某型雙座電動飛機設(shè)計與試驗

范振偉,楊鳳田,李亞東,項松,趙為平

1. 沈陽航空航天大學(xué) 通用航空重點實驗室,沈陽 110136 2. 遼寧通用航空研究院,沈陽 110136

電動飛機是以電機帶動螺旋槳、涵道風(fēng)扇或其他裝置產(chǎn)生前進動力的飛機,電機的電源來自電池、燃料電池、太陽能電池、超級電容或功率束[1]。

電動飛機從綠色環(huán)保、高效節(jié)能的理念出發(fā),極大地提高了飛機的環(huán)保性和舒適性,為綠色航空提供一條光明的技術(shù)途徑,是綠色航空未來的發(fā)展方向[2]。近年來,在全球范圍內(nèi)興起了電動飛機技術(shù)研發(fā)熱潮。據(jù)Roland Berger咨詢公司統(tǒng)計,截至2019年10月,全球約有240個在研的電動飛機項目。該公司對2017年研發(fā)的70類電動飛機項目進行了統(tǒng)計,統(tǒng)計結(jié)果表明：歐洲的項目占45%,美國的項目占40%,其他國家占15%。2019年6月巴黎航空展上,以色列初創(chuàng)企業(yè)全電動飛機“Alice”備受關(guān)注。該飛機一次可承載9人,充電一次最多可飛行1 000 km左右,并獲得美國馬薩諸塞州一家航空公司訂單?？湛汀⒉ㄒ?、達索、GE航空和聯(lián)合技術(shù)公司等航空制造商發(fā)布聯(lián)合聲明,將電推進技術(shù)列為航空業(yè)“第三時代”的重要標(biāo)志,承諾將加大電動飛機技術(shù)研發(fā)力度、推動航空業(yè)綠色發(fā)展[3]。

在國內(nèi),沈陽航空航天大學(xué)從2010年開始開展新能源電動飛機的研制工作。同時,國內(nèi)一些學(xué)者也做了大量的研究工作。項松等[4]設(shè)計了某型電動飛機的固定槳距螺旋槳,并進行了電動飛機螺旋槳的地面試驗和風(fēng)洞試驗。試驗結(jié)果表明：螺旋槳效率達86.76%,達到設(shè)計要求。劉福佳等[5]針對電動飛機在飛行過程中質(zhì)量保持不變的特點,提出了適用于電動輕型飛機的按任務(wù)剖面、按商載和航程估算起飛總質(zhì)量的方法,并對任務(wù)剖面法解的存在性和收斂性進行了分析。王書禮和馬少華[6]據(jù)某型電動飛機的飛行剖面,建立了電機控制器的系統(tǒng)損耗的熱阻網(wǎng)絡(luò)模型,對電機控制器IGBT(Insulated Gate Bipolar Transistor)模塊的溫度進行計算,根據(jù)計算結(jié)果對電機控制器的散熱結(jié)構(gòu)進行了改進。地面臺架樣機試驗結(jié)果表明：改進的風(fēng)冷散熱器能夠滿足電動飛機電機控制器的散熱需求,且重量降低5%。顧超等[7]對某型電動飛機的載荷傳遞進行了理論分析,建立了飛機結(jié)構(gòu)數(shù)學(xué)模型,并進行了強度計算,最終形成了一套適合輕型電動飛機的結(jié)構(gòu)快速試驗驗證方法?？倒鹞暮秃闧8]結(jié)合某型超輕型電動飛機的設(shè)計參數(shù),提出了超輕型電動飛機的電動力系統(tǒng)參數(shù)匹配的方法。進行了地面試驗和測試,結(jié)果表明：該參數(shù)匹配和性能驗證方法具有實際應(yīng)用價值。李玉峰和寧昭義[9]針對載人電動飛機電推進系統(tǒng)的可靠性評估問題,以電推進系統(tǒng)模型為基礎(chǔ),提出了GO(Goal-Oriented method)法與狀態(tài)概率矩陣算法結(jié)合的運算方法對系統(tǒng)進行可靠性建模與仿真計算。趙為平和項松[10]根據(jù)某型電動飛機設(shè)計要求,對電動飛機系統(tǒng)可靠性分配問題進行了研究,在分析成本函數(shù)和廣義成本函數(shù)特點的基礎(chǔ)上,重新構(gòu)建了能夠較好描述電動飛機分系統(tǒng)成本特性的成本函數(shù)。以整機可靠性作為優(yōu)化的約束條件,結(jié)合遺傳算法優(yōu)化得到了電動飛機可靠性分配結(jié)果和整機的成本指數(shù)。

