通勤类飞机起飞性能飞行试验数据处理

于雪梅, 周小怡, 谷伟岩

(1.黑龙江大学 建筑工程学院, 黑龙江 哈尔滨 150080;2.中航工业通用飞机公司 试飞站, 广东 珠海 519015)

通勤类飞机起飞性能飞行试验数据处理

于雪梅1, 周小怡2, 谷伟岩2

(1.黑龙江大学 建筑工程学院, 黑龙江 哈尔滨 150080;2.中航工业通用飞机公司 试飞站, 广东 珠海 519015)

根据通勤类飞机适航条款CCAR23部的相关要求,分析了影响起飞性能的因素,提出起飞性能飞行试验测试需求;然后考虑全发起飞,以Y12×型机为例,采用“分段系数法”将连续的起飞过程划分为三个阶段,根据各阶段受力和运动特点建立不同阶段的数学模型并简化出相关特征参数;最后用符合数据相关性检查的特征参数进行起飞性能扩展计算,并以Y12×型机为模型给出了起飞性能飞行试验数据处理步骤,讨论了起飞性能的主要影响因素。

起飞性能; 飞行试验; 数学模型; 分段系数法

0 引言

飞机的飞行性能可以用飞机质点运动规律的诸参数进行描述,起飞性能是飞行性能研究中的重要内容,它与飞行的安全性、经济性密切相关。据统计,飞机执行一次飞行任务,起飞过程可能只占不到1%的时间,然而其事故发生率却占到全部事故的17%[1],起飞过程是航空事故的多发阶段,因此准确地确定起飞性能,对于飞机的设计和使用,具有极其重要的意义。

在飞机设计、定型、使用的各个阶段,分别采用理论计算、风洞实验和飞行试验三种方法确定飞机的飞行性能,其中飞行试验是确定飞机飞行性能最终、最有效可信的方法,所有新型号飞机必须在飞行试验的基础上,确定其所有使用范围内的飞行性能[2]。

本文以Y12×型飞机为例,讨论了通勤类飞机起飞性能的飞行试验测试和数据处理方法,考虑到飞机起飞过程是一个速度不断改变的非定常运动,将起飞过程划分为全发起飞、起飞过渡和起飞空中三个阶段,给出了用“分段系数法”进行数学建模和数据处理以及性能扩展计算的全过程。这种分析方法也适用于其他正常类、实用类飞机,区别只是在适航条例对于速度点和安全高度的要求有所不同。

1 飞机起飞性能飞行试验

1.1 起飞性能简介及适航条款要求

飞机从松刹车滑跑到加速至一定速度后离地直至爬升到安全高度的运动过程称为起飞。飞机的起飞性能包括:起飞距离、起飞时间、起飞离地速度以及起飞安全高度速度。起飞距离由起飞地面滑跑距离和起飞空中水平距离组成。起飞性能涉及的内容包括:全部发动机工作正常起飞、一台发动机失效继续起飞、一台发动机失效中断起飞。影响起飞性能的因素主要有:(1)飞机自身参数:包括飞机重心、机翼面积、起飞重量、发动机推力、升阻比、升力线斜率等;(2)环境参数:包括外界大气压力、环境温度、风速风向、跑道摩擦系数、跑道坡度等;(3)控制参数:包括飞机抬前轮速度、离地速度、离地迎角等。

在飞机自身参数(动力装置、气动参数和结构参数)一定的条件下,飞机的起飞性能由环境参数和起飞控制参数决定。按《飞机适航条例》要求,各特征点速度值必须大于相关条款的最低值,通勤类飞机的适航条例采用CCAR23部[3],其中起飞速度需满足CCAR§23.51(c)和§23.57(b)项要求。以Y12×型飞机为例,各速度参数取值如下:

起飞决断速度V1:取1.1VS1和1.1VMC的大者;抬前轮速度VR:取VR=V1;

离地速度VLOF:取VR+ΔV,ΔV值由试飞统计得到;

起飞安全速度V2:取V1和1.2VS1的大者。

其中,VS1为失速速度,VMC为地面最小可操纵速度,这两个值需在试飞初期确定,它们是飞机起飞、爬升等科目各阶段速度的参考值。

1.2 起飞性能飞行试验测试要求

起飞性能飞行试验的目的是测定飞机飞行手册所需要的起飞性能参数和验证飞机型态是否满足飞机型号合格审定的性能要求,而准确、有效地测量飞机在起飞过程中的距离、高度、速度、姿态、发动机功率等参数的变化规律,是确定进行飞机起飞性能计算所需未知参数的必要手段。

