起飛試飛狀態(tài)和結(jié)果Table 1 Comparison of flight test states and results of takeoff with all engines operative

3.2 建立擴(kuò)展參數(shù)文件

將表1中的飛行試驗(yàn)結(jié)果和飛機(jī)起飛各階段數(shù)學(xué)模型相結(jié)合,求出飛機(jī)起飛不同階段的“特征參數(shù)”或“系數(shù)”。其中雙發(fā)起飛段的數(shù)學(xué)模型較為復(fù)雜,特征參數(shù)可用參數(shù)辨識(shí)法進(jìn)行求解,求解過程涉及辨識(shí)參數(shù)范圍選取和迭代次數(shù)、精度等[8,10];而過渡段和空中段特征參數(shù)通過試飛統(tǒng)計(jì)取平均值確定。獲得的特征參數(shù)是否可信,還需作相關(guān)性檢查[10]。數(shù)據(jù)相關(guān)性檢查是將已確定的“特征參數(shù)”帶入到起飛數(shù)學(xué)模型中進(jìn)行性能的擴(kuò)展計(jì)算,求得試驗(yàn)條件下的計(jì)算值,并與測試值進(jìn)行比較,檢查擴(kuò)展計(jì)算值與測試值的符合程度。然后根據(jù)比較結(jié)果調(diào)整擴(kuò)展參數(shù),直到擴(kuò)展計(jì)算值和試驗(yàn)測試值滿足相關(guān)性要求。這是一個(gè)重復(fù)的過程,FAA規(guī)定擴(kuò)展計(jì)算結(jié)果與測試結(jié)果相差在5%以內(nèi)是滿意的,并且一半以上計(jì)算結(jié)果偏保守。這樣的“特征參數(shù)”或“系數(shù)”才能為進(jìn)行起飛性能擴(kuò)展提供依據(jù)。需要注意的是,大部分參數(shù)如A，ΔV，ΔT，CD/CL的取值與起飛重量有關(guān),試飛時(shí)需針對(duì)大重量和小重量分別進(jìn)行試驗(yàn),從而獲得不同參數(shù)的重量影響因子,在起飛性能擴(kuò)展計(jì)算中加以應(yīng)用。

以Y12×型機(jī)為例,其某一狀態(tài)(襟翼0°)全發(fā)起飛擴(kuò)展參數(shù)如表2所示。作為示例,圖2給出了襟翼0°雙發(fā)起飛的全狀態(tài)數(shù)據(jù)相關(guān)性檢查結(jié)果。

表2 Y12×型機(jī)全發(fā)起飛特征參數(shù)Table 2 Takeoff characteristic parameters of Y12× with all engines operative

圖2 Y12×型機(jī)全發(fā)起飛相關(guān)性檢查結(jié)果Fig.2 Correlation check results of takeoff of Y12× with all engines operative

3.3 起飛性能擴(kuò)展計(jì)算

根據(jù)起飛距離的定義(見圖1)可建立其數(shù)學(xué)表達(dá)式為:

ST=(SG1+SG2+SA)×1.15

(VR+VLOF)/2ΔT+

(8)

綜合考慮“特征參數(shù)”和發(fā)動(dòng)機(jī)、螺旋槳的性能,根據(jù)式(8)將起飛性能擴(kuò)展到飛機(jī)的整個(gè)使用范圍,并繪制出網(wǎng)格圖,即飛機(jī)的起飛性能曲線網(wǎng),從而為飛機(jī)的飛行手冊提供編制依據(jù)。從式(8)可見,在飛機(jī)自身參數(shù)(動(dòng)力裝置、氣動(dòng)參數(shù)和結(jié)構(gòu)參數(shù))一定的條件下,影響起飛性能的主要因素有:

(1)起飛重量。起飛重量增加,起飛距離增大。因?yàn)橹亓吭黾?離地時(shí)所需升力必然增大,若離地迎角不變,則抬前輪速度VR和離地速度VLOF都相應(yīng)增大,因此起飛距離增大。

(2)場壓、場溫。場壓和場溫對(duì)飛機(jī)起飛距離的影響,實(shí)質(zhì)上是因?yàn)榭諝饷芏鹊淖兓?。如在高原機(jī)場起飛時(shí),氣壓低、空氣密度小,因而發(fā)動(dòng)機(jī)推力減小,進(jìn)而使滑跑平均加速度減小,同時(shí)較小的空氣密度使得獲得足夠升力的離地速度增大,所以起飛滑跑距離和起飛距離都會(huì)增加[11]。

(3)風(fēng)速。需要說明的是,前述起飛模型中涉及的速度均是指地速。因?yàn)樯Υ笮≈慌c空速(真速)有關(guān),而起飛滑跑距離與地速有關(guān),不論有無風(fēng),只要迎角一樣,離地真速就應(yīng)相同。但地速可以不同,逆風(fēng)起飛,離地地速小;順風(fēng)起飛,離地地速大。地速與真速、風(fēng)速之間的關(guān)系為:Vt=f(HP,TOAT),Vg=Vt±WS(逆風(fēng)為-,順風(fēng)為+)。