Xiang等[11]提出一種改進的電動飛機螺旋槳設(shè)計方法,根據(jù)某型電動飛機在巡航狀態(tài)的飛行速度和推力等設(shè)計要求,設(shè)計出螺旋槳,進行縮比模型風(fēng)洞試驗驗證了該設(shè)計方法的準確性。項松等[12]采用片條理論對某型電動飛機螺旋槳的氣動性能進行計算,并與風(fēng)洞試驗結(jié)果進行對比,證明了片條理論具有高精度性。Romeo等[13]設(shè)計,制造和測量了氫燃料飛機的螺旋槳,考慮到飛機電動機和燃料電池的降溫問題,通過數(shù)值分析和程序設(shè)計對螺旋槳進行了優(yōu)化設(shè)計,而且將安裝螺旋槳后的飛機進行了特定測試,驗證了推進系統(tǒng)和冷卻系統(tǒng)的效率。Romeo和Frulla[14]設(shè)計了一種高空長航時的無人太陽能飛行器,白天吸收太陽能源來飛行和儲存到電池內(nèi),開發(fā)了飛行程序,對飛行平臺進行了參數(shù)化研究,使用計算流體力學(xué)軟件分析了幾個剖面和機翼平面圖,進行風(fēng)洞試驗,分析了飛行器的飛行性能。Romeo和Borello[15]開發(fā)和驗證基于燃料電池的動力系統(tǒng)用于電動飛機的推進,通過提供20 kW的最大連續(xù)功率的電池組來對飛機在爬升和下降情況下的參數(shù)分析,以及評估其他關(guān)鍵技術(shù)對新能源飛機的影響。Chen PW和Chen KJ[16]分析了某型輕型飛機的整體碰撞性能,利用有限元法對碳纖維機身進行了動態(tài)沖擊數(shù)值模擬,得到復(fù)合材料座艙的安全碰撞區(qū)域比鋁合金座艙大160%。Azadeh等[17]提出了一種在視覺飛行規(guī)則下運行的輕型飛機的路線優(yōu)化算法,尋找在3個空間維度上找到最小持續(xù)時間,無碰撞的路線,制定了混合整數(shù)線性模型,引入了兩階段路線優(yōu)化模型和通過實驗來計算效率。Frosina等[18]開發(fā)出一種簡易模型來評估混合動力推進系統(tǒng)的輕型飛機的性能,采用的方法結(jié)合了0D/1D仿真,在飛行任務(wù)中節(jié)省多達20%的燃料。Carlo等[19]提出了通用航空類電動飛機初始重量分級技術(shù),基于多種常規(guī)飛機典型程序,整合在一個共同的框架中,將設(shè)計方法應(yīng)用到串聯(lián)混合動力推進系統(tǒng)中。Lee等[20]研究了基于GPS(Global Position System)的輕型飛機在著陸模式下的導(dǎo)航、制導(dǎo)和飛行控制的設(shè)計問題,設(shè)計了具有結(jié)構(gòu)不確定性飛機參數(shù)的魯棒控制自動駕駛儀。李亞東等[21-22]對采用辛卜生積分和龍格-庫塔求微分方程的計算方法和飛行試驗,分析了某電動飛機起飛爬升性能,并滿足了適航條特點。劉福佳等[23]給出了電推進系統(tǒng)選型與參數(shù)匹配的設(shè)計過程,提出了一套電推進系統(tǒng)選型與參數(shù)匹配的方法。

