正常類飛機(jī)爬升性能飛行試驗(yàn)研究

汪發(fā)亮，張 宇，張妙嬋

（1.中國民用航空西安航空器審定中心性能/動力室，西安 710065；2.中國民用航空適航審定中心持續(xù)適航室，北京 100102）

爬升率是飛機(jī)定常爬升時單位時間內(nèi)增加的高度，是衡量飛機(jī)性能的重要特征參數(shù)之一[1]。適航審定部門在開展型號合格審定時，需要根據(jù)民用航空適航規(guī)章及咨詢通告的要求，對飛行試驗(yàn)全過程進(jìn)行審查，確認(rèn)飛機(jī)制造商的飛行試驗(yàn)方法正確、數(shù)據(jù)處理方法合理以及飛行手冊數(shù)據(jù)真實(shí)有效。因此，開展爬升性能飛行試驗(yàn)全流程研究，有利于適航審定部門準(zhǔn)確把握審查重點(diǎn)，推進(jìn)型號合格審定工作的開展。

目前，對飛機(jī)爬升能力的研究主要從飛行試驗(yàn)、數(shù)據(jù)處理和適航審定等角度開展。李亞東等[2]通過飛行試驗(yàn)對電動飛機(jī)的爬升性能開展了試飛研究；成婷婷等[3]對活塞發(fā)動機(jī)爬升性能數(shù)據(jù)由試飛大氣狀態(tài)向標(biāo)準(zhǔn)大氣狀態(tài)修正的換算方法進(jìn)行了研究；屈程等[4]對運(yùn)輸類飛機(jī)爬升性能試飛數(shù)據(jù)提出了擬合和濾波處理方法；王玉等[5]分析總結(jié)了起飛重量、初始高度和溫度偏差等因素對運(yùn)輸類飛機(jī)在不同爬升階段最佳爬升速度的影響規(guī)律；孟祥光等[6]采用仿真計(jì)算方法對爬升梯度適航符合性進(jìn)行了探討。

以上研究缺乏針對安裝活塞發(fā)動機(jī)的正常類飛機(jī)開展爬升性能研究。以DA42NG 飛機(jī)為研究對象，根據(jù)適航規(guī)章條款要求，按照咨詢通告中的試驗(yàn)方法實(shí)施光潔構(gòu)型（襟翼收上）下的爬升性能飛行試驗(yàn)，開展試驗(yàn)測量數(shù)據(jù)處理，并將飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)與飛行手冊數(shù)據(jù)進(jìn)行比較，分析試驗(yàn)的有利因素和改進(jìn)措施，可為適航審定部門開展正常類飛機(jī)型號審查提供參考。

1 適航規(guī)章要求及解讀

《正常類、實(shí)用類、特技類和通勤類飛機(jī)適航規(guī)定》[7]中對飛機(jī)爬升性能提出了相關(guān)要求。在飛行章節(jié)中，第23.69 條（a）款規(guī)定，全發(fā)工作狀態(tài)下，必須在申請人確定的運(yùn)行限制內(nèi)的每一重量、高度和外界大氣溫度下確定定常爬升梯度和爬升率。飛行狀態(tài)要求每臺發(fā)動機(jī)不超過最大連續(xù)功率，起落架在收起位置，襟翼收上，爬升速度不小于1.3 倍VS1（最小定常飛行速度）。在使用限制和資料章節(jié)中，第23.1587 條（a）款規(guī)定，飛行手冊必須提供按照第23.69 條（a）款確定的全發(fā)工作狀態(tài)下的定常爬升率和爬升梯度[8]。

在型號合格審定過程中，審查組需要通過審查試驗(yàn)大綱、試驗(yàn)報(bào)告和開展必要的驗(yàn)證飛行試驗(yàn)等方式，確認(rèn)試驗(yàn)條件完備、試驗(yàn)方法合理、數(shù)據(jù)處理準(zhǔn)確、數(shù)據(jù)真實(shí)有效，符合適航規(guī)章條款的規(guī)定。