根据起飞性能的影响因素,进行飞行试验测试时应记录包括试验状态参数记录、起飞航迹记录和机载测试系统记录。试验状态参数记录主要记录飞机进行起飞性能试飞时的飞机状态和环境状态参数;起飞航迹测量主要记录飞机起飞过程中的飞行航迹,测试方法有多种,如:光学测量、雷达测量、摄影机法、差分GPS法等;机载测试系统用于采集和记录飞机在起飞过程中的飞行参数。测试过程中,必须保证航迹测量系统的时间与机载测试设备的时间严格同步[4]。

以Y12×型飞机为例,在进行起飞性能试验时,由地面试验人员完成试验状态参数记录,即记录试验过程中的起飞重量、燃油量、场温、场压、风速、风向,具体飞行时的剩余燃油量由飞行工程师手记或根据机载油耗记录以推算试飞过程中的实际重量;使用自行开发的视频记录系统或差分GPS(在Y12系列飞机不同型号试飞中均采用过)记录飞机的飞行航迹;使用机载测试系统记录飞行速度、高度、发动机功率(螺旋桨转速和扭矩)、起飞松刹车信号和前轮离地信号等参数。

2 起飞性能数学模型

起飞性能分析的关键是建立准确的、能客观反映飞机飞行状态变化的数学模型。建模的方法可能不唯一[5-6]。Y12系列飞机通过多年的适航取证试飞经验建立了“分段系数法”进行数据建模和处理,即根据飞机起飞过程的操作程序和飞行特点将一个连续的起飞过程分成几个独立的阶段,分析不同阶段的飞行特点和物理意义,建立其数学模型[7]。由于篇幅限制,本文以全发起飞为例,其起飞分段示意图如图1所示。

图1 Y12飞机全发起飞分段示意图Fig.1 Takeoff phases of Y12 with all engines operative

2.1 全发起飞加速段数学模型

全发起飞加速段是指从松刹车到飞机抬前轮速度VR,该段的主要特征是全发加速、三轮滑跑。从动力学角度分析,考虑跑道坡度γ为已知,飞机在滑跑过程中承受的力有:机翼升力Y、地面对机轮的支持力N、地面摩擦力Ff、发动机推力FP、气动阻力D、飞机重力G。飞机起飞滑跑段运动方程可简化为[2]:

(1)

其中:

Ff=μRN=μR(G-Y)

式中:μR为地面滑跑摩擦系数;γ为跑道坡度,上坡取正值,下坡取负值;CL，CD分别为飞机起飞构型状态(襟翼在起飞位置、起落架放下等)下对应停机迎角的升力系数、阻力系数;ρ为大气密度;S为机翼面积。

将各参数的表达式带入式(1),并除以G,有:

(2)

(3)

起飞滑跑距离表达式中有3个未知参数，即CD,CL和μR,如取综合阻力系数A=CD-μRCL,则待识别参数变为2个,即μR和A。因为CD和CL与飞机襟翼状态、螺旋桨拉力有关,所以综合阻力系数A是襟翼状态、螺旋桨拉力的函数,而滚动摩擦系数μR仅与跑道和轮胎条件有关,可视为常值。一般情况下,发动机推力FP是飞行速度、高度的函数,因此工程计算中通常把起飞加速过程分成N个小段,每小段FP取均方根速度所对应的拉力。Y12×型飞机的发动机推力计算过程如下:

(4)

式中:WSHP为发动机功率(英制轴马力);V为对应小段的均方根速度(真速);CP为功率系数;J为前进比;CT为拉力系数。上述关系式和曲线由发动机和螺旋桨生产厂家提供。

因此,只需在试飞中通过机载测试系统记录飞行中的发动机参数(扭矩TQ、转速NP)和螺旋桨参数(转速NS)以及场压HP、场温TOAT等参数,就可计算出发动机推力FP值。式(3)中未知参数识别方法可采用参数辨识法[8-9]。

2.2 全发起飞过渡段数学模型

全发起飞过渡段是指从飞机抬前轮VR到主轮离地VLOF之间的距离,该段的主要特征是全发加速、两轮滑跑,且时间较短。模型采用“统计法”,即统计出该段的时间增量(ΔT)和速度增量(ΔV)的多次飞行数据,然后取其平均值(偏保守),用于性能扩展计算。

(5)