沈陽航空航天大學(xué)一直致力于新能源電動飛機研制,某型雙座輕型電動飛機于2012年6月立項研制,反復(fù)進行各系統(tǒng)試驗和飛行試飛。飛行試驗數(shù)據(jù)顯示,該型號電動飛機滿足適航條款要求、達到飛行安全指標(biāo)。

1 飛機設(shè)計參數(shù)

研制任務(wù)為設(shè)計、制造一款滿足飛機設(shè)計技術(shù)要求的雙座電動輕型飛機,并通過對飛機地面和試飛試驗,全面符合適航認證基礎(chǔ)相關(guān)條款要求,最終取得飛機型號設(shè)計批準書(TDA)。電動飛機用于晝間、簡單氣象條件,目視飛行,主要用于教練和娛樂飛行,同時具有自升式滑翔飛行能力。根據(jù)ASTM F2245《輕型運動飛機設(shè)計與性能規(guī)范》要求,此型號電動飛機應(yīng)滿足的機動飛行能力包括：① 正常飛行的機動；② 緩8字,急上升轉(zhuǎn)彎；③ 坡度不大于60°的急轉(zhuǎn)彎；④ 失速和尾旋(如果對該型號批準尾旋)。

電動飛機的主要飛行性能包括最大平飛速度、最大飛行高度、最大使用過載等,具體性能指標(biāo)如表1所示。

飛機為大展弦比上單翼、T形尾翼、前三點固定式起落架、前置螺旋槳、并且雙座兩側(cè)開門的布局形式。動力裝置為一臺無刷永磁電機,用電機控制器調(diào)速,動力源為鋰聚合物電池；機體結(jié)構(gòu)為用高性能碳纖維復(fù)合材料；儀表采用機械式飛行儀表與動力綜合顯示儀表；操縱系統(tǒng)采用推拉鋼索形式。由于受動力裝置現(xiàn)狀限制,按照ASTM F2245《輕型運動飛機設(shè)計與性能規(guī)范》的要求,飛機最大起飛重量不得超過500 kg。電動飛機總體設(shè)計參數(shù)表如表2所示。

表1 某型電動飛機性能指標(biāo)Table 1 Performance parameters of electric aircraft

表2 某型電動飛機總體設(shè)計參數(shù)Table 2 Overall design parameters of electric aircraft

2 飛機總體布局和內(nèi)部配置

2.1 飛機總體布局

電動飛機采用全復(fù)合材料結(jié)構(gòu),結(jié)構(gòu)材料以碳纖維和玻璃纖維為主。機體結(jié)構(gòu)主要包括機身、機翼、尾翼、起落架等四大部分。電動飛機三視圖和總體布置圖如圖1和圖2所示。

圖1 電動飛機三視圖Fig.1 Three views of electric airplane

圖2 電動飛機總體布置圖Fig.2 General layout of electric aircraft

2.2 飛機座艙布置

飛機座艙內(nèi)有并列雙套聯(lián)動中央駕駛桿和腳蹬；前方為儀表板見圖3；兩座椅之間的中央操縱臺上有油門桿、剎車手柄；風(fēng)擋框架左側(cè)有滅火瓶；座椅靠背角為26°,座艙布置圖見圖4。

圖3 電動飛機儀表盤Fig.3 Electric aircraft instrument panel

2.3 飛機結(jié)構(gòu)布置

電動飛機采用以碳纖維和玻璃纖維為主的全復(fù)合材料結(jié)構(gòu),包括機身、機翼、尾翼、起落架,飛機結(jié)構(gòu)圖見圖5。其中機身主要包括電推進裝置艙、防火墻、座艙、電池艙、隔框、垂直安定面等,機身結(jié)構(gòu)構(gòu)架見圖6；機翼采用大展弦比雙段翼形狀,結(jié)構(gòu)由主翼、副翼、擾流板三部分組成,主翼結(jié)構(gòu)包括機翼蒙皮、翼梁、后墻、根肋、普通肋等,機翼結(jié)構(gòu)布置見圖7；尾翼結(jié)構(gòu)尾包括水平安定面、升降舵和方向舵；起落架由前起落架和主起落架兩個部分組成,前起落架采用彈簧減振形式,具有地面滑行轉(zhuǎn)向功能,與方向舵聯(lián)動,主起落架采用板簧減振形式,地面滑行時具有剎車功能。