2 研究說明

2.1 研究內(nèi)容

主要研究工作包含兩方面內(nèi)容：①根據(jù)文獻(xiàn)[7]第23.69（a）條款要求，利用DA42NG 機(jī)型開展光潔構(gòu)型下的爬升性能飛行試驗(yàn)，通過機(jī)載設(shè)備采集試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并對試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，獲得最佳爬升率及爬升速度；②根據(jù)文獻(xiàn)[7]第23.1587 條（a）款對于飛行手冊內(nèi)容的要求，將飛行手冊數(shù)據(jù)修正到飛行試驗(yàn)時的溫度、高度和重量條件，得出爬升率數(shù)據(jù)，并與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比。

2.2 研究方法

研究方法包括：飛行試驗(yàn)方法、飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法及飛行手冊數(shù)據(jù)處理方法。

1）飛行試驗(yàn)方法

采用文獻(xiàn)[9]中的“鋸齒爬升法”，在選定的高度范圍和固定發(fā)動機(jī)功率下，從起始高度等速直線爬升，達(dá)到目標(biāo)高度后改平，逐漸下降至起始高度。隨后以其他速度重復(fù)等速爬升并完成整個爬升過程。整個試驗(yàn)由一系列的爬升、下降過程組成，飛行航跡有如鋸齒狀。

2）飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法

飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理分為3 個步驟：①計(jì)算爬升率，在飛行試驗(yàn)的穩(wěn)定狀態(tài)下，爬升高度除以爬升時間即可計(jì)算出該速度對應(yīng)的爬升率；②繪制爬升速度-爬升率曲線，進(jìn)行多項(xiàng)式擬合；③求解出多項(xiàng)式在試驗(yàn)范圍內(nèi)的峰值，所得爬升率最大值即為最佳爬升率，對應(yīng)的速度為最佳爬升速度。

3）飛行手冊數(shù)據(jù)處理方法

飛行手冊數(shù)據(jù)處理同樣有3 個步驟，為與飛行試驗(yàn)進(jìn)行比對，將飛行手冊數(shù)據(jù)按照飛行試驗(yàn)時的溫度、高度和重量依次進(jìn)行修正：①進(jìn)行溫度修正，將飛行手冊數(shù)據(jù)插值到飛行試驗(yàn)時的溫度；②進(jìn)行高度修正，將飛行手冊數(shù)據(jù)插值到飛行試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)高度；③進(jìn)行重量修正，將飛行手冊數(shù)據(jù)插值到飛行試驗(yàn)的平均重量，從而獲得基于飛行手冊的理論值。

3 飛行試驗(yàn)

3.1 試驗(yàn)機(jī)型

試驗(yàn)機(jī)型采用DA42NG 型飛機(jī)，如圖1所示。該機(jī)是由奧地利鉆石公司研發(fā)的雙發(fā)螺旋槳飛機(jī)，采用下單翼、高平尾的布局形式，以渦輪增壓活塞發(fā)動機(jī)驅(qū)動三葉螺旋槳作為動力裝置，配備三軸GFC700自動駕駛儀和Garmin1000 航電系統(tǒng)等先進(jìn)系統(tǒng)設(shè)備。

圖1 飛行試驗(yàn)使用的DA42NG 飛機(jī)Fig.1 DA42NG airplane used for flight test

根據(jù)《DA42NG 飛機(jī)飛行手冊》[10]，該機(jī)最大起飛重量1 999 kg，最大零油重量1 765 kg，最大著陸重量1 805 kg。襟翼收上位置空中最小操縱速度VMCA=71 kt（1 kt=1.852 km/h)，不可超越速度VNE=1 88 kt，最大運(yùn)行高度為18 000 ft（1 ft=0.304 8 m）。

