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）

爬升率是飛機定常爬升時單位時間內(nèi)增加的高度，是衡量飛機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，對飛行試驗全過程進行審查，確認飛機制造商的飛行試驗方法正確、數(shù)據(jù)處理方法合理以及飛行手冊數(shù)據(jù)真實有效。因此，開展爬升性能飛行試驗全流程研究，有利于適航審定部門準(zhǔn)確把握審查重點，推進型號合格審定工作的開展。

目前，對飛機爬升能力的研究主要從飛行試驗、數(shù)據(jù)處理和適航審定等角度開展。李亞東等[2]通過飛行試驗對電動飛機的爬升性能開展了試飛研究；成婷婷等[3]對活塞發(fā)動機爬升性能數(shù)據(jù)由試飛大氣狀態(tài)向標(biāo)準(zhǔn)大氣狀態(tài)修正的換算方法進行了研究；屈程等[4]對運輸類飛機爬升性能試飛數(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輸類飛機在不同爬升階段最佳爬升速度的影響規(guī)律；孟祥光等[6]采用仿真計算方法對爬升梯度適航符合性進行了探討。

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

1 適航規(guī)章要求及解讀

《正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規(guī)定》[7]中對飛機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大綱、試驗報告和開展必要的驗證飛行試驗等方式，確認試驗條件完備、試驗方法合理、數(shù)據(jù)處理準(zhǔn)確、數(shù)據(jù)真實有效，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[7]第23.69（a）條款要求，利用DA42NG 機型開展光潔構(gòu)型下的爬升性能飛行試驗，通過機載設(shè)備采集試驗數(shù)據(jù)，并對試驗數(shù)據(jù)進行處理，獲得最佳爬升率及爬升速度；②根據(jù)文獻[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)，并與飛行試驗數(shù)據(jù)進行對比。

2.2 研究方法

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

1）飛行試驗方法

采用文獻[9]中的“鋸齒爬升法”，在選定的高度范圍和固定發(fā)動機功率下，從起始高度等速直線爬升，達到目標(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）飛行試驗數(shù)據(jù)處理方法

飛行試驗數(shù)據(jù)處理分為3 個步驟：①計算爬升率，在飛行試驗的穩(wěn)定狀態(tài)下，爬升高度除以爬升時間即可計算出該速度對應(yīng)的爬升率；②繪制爬升速度-爬升率曲線，進行多項式擬合；③求解出多項式在試驗范圍內(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，為與飛行試驗進行比對，將飛行手冊數(shù)據(jù)按照飛行試驗時的溫度、高度和重量依次進行修正：①進行溫度修正，將飛行手冊數(shù)據(jù)插值到飛行試驗時的溫度；②進行高度修正，將飛行手冊數(shù)據(jù)插值到飛行試驗?zāi)繕?biāo)高度；③進行重量修正，將飛行手冊數(shù)據(jù)插值到飛行試驗的平均重量，從而獲得基于飛行手冊的理論值。

3 飛行試驗

3.1 試驗機型

試驗機型采用DA42NG 型飛機，如圖1所示。該機是由奧地利鉆石公司研發(fā)的雙發(fā)螺旋槳飛機，采用下單翼、高平尾的布局形式，以渦輪增壓活塞發(fā)動機驅(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)等先進系統(tǒng)設(shè)備。

圖1 飛行試驗使用的DA42NG 飛機Fig.1 DA42NG airplane used for flight test

根據(jù)《DA42NG 飛機飛行手冊》[10]，該機最大起飛重量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)整航向為垂直于風(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 計時，直至爬升結(jié)束點（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；

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

（7）完成既定爬升試驗任務(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 試驗條件

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

試驗重心條件按照規(guī)章要求與飛機實際情況進行設(shè)置。根據(jù)文獻[7]第23.21 條款規(guī)定，飛行試驗中重心的允差是整個重心范圍的7%。DA42NG 飛機的平均氣動弦[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，通過計算可得飛行試驗時的重心允差為0.7%MAC。針對飛機性能的飛行試驗，通常前重心是最不利的重心位置。本次飛行試驗任務(wù)中，爬升起始時飛機總重為1 838 kg，完成后飛機總重為1 818 kg，飛機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）。

試驗時的發(fā)動機功率設(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。

綜上，在爬升飛行試驗時，飛機重量在1800～1850kg之間；重心前限調(diào)節(jié)至17.0%MAC；發(fā)動機功率為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)計算機、飛機姿態(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)動機參數(shù)、航線、地形等信息。

飛行試驗的指示空速（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。

飛機重量通過起飛前的稱重數(shù)據(jù)及耗油量換算得出。

3.5 實施過程

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

飛行試驗當(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?？紤]安全因素（最低不低于2 000 ft）及飛行試驗需要，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 ℃），爬升試飛試驗過程中的大氣參數(shù)如表1所示。

表1 爬升飛行試驗過程中的大氣參數(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[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

在飛行試驗過程中，自起始高度5 900 ft 開始，每隔200 ft 開始計時直至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，原計劃以90 kt 和115 kt 的指示空速進行爬升，但實際指示空速分別為89 kt 和114 kt。為避免再次配平帶來試驗時間延誤和爬升高度范圍的損失，避免工作負擔(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[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，通過最小二乘法進行多項式擬合，擬合曲線如圖3所示，多項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 飛機飛行手冊》[10]性能章節(jié)，給出了飛機處于爬升狀態(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)。為與飛行試驗進行比對，首先，將飛行手冊數(shù)據(jù)插值到飛行試驗時的溫度（16 ℃），再插值到飛行試驗的中間高度（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），飛行試驗實測數(shù)據(jù)利用二次多項式擬合得出的最佳爬升速度為98 kt，三次多項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)飛行試驗測量并用二次多項式和三次多項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式和三次多項式，對飛行試驗測量數(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。回顧整個試驗過程，可梳理出試驗的有利因素。為更好地開展爬升性能試飛研究，提出相關(guān)改進措施。

4.4.1 試驗的有利因素

1）試驗條件

飛行試驗當(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）試驗過程

文獻[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 改進措施

1）動力裝置

因受限各方因素，飛行試驗前未對混合比等參數(shù)進行調(diào)校。如條件允許，可對該架試驗機的發(fā)動機進行調(diào)校，確認最大連續(xù)功率達到《DA42NG 飛機飛行手冊》[10]所標(biāo)稱的功率數(shù)值（152 Hp）。

2）試驗方法

本次試驗采用鋸齒爬升的試驗方法和多項式插值的數(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

本次試驗在速度范圍內(nèi)選擇了6 個速度點，后續(xù)可在保證飛行試驗安全的前提下，適當(dāng)擴大速度范圍，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機開展空速校準(zhǔn)試驗，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 飛機為對象開展了光潔構(gòu)型下的全發(fā)工作爬升飛行試驗。將飛行試驗數(shù)據(jù)進行多項式擬合，并將飛行手冊數(shù)據(jù)進行插值修正，對比發(fā)現(xiàn)飛行試驗測量的最佳爬升速度偏大，而最佳爬升率略小?？紤]到飛行試驗前未對發(fā)動機進行調(diào)校、未開展空速校準(zhǔn)等因素，數(shù)據(jù)差異可以接受。該飛行試驗和數(shù)據(jù)處理方法可為同類機型的適航審定及飛行試驗提供參考。