圖4 電動飛機座艙布置圖Fig.4 Electric aircraft cockpit layout

圖5 電動飛機結(jié)構(gòu)圖Fig.5 Structure of electric airplane

圖6 機身結(jié)構(gòu)構(gòu)架圖Fig.6 Airframe structure diagram

圖7 機翼結(jié)構(gòu)布置圖Fig.7 Wing structure layout

3 電動力系統(tǒng)

電動飛機動力系統(tǒng)包括：電動機、控制器、動力系統(tǒng)綜合顯示儀表；螺旋槳；電池組、電源管理系統(tǒng)(BMS)。研制了基于新型稀土永磁電機和高效電池的實用飛機電推進系統(tǒng),形成了電機驅(qū)動系統(tǒng)、動力電池、螺旋槳的高效集成技術(shù)。動力系統(tǒng)組成見圖8所示。

3.1 電機及安裝

采用輕量化風(fēng)冷永磁同步電動機見圖9,具有極高的連續(xù)轉(zhuǎn)矩密度及較高的效率,可用于直接驅(qū)動螺旋槳。在轉(zhuǎn)速為2 000 r/min左右其持續(xù)功率可達30 kW,效率為93%,而其重量16.6 kg。

發(fā)動機安裝架為焊接結(jié)構(gòu),發(fā)動機安裝架與機身一框、發(fā)動機、電調(diào)間均采用螺栓連接,主要起到固定發(fā)動機和電調(diào)的作用。其結(jié)構(gòu)如圖10所示。

圖8 動力系統(tǒng)組成框圖Fig.8 Block diagram of power system

圖9 永磁同步電機Fig.9 Permanent magnet synchronous motor

圖10 發(fā)動機安裝架結(jié)構(gòu)示意圖Fig.10 Diagram of engine mounting frame structure

3.2 鋰電池組

飛機鋰電池經(jīng)動力組與總體組協(xié)調(diào),確定電池組總能量需求為8.8 kW·h,電池組額定工作電壓為355 V。采用25 A·h的電芯。整個電池組分為4個模塊布置,總重量限制在80 kg內(nèi)。

鋰電池組固定在座椅后的電池艙內(nèi),見圖11,安裝結(jié)構(gòu)由通航研究院自己設(shè)計,其強度經(jīng)過地面試驗驗證。

圖11 鋰電池組安裝位置Fig.11 Installation position of lithium battery pack

3.3 螺旋槳

螺旋槳采用遼寧省通用航空研究院自行設(shè)計的木質(zhì)雙葉螺旋槳,其直徑為1.6 m。螺旋槳外形和效率變化如圖12和圖13所示。

螺旋槳靜態(tài)拉力計算如下：

(1)

式中：HP為功率,HP=40/0.735=54.421 8 hp(1 hp=745.7 W)；DIA為螺旋槳直徑,DIA=1.6×3.28=5.248 feet(1 feet=0.304 8 m);ρ0為海平面大氣密度;ρ為飛行高度下的空氣密度。

圖12 螺旋槳數(shù)模Fig.12 Propeller numerical model

圖13 效率計算結(jié)果與試驗結(jié)果對比Fig.13 Comparison of numerical results and test results of efficiency

4 氣動特性

4.1 氣動布局設(shè)計

飛機布局形式定為大展弦比的上單翼、T型尾翼布局,氣動布局基本參數(shù)為：機翼展長14.5 m；機翼面積12 m2；展弦比17.52；根弦相對厚度14%；梢弦相對厚度12%。

根據(jù)以上給定的技術(shù)指標(biāo),以巡航狀態(tài)為設(shè)計點開展氣動布局設(shè)計工作。由此可確定的設(shè)計指標(biāo)有：