3.2 試飛方法

鋸齒爬升法的具體試飛步驟為：

（1）按正常程序起飛及爬升，飛至任務(wù)空域；

（2）向管制員申請氣壓修正，得到允許后，將高度表由修正海壓調(diào)整至標(biāo)準(zhǔn)海壓；

（3）在爬升范圍的中間高度記錄外界大氣條件（溫度、風(fēng)速和風(fēng)向）及已消耗的油量，保持光潔構(gòu)型（襟翼收起、起落架收起），將飛機(jī)速度初步調(diào)整至爬升速度附近；

（4）在高度下降至爬升起始高度（比中間高度低1 000 ft）時記錄外界大氣溫度、風(fēng)速、風(fēng)向及已消耗的油量；配平至爬升速度，調(diào)整航向?yàn)榇怪庇陲L(fēng)向，做好爬升準(zhǔn)備；

（5）保持速度和航向開始爬升，每隔200 ft 計(jì)時，直至爬升結(jié)束點(diǎn)（比中間高度高1 000 ft）；此時，再次記錄外界大氣溫度、風(fēng)速、風(fēng)向及已消耗的油量；至此完成該固定速度下的爬升試驗(yàn)；

（6）重復(fù)步驟（4）和（5），依次進(jìn)行后續(xù)速度條件下的爬升試驗(yàn)；

（7）完成既定爬升試驗(yàn)任務(wù)后，向管制員申請氣壓修正，得到允許后，將高度表由標(biāo)準(zhǔn)海壓調(diào)整回修正海壓；

（8）按正常程序返場著陸。

3.3 試驗(yàn)條件

試驗(yàn)重量考慮了飛機(jī)結(jié)構(gòu)、燃油、駕乘人員和行李重量，起飛前對飛機(jī)進(jìn)行了稱重，結(jié)合試驗(yàn)過程中的燃油消耗，飛機(jī)重量在1 800～1 850 kg 之間，具體數(shù)值以實(shí)際記錄為準(zhǔn)。

試驗(yàn)重心條件按照規(guī)章要求與飛機(jī)實(shí)際情況進(jìn)行設(shè)置。根據(jù)文獻(xiàn)[7]第23.21 條款規(guī)定，飛行試驗(yàn)中重心的允差是整個重心范圍的7%。DA42NG 飛機(jī)的平均氣動弦[10]（MAC，mean aerodynamic chord）為1.271 m（4.17 ft），重心前限和重心后限分別為12.1%MAC 和22.3%MAC，重心變化范圍為10.2%MAC。因此，通過計(jì)算可得飛行試驗(yàn)時的重心允差為0.7%MAC。針對飛機(jī)性能的飛行試驗(yàn)，通常前重心是最不利的重心位置。本次飛行試驗(yàn)任務(wù)中，爬升起始時飛機(jī)總重為1 838 kg，完成后飛機(jī)總重為1 818 kg，飛機(jī)爬升過程中平均重量為1 828 kg，該重量條件下對應(yīng)的重心前限為16.6% MAC。試驗(yàn)過程中將重心前限調(diào)節(jié)至17.0%MAC，二者相差0.4%MAC，從而滿足重心前限的允差要求（小于0.7%MAC）。

試驗(yàn)時的發(fā)動機(jī)功率設(shè)置按照飛行手冊中的推薦值，全發(fā)爬升采用最大連續(xù)功率152 Hp（1 Hp=0.746 kW），功率指示為92%[10]。

試驗(yàn)時的速度范圍從安全性角度考慮，最小爬升速度選擇85 kt，與1.2 倍Vs（失速速度）[4]（80 kt）保持有5 kt 的余量；最大爬升速度選擇115 kt，距離操作機(jī)動速度Vo（122 kt）有7 kt 的余量。從數(shù)據(jù)處理的角度考慮，在其中選擇了6 個速度點(diǎn)。

綜上，在爬升飛行試驗(yàn)時，飛機(jī)重量在1800～1850kg之間；重心前限調(diào)節(jié)至17.0%MAC；發(fā)動機(jī)功率為152 Hp；爬升速度選擇為85、90、95、100、105、115 kt。