(4)跑道坡度。下坡起飛時(shí),式(3)中取“+”,意味著重力分力將成為加速度的一部分,飛機(jī)容易增速,滑跑距離減小,相反則滑跑距離增長。

4 結(jié)論

(1)起飛性能是飛機(jī)的重要性能,影響起飛性能的因素主要有飛機(jī)參數(shù)、環(huán)境參數(shù)以及飛行控制參數(shù)。

(2)準(zhǔn)確地建立起飛過程數(shù)學(xué)模型是確定飛機(jī)起飛性能的關(guān)鍵,建模的方法不唯一。本文給出用“分段系數(shù)法”建立全發(fā)起飛的數(shù)學(xué)模型,采用不同方法確定各階段的特征參數(shù),并使其滿足數(shù)據(jù)相關(guān)性檢查要求。

(3)利用獲得的特征參數(shù)結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)、螺旋槳性能,根據(jù)起飛模型可將起飛性能擴(kuò)展到整個(gè)使用范圍,從而獲得飛機(jī)的起飛性能曲線網(wǎng),為飛機(jī)飛行手冊的編制提供依據(jù)。

[1] 羅曉利.1990～2003年中國民航152起小于間隔飛行事件的分類統(tǒng)計(jì)研究[J].中國安全科學(xué)學(xué)報(bào),2004,14(12): 26-32.

[2] 黃太平.飛機(jī)性能工程[M].北京:科學(xué)出版社,2005.

[3] 中國民用航空局.CCAR-23-R3 正常類、實(shí)用類、特技類和通勤類飛機(jī)適航規(guī)定[S].北京:中國民用航空局,2002.

[4] 宮西卿.運(yùn)輸類飛機(jī)飛行試驗(yàn)技術(shù)手冊[M].北京:航空工業(yè)部民機(jī)局,1988.

[5] Olson W M.飛機(jī)飛行性能試驗(yàn)技術(shù)手冊[M].韓濤峰,譯.美國:美國加利福尼亞州愛德華茲空軍基地空軍飛行試驗(yàn)中心,2003.

[6] 蔚詢楷,李海鵬,吳利榮,等.飛機(jī)起飛著陸性能智能計(jì)算模型及應(yīng)用[J].飛行力學(xué),2006,24(4):61-64.

[7] 谷偉巖.運(yùn)十二飛機(jī)起飛性能參數(shù)辨識(shí)研究[D].北京:北京航空航天大學(xué), 2000.

[8] 于雪梅,程偉,谷偉巖.極大似然法在飛機(jī)起飛性能參數(shù)辨識(shí)中的應(yīng)用[J].飛行力學(xué),2012,30(6):201-205.

[9] 于雪梅,劉平安,崔秀娟.用參數(shù)辨識(shí)法進(jìn)行直升機(jī)懸停性能拓展[J].航空學(xué)報(bào),2010,31(3):466-471.

[10] 蔡金獅.飛行器系統(tǒng)辨識(shí)學(xué)[M].北京:國防工業(yè)出版社,2002:3.

[11] 張志剛,王百爭,王和平.MA60飛機(jī)高原機(jī)場起飛性能研究[J].飛行力學(xué),2006,24(4):65-69.

(編輯：方春玲)

《飛行力學(xué)》正式開通在線辦公系統(tǒng)

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《飛行力學(xué)》編輯部

Data processing of flight tests on takeoff performance for commuter aircraft

YU Xue-mei1, ZHOU Xiao-yi2, GU Wei-yan2

(1.School of Architecture and Engineering, Heilongjiang University, Harbin 150080, China;2.Flight Test Department, AVIC General Aircraft Company, Zhuhai 519015, China)

Factors influencing takeoff performance was analyzed and the corresponding flight test requirements were put forward based on relevant airworthiness requirements CCAR23. Then, means of "Subsection Coefficient Method" was adopted by considering takeoff with all-engines operative and taking aircraft Y12× as an example, which divides a continuous takeoff phrase into three sections with different mathematical model because of their individual force and motion characteristics, and relevant characteristic parameters were developed by rebuilding and simplifying those mathematical model. Finally, these parameters which were identified and proved by data correlation check were used to extend the aircraft takeoff performance. Meanwhile, the steps for takeoff performance flight test data processing of aircraft Y12× was provided and the main influence factors on takeoff performance were discussed.

takeoff performance; flight test; mathematical model; subsection coefficient method

2014-11-05;

2015-01-27;

時(shí)間:2015-06-24 15:02

哈爾濱市科技創(chuàng)新人才基金資助(2014RFQXJ089)；黑龍江省博士后科研啟動(dòng)基金資助(LBH-Q13137)

于雪梅 (1969-)，女，山東乳山人，副教授,博士后,研究方向?yàn)轱w行器飛行試驗(yàn)技術(shù)、彈塑性力學(xué)。

V212.1

A

1002-0853(2015)06-0500-05