巡航升力系數(shù)CLcruise為

(2)

最大升力系數(shù)CLmax為

(3)

式中：W為電機功率;S為機翼面積;VC為巡航速度;VS為失速速度。

針對輕型電動飛機的特點和使用要求,采用遺傳算法進行了輕型通用航空飛機翼型的優(yōu)化設(shè)計研究。圖14為升力系數(shù)CFD驗證結(jié)果。為了滿足工程需要,結(jié)合飛機型號設(shè)計要求,采用約束條件與優(yōu)化目標(biāo)想結(jié)合的方法確定了目標(biāo)函數(shù),使用Hicks-Henne型函數(shù)進行低雷諾數(shù)翼型參數(shù)化描述,將氣動計算軟件與遺傳算法相結(jié)合,形成了基于遺傳算法的輕型電動飛機翼型氣動優(yōu)化設(shè)計方法。

采用通用飛機低速高升阻比翼型/機翼設(shè)計技術(shù)和大展弦比通用飛機全機布局氣動力快速評估方法。設(shè)計了驗證機的氣動布局,對驗證機縮比模型進行了風(fēng)洞試驗。通過試驗驗證優(yōu)化了飛機各部件的布局方案,研究飛機氣動力的基本特性,測量各舵面的舵面效率,確定氣動布局的設(shè)計方向等,突破了層流翼型大展弦比機翼與高升阻比整機氣動布局設(shè)計技術(shù)。圖15為整機升阻比K隨迎角變化曲線,飛機巡航狀態(tài)迎角為2.5°,若考慮雷諾數(shù)效應(yīng)(風(fēng)洞試驗雷諾數(shù)為70萬左右,飛機實際飛行時雷諾數(shù)為150萬左右,雷諾數(shù)效應(yīng)同樣的飛機,雷諾數(shù)越大其升阻比越大),飛機實際飛行的升阻比大于24。

圖14 升力系數(shù)CFD驗證結(jié)果Fig.14 Lift coefficient CFD verification results

圖15 整機升阻比隨迎角變化曲線Fig.15 Lift-drag ratio changing with angle of attack of whole plane

根據(jù)上面的飛行速度、機動限制載荷系數(shù)繪制飛行包線圖,如圖16所示。

圖16 飛行包線圖Fig.16 Flight envelope

4.2 飛行品質(zhì)計算

電動飛機的性能計算,飛行高度按照海平面ICAO的標(biāo)準大氣和靜止空氣條件予以考慮。依據(jù)風(fēng)洞試驗和重量重心等數(shù)據(jù),建立了飛行動力學(xué)數(shù)學(xué)模型,在其基礎(chǔ)上,通過配平手段根據(jù)以及ASTM F2245-11條例要求,對飛機的失速速度、起飛、爬升等性能進行了分析和計算。

飛機的很多參數(shù)都是以失速速度為基礎(chǔ)確定的。這樣在計算任何飛機起飛爬升的性能參數(shù)時,首先要知道失速速度的大小以及此狀態(tài)對應(yīng)的構(gòu)型。RX1E電動飛機未加襟翼,屬于干凈構(gòu)型,其Vs0(著陸構(gòu)型的失速速度)和Vs1(特定形態(tài)的失速速度)的值相等。

(4)

式中：G為飛機的最大重量,CLmax為最大升力系數(shù),在這里是配平后的最大升力系數(shù)。根據(jù)ASTM F2245-11 4.4.1適航條例要求：機翼水平失速速度Vs0和Vs1,必須通過飛機處于最大起飛重量和最不利CG(Genter of Gravity)的狀態(tài),關(guān)閉油門,以獲得不超過1 kts/s 的減速率。

爬升運動是飛機在垂直平面內(nèi)做無側(cè)滑的質(zhì)點運動,因此在計算爬升性能的爬升率這項指標(biāo)時,用無側(cè)滑的質(zhì)點運動學(xué)方程和動力學(xué)方程。常用的計算方法有辛普生積分方法、數(shù)值積分法以及龍格-庫塔求解常微分方程。