3.4 數(shù)據(jù)采集

DA42NG 飛機(jī)采用的Garmin 1000 航電系統(tǒng)是集飛行、通訊、導(dǎo)航及顯示等功能為一體的綜合系統(tǒng)，包含顯示器、大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)、飛機(jī)姿態(tài)航向基準(zhǔn)、甚高頻通訊及導(dǎo)航設(shè)備，可提供大氣數(shù)據(jù)、風(fēng)向與風(fēng)速、航姿與航向、燃油消耗、發(fā)動機(jī)參數(shù)、航線、地形等信息。

飛行試驗(yàn)的指示空速（IAS，indicated airspeed）、氣壓高度、大氣溫度、風(fēng)速、風(fēng)向等參數(shù)采集于機(jī)載Garmin 1000 航電設(shè)備，由工程師在主顯示器及多功能顯示器上讀取。

飛機(jī)重量通過起飛前的稱重?cái)?shù)據(jù)及耗油量換算得出。

3.5 實(shí)施過程

飛行員在飛行試驗(yàn)前通過查閱飛行手冊、參加理論課程和進(jìn)行模擬器訓(xùn)練等多種方式，對該機(jī)型的性能和操縱進(jìn)行熟悉。工程師協(xié)同飛行員制訂試驗(yàn)大綱，明確對于飛行動作的要求，評估試驗(yàn)安全風(fēng)險(xiǎn)，并采取必要的風(fēng)險(xiǎn)降低措施，確保飛行試驗(yàn)安全可控。

飛行試驗(yàn)當(dāng)日根據(jù)管制要求，允許在飛行高度層FL30[8]（8 900 ft）以下活動。考慮安全因素（最低不低于2 000 ft）及飛行試驗(yàn)需要，爬升起始高度定為5 900 ft，中間高度設(shè)為6 900 ft，結(jié)束高度為7 900 ft。當(dāng)天氣象條件良好，爬升過程中風(fēng)速和風(fēng)向較為穩(wěn)定，溫度變化均勻（±1 ℃），爬升試飛試驗(yàn)過程中的大氣參數(shù)如表1所示。

表1 爬升飛行試驗(yàn)過程中的大氣參數(shù)Tab.1 Atmospheric parameters during climb flight test

飛行員操縱動作準(zhǔn)確，執(zhí)行爬升任務(wù)過程中速度保持穩(wěn)定，在±1 kt 的容差范圍內(nèi)。根據(jù)文獻(xiàn)[9]的建議，對于同一爬升速度，采用正反交替航向以抵消氣流的影響。此外，飛行過程中通過觀測儀表顯示數(shù)據(jù)，航向與風(fēng)向接近垂直，呈80°～120°夾角，盡可能減小氣流影響。

4 數(shù)據(jù)處理

4.1 試飛數(shù)據(jù)處理

在飛行試驗(yàn)過程中，自起始高度5 900 ft 開始，每隔200 ft 開始計(jì)時直至7 900 ft 結(jié)束為止，記錄不同爬升速度下爬升高度隨爬升時間的變化規(guī)律，如圖2所示。

圖2 不同指示空速下爬升高度隨時間變化的曲線Fig.2 Curve of climb altitude under various IAS time

從圖2中可知，飛機(jī)保持既定速度完成了穩(wěn)定的爬升，每個高度間隔所使用的時間較為均勻，爬升高度隨時間變化的曲線線性良好。需要說明的是，原計(jì)劃以90 kt 和115 kt 的指示空速進(jìn)行爬升，但實(shí)際指示空速分別為89 kt 和114 kt。為避免再次配平帶來試驗(yàn)時間延誤和爬升高度范圍的損失，避免工作負(fù)擔(dān)的增加，保持該速度完成爬升。