在ASTM F2245-11 4.4.3 條例中要求：最大起飛重量、全油門、最佳爬升率速度必須超過95 m/min,即1.58 m/s。

飛機定常爬升飛行時的運動方程為

Tky=Q+Gsinθ

(5)

Y=Gcosθ

(6)

式中：Tky為可用拉力;Q為阻力;θ爬升角;Y為橫向拉力。

上升率是指飛機以最大的重量和給定的發(fā)動機工作狀態(tài)進行等速直線上升時在單位時間內(nèi)上升的高度,以Vy表示。

將式(5)中等號兩邊乘以航跡速度V,即得到：

TkyV=TpfV+GVsinθ

(7)

式中:Tpf為平飛需用拉力,其值與阻力相當(dāng),即Tpf=Q,以Vy代替Vsinθ,式(7)可寫成：

(8)

式中:ΔT為剩余拉力。

從式(8)可見,上升率與剩余拉力和航跡速度的乘積成正比,最大上升率就是剩余功率最大的點。

由總體參數(shù)、氣動參數(shù)、動力參數(shù)、螺旋槳效率、電機和控制器效率等因素,得到了電動飛機的爬升率,如圖17所示。

圖17 爬升率隨速度變化的曲線Fig.17 Curves of climb rate with speed

5 飛機制造與裝配

該電動飛機采用了一套較為成熟的工藝體系,以手工鋪貼、真空袋壓成型、熱壓罐成型和連接裝配作為復(fù)合材料工藝制造技術(shù)基礎(chǔ)。其中板簧為層壓板結(jié)構(gòu),采用熱壓罐成型。機身蒙皮、機翼蒙皮、尾翼蒙皮等為泡沫板夾層結(jié)構(gòu),采用真空袋壓成型。梁、墻、肋、隔框、座艙、整流罩等為層壓結(jié)構(gòu),局部為碳板夾層結(jié)構(gòu),采用真空袋壓成型。金屬零件為自行研制外協(xié)加工。圖18為飛機制造工藝流程圖。

圖18 飛機制造工藝流程圖Fig.18 Aircraft manufacture process flow diagram

整機使用型架裝配,對機翼、機身、尾翼等關(guān)鍵部件進行定位支撐,結(jié)合水平測量及激光跟蹤三坐標(biāo)測量設(shè)備對裝配進行校準,使整機裝配達到設(shè)計精度要求,將機體與型架固定,對連接部位進行固定或膠接。首次提出利用光柵反射光譜異化法和多級熱力循環(huán)法監(jiān)測及控制復(fù)合材料制件缺陷和變形的新原理和新方法,大幅度降低了復(fù)合材料構(gòu)件的固化缺陷和變形,保證了輕質(zhì)、低成本和工藝穩(wěn)定性。

電動飛機從2012年7月開始按設(shè)計圖樣進行樣機制造,共制造整機6架,試驗件若干。機制造中的生產(chǎn)圖樣、工藝文件、制造記錄等齊全。審查組按型號合格審定程序(AP-21-AA-2009-25)要求,對用于驗證試驗的試驗件和飛機進行了制造符合性檢查,并獲得局方制造符合性審查批準。

6 地面和飛行試驗

6.1 地面試驗

地面試驗具體包括飛機系統(tǒng)聯(lián)調(diào)、飛機典型轉(zhuǎn)速系統(tǒng)試驗、飛機全任務(wù)剖面地面模擬試驗、飛機地面剎車試驗、飛機電臺拉鋸測試等內(nèi)容,試驗涉及電動飛機動力系統(tǒng)、航電電氣及儀表系統(tǒng)、起落架及剎車系統(tǒng)、飛參記錄系統(tǒng)。驗證飛機各系統(tǒng)功能是否符合設(shè)計要求,為該型號飛機首飛作好保障工作。試驗過程中所涉及的設(shè)備嚴格按照質(zhì)量程序所規(guī)定的執(zhí)行標(biāo)定,確保所采集數(shù)據(jù)的有效性。電動飛機適航認證要求的18項地面試驗,均在審查方監(jiān)控和審查下,按要求完成,并達到了設(shè)計要求。