在爬升過程前段，飛行員需要通過調(diào)整配平等措施以達(dá)到及保持指定爬升速度；在爬升過程后段，隨著爬升高度增加，空氣密度變小，對爬升率產(chǎn)生一定影響。因此，根據(jù)文獻(xiàn)[9]的示例截取爬升過程中速度和爬升率均較為穩(wěn)定的中間段，以中間高度6 900 ft 上下各600 ft 作為爬升高度范圍。

此外，由于在儀表上所讀取的數(shù)據(jù)為指示空速，而飛行手冊中所列的數(shù)據(jù)為校準(zhǔn)空速（CAS，calibrated airspeed）。因此，需按照飛行手冊中所給出的指示空速與校準(zhǔn)空速對照表得到各爬升速度下對應(yīng)的爬升率，如表2所示。

表2 各爬升速度下對應(yīng)的爬升率Tab.2 Climb rate corresponding to each climb speed

從表2可知，隨著爬升速度從85 kt 增加到95 kt，對應(yīng)的爬升率呈增長趨勢；爬升速度從95 kt 增加到114 kt，對應(yīng)的爬升率則呈下降趨勢。

將爬升速度作為自變量，爬升率作為因變量，通過最小二乘法進(jìn)行多項(xiàng)式擬合，擬合曲線如圖3所示，多項(xiàng)式極值即為最佳爬升率，對應(yīng)速度為最佳爬升速度。

圖3 爬升率隨爬升速度變化的多項(xiàng)式擬合曲線Fig.3 Polynomial interpolation curve of climb rates vs.climb speed

從圖3可知，根據(jù)二次多項(xiàng)式求得最佳爬升速度為98 kt，最佳爬升率為1 177 fpm；根據(jù)三次多項(xiàng)式求得最佳爬升速度為97 kt，最佳爬升率為1 188 fpm。

4.2 手冊數(shù)據(jù)處理

《DA42NG 飛機(jī)飛行手冊》[10]性能章節(jié)，給出了飛機(jī)處于爬升狀態(tài)時重量為1 700、1 900、1 999 kg，高度為6 000 ft 和8 000 ft，溫度自-20～50 ℃間每隔10 ℃的爬升率數(shù)據(jù)。為與飛行試驗(yàn)進(jìn)行比對，首先，將飛行手冊數(shù)據(jù)插值到飛行試驗(yàn)時的溫度（16 ℃），再插值到飛行試驗(yàn)的中間高度（6 900 ft），得到重量分別為1 700、1 900、1 999 kg 時的爬升率如表3所示。

表3 溫度為16 ℃高度為6 900 ft 時不同飛機(jī)重量對應(yīng)爬升率Tab.3 Climb rate corresponding to different weight of flight at 16 ℃and 6 900 ft

然后將飛行手冊中的數(shù)據(jù)修正到飛行試驗(yàn)的平均重量，根據(jù)燃油消耗量換算，爬升過程中平均重量為1 828 kg，由此依據(jù)飛行手冊數(shù)據(jù)插值得到最佳爬升率為1 211 fpm。

4.3 數(shù)據(jù)對比

飛行手冊中列出的最佳爬升速度為90 kt（在小于1 900 kg 的條件下），飛行試驗(yàn)實(shí)測數(shù)據(jù)利用二次多項(xiàng)式擬合得出的最佳爬升速度為98 kt，三次多項(xiàng)式擬合得出的最佳爬升速度為97 kt。

依據(jù)飛行手冊列出的爬升率數(shù)值，將其修正到飛行試驗(yàn)對應(yīng)的溫度、高度和重量條件，插值得到的最佳爬升率為1 211 fpm，依據(jù)飛行試驗(yàn)測量并用二次多項(xiàng)式和三次多項(xiàng)式分別擬合得到的最佳爬升率為1 177 fpm 和1 188 fpm。

通過對比飛行手冊列出數(shù)據(jù)，飛行試驗(yàn)測量的最佳爬升速度略大，而最佳爬升率數(shù)值略小；無論是利用二次多項(xiàng)式和三次多項(xiàng)式，對飛行試驗(yàn)測量數(shù)據(jù)的處理結(jié)果沒有明顯差異。