根據(jù)ASTM F2245-11《輕型運動飛機設(shè)計和性能標(biāo)準》中條款要求,飛機在地面轉(zhuǎn)彎、直線滑行、加速滑跑和減速過程中,穩(wěn)定性和操縱性良好,剎車系統(tǒng)有效。轉(zhuǎn)彎半徑10～11 m。與申請方試飛結(jié)果一致。通過地面測試,地面操縱性和穩(wěn)定性滿足適航條例ASTM F2245-11 4.7的要求。

6.2 飛行試驗

平飛失速速度符合條款A(yù)STM F2245-11 4.4.1 和4.5.7,詳見表3。進行了30.2%正常重心位置的水平失速速度試驗。試驗時地面風(fēng)速最大為1.5 m/s,溫度7 ℃,飛機起飛重量521.4 kg(ASTM F2245中要求重量允許誤差上限增加5%)。飛行數(shù)據(jù)見表4。

表3 平飛失速速度符合性條款Table 3 Level-fly stall speed compliance clause

圖19為電動飛機失速速度的飛行結(jié)果,可以看出,失速速度在升降舵偏達到-30°最大上偏后,失速速度不再減小也不再增大,穩(wěn)定在20.8 m/s 上下振蕩。

爬升率是按照最大發(fā)動機功率或額定功率進行等速直線上升時在單位時間內(nèi)上升的高度,其參數(shù)是適航取證的一個很重要的關(guān)鍵指標(biāo)。最大爬升率就是最大剩余功率與重量的比值,爬升率見圖20。

表4 正常重心的失速速度Table 4 Clause stall speed at normal center of gravity

圖19 飛行試驗失速速度Fig.19 Stalling speed of flight test

圖20 飛行試驗爬升率Fig.20 Climb rate of flight test

圖20中的橫坐標(biāo)為時間,縱坐標(biāo)為爬升高度和飛行速度值,通過處理數(shù)據(jù),電動飛機試驗驗證的爬升率為2.81 m/s。

2014年10月,局方試飛員和申請方試飛員通進行了審定試飛,完成了局方試飛大綱中包括尾旋和不可超越速度在內(nèi)的20個科目。局方試飛員認為電動飛機的飛行性能、操穩(wěn)特性、操縱系統(tǒng)、動力系統(tǒng)、儀表配置、通訊設(shè)備等滿足適航要求,局方審查人員對試飛結(jié)果表示認可。

7 結(jié) 論

1) 研制了一款用于晝間、簡單氣象條件,目視飛行的輕型雙座電動飛機。

2) 飛機采用復(fù)合材料機身、前三點固定式起落架下單翼布局。

3) 研制了一款適合輕型電動飛機的電推進系統(tǒng)。

4) 飛機采用低速高升阻比翼型/機翼設(shè)計技術(shù)和大展弦比通用飛機全機布局,飛機實際飛行的升阻比大于24。

5) 飛機制造符合性已經(jīng)通過局方審查。

6) 飛機地面和飛行試驗結(jié)果得到局方認可,表明飛機性能滿足適航標(biāo)準要求。

該機受鋰電池能量密度限制,導(dǎo)致該飛機的有效航時只有60 min。為進一步提升電動飛機航時,占領(lǐng)國內(nèi)市場,并為拓展和占領(lǐng)國際市場做好技術(shù)鋪墊,今后的主要研究方向包括：

1) 電池的能量密度、充放電性能和循環(huán)壽命的提升。

2) 高升阻比空氣動力設(shè)計技術(shù)需繼續(xù)挖潛并實現(xiàn)分析的精細化。

3) 低成本的輕質(zhì)高效復(fù)合材料結(jié)構(gòu)需在安全和壽命約束下深化減重優(yōu)化設(shè)計。

4) 進一步提高電推進系統(tǒng)的總體效率。