4.4 試飛總結(jié)

盡管所獲得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)與手冊數(shù)據(jù)有一定差異，但總體較為一致，結(jié)果符合預(yù)期，可以接受。回顧整個試驗(yàn)過程，可梳理出試驗(yàn)的有利因素。為更好地開展爬升性能試飛研究，提出相關(guān)改進(jìn)措施。

4.4.1 試驗(yàn)的有利因素

1）試驗(yàn)條件

飛行試驗(yàn)當(dāng)天氣象條件良好，氣流平穩(wěn)，溫度均勻。風(fēng)向和風(fēng)速變化不大，溫度梯度、風(fēng)向、風(fēng)速帶來的誤差較小。

2）試驗(yàn)過程

文獻(xiàn)[9]建議采用正反航向交替飛行，航向基本與風(fēng)向保持垂直，夾角在80°～120°，有效避免了風(fēng)速的不利影響；爬升過程穩(wěn)定，速度保持在容差范圍內(nèi)，原始數(shù)據(jù)質(zhì)量良好。

3）數(shù)據(jù)記錄

在每次爬升的起始和結(jié)束時準(zhǔn)確記錄重量、溫度、風(fēng)速和風(fēng)向等數(shù)據(jù)，便于靈活調(diào)整飛機(jī)狀態(tài)，并為數(shù)據(jù)修正提供較為可靠的依據(jù)。

4.4.2 改進(jìn)措施

1）動力裝置

因受限各方因素，飛行試驗(yàn)前未對混合比等參數(shù)進(jìn)行調(diào)校。如條件允許，可對該架試驗(yàn)機(jī)的發(fā)動機(jī)進(jìn)行調(diào)校，確認(rèn)最大連續(xù)功率達(dá)到《DA42NG 飛機(jī)飛行手冊》[10]所標(biāo)稱的功率數(shù)值（152 Hp）。

2）試驗(yàn)方法

本次試驗(yàn)采用鋸齒爬升的試驗(yàn)方法和多項(xiàng)式插值的數(shù)據(jù)處理方法開展研究。后續(xù)可嘗試其他飛行試驗(yàn)方法（如平飛加減速）和數(shù)據(jù)處理方法（如極曲線法），對比不同方法獲得的數(shù)據(jù)結(jié)果。

3）數(shù)據(jù)采集

本次試驗(yàn)在速度范圍內(nèi)選擇了6 個速度點(diǎn)，后續(xù)可在保證飛行試驗(yàn)安全的前提下，適當(dāng)擴(kuò)大速度范圍，縮小間隔，更加密集地采集更多數(shù)據(jù)。

4）空速誤差

研究中直接使用了《DA42NG 飛機(jī)飛行手冊》[10]中列出的指示空速與校準(zhǔn)空速的關(guān)系。如條件允許，可先行針對該架試驗(yàn)機(jī)開展空速校準(zhǔn)試驗(yàn)，獲得指示空速與校正空速的關(guān)系，盡可能減小空速誤差。

5 結(jié)語

根據(jù)適航規(guī)章要求，參考咨詢通告中爬升性能的鋸齒爬升試飛方法，以DA42NG 飛機(jī)為對象開展了光潔構(gòu)型下的全發(fā)工作爬升飛行試驗(yàn)。將飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行多項(xiàng)式擬合，并將飛行手冊數(shù)據(jù)進(jìn)行插值修正，對比發(fā)現(xiàn)飛行試驗(yàn)測量的最佳爬升速度偏大，而最佳爬升率略小?？紤]到飛行試驗(yàn)前未對發(fā)動機(jī)進(jìn)行調(diào)校、未開展空速校準(zhǔn)等因素，數(shù)據(jù)差異可以接受。該飛行試驗(yàn)和數(shù)據(jù)處理方法可為同類機(jī)型的適航審定及飛行試驗(yàn)提供參考。