2.3 全发起飞空中段数学模型

全发起飞空中段是指飞机离地到爬升至安全高度(Hobs)所经过的水平距离。飞机在起飞爬升过程中,由于地面效应和迎角的变化,使得飞机的升阻特性变化比较复杂,即使数值积分也很难准确计算,因此在工程中,常采用能量法来确定。飞机起飞离地后的航迹近似直线,假设离地爬升过程中剩余推力变化不大,则根据能量守恒定律,有:

(6)

由此解得:

(7)

式中:SA为起飞空中水平距离;V2为安全高度速度;Fave取空中段平均速度对应的发动机推力;Hobs为安全高度,CCAR23部适航条款§23.51规定通勤类飞机为35 ft。由该式可以看出,在起飞离地速度、起飞安全高度速度和起飞安全高度(VLOF,V2,Hobs)一定的情况下,确定起飞空中水平距离仅需要确定参数CD/CL的值。其处理方法采用“统计法”,即由多次试飞取平均值获得。

3 起飞性能数据处理

起飞性能飞行试验是通过准确测量飞机在起飞过程中的滑跑距离、速度、姿态、发动机功率等参数的变化规律来确定飞机的起飞性能。按照适航条例要求,在完成起飞性能科目的飞行试验后,应通过理论扩展计算来确定飞机在整个使用范围(温度、高度、重量)内的起飞性能。为此,需确定几个关键参数,如飞机的气动升阻特性和滑跑摩擦阻力系数，以及过渡段速度差等。

因此,确定起飞性能的方法是:首先根据飞行试验结果,确定在飞行试验条件下的起飞性能,然后建立飞机起飞状态的数学模型,通过参数识别等方法确定起飞模型中的关键参数,最后将起飞性能扩展到整个使用范围。

3.1 建立试飞状态和结果文件

统计每次试飞的飞行号、起飞重量、襟翼、场压、场温、风速、风向，以及航迹测试距离、时间等状态参数和特征点参数(VR,VLOF,V2),建立试飞状态文件,供数据处理及相关性检查用。Y12×型飞机的全发起飞试飞状态和结果见表1(由于篇幅所限,本文只给出起飞重量5 600 kg、襟翼0°的3组试飞结果),其中起飞各特征点参数可通过飞机迎角、法向过载、前轮离地信号、GPS高度等参数综合判定。表中:HP,TOAT为试验时的场压、场温;WS,WD为起飞时的风速、风向(相对于起飞跑道);ΔT为起飞过渡段时间;SG和SA分别为起飞地面滑跑段和起飞空中段距离。

表1 全发起飞试飞状态和结果Table 1 Comparison of flight test states and results of takeoff with all engines operative

3.2 建立扩展参数文件

将表1中的飞行试验结果和飞机起飞各阶段数学模型相结合,求出飞机起飞不同阶段的“特征参数”或“系数”。其中双发起飞段的数学模型较为复杂,特征参数可用参数辨识法进行求解,求解过程涉及辨识参数范围选取和迭代次数、精度等[8,10];而过渡段和空中段特征参数通过试飞统计取平均值确定。获得的特征参数是否可信,还需作相关性检查[10]。数据相关性检查是将已确定的“特征参数”带入到起飞数学模型中进行性能的扩展计算,求得试验条件下的计算值,并与测试值进行比较,检查扩展计算值与测试值的符合程度。然后根据比较结果调整扩展参数,直到扩展计算值和试验测试值满足相关性要求。这是一个重复的过程,FAA规定扩展计算结果与测试结果相差在5%以内是满意的,并且一半以上计算结果偏保守。这样的“特征参数”或“系数”才能为进行起飞性能扩展提供依据。需要注意的是,大部分参数如A，ΔV，ΔT，CD/CL的取值与起飞重量有关,试飞时需针对大重量和小重量分别进行试验,从而获得不同参数的重量影响因子,在起飞性能扩展计算中加以应用。

以Y12×型机为例,其某一状态(襟翼0°)全发起飞扩展参数如表2所示。作为示例,图2给出了襟翼0°双发起飞的全状态数据相关性检查结果。

表2 Y12×型机全发起飞特征参数Table 2 Takeoff characteristic parameters of Y12× with all engines operative

图2 Y12×型机全发起飞相关性检查结果Fig.2 Correlation check results of takeoff of Y12× with all engines operative

3.3 起飞性能扩展计算

根据起飞距离的定义(见图1)可建立其数学表达式为:

ST=(SG1+SG2+SA)×1.15

(VR+VLOF)/2ΔT+

(8)

综合考虑“特征参数”和发动机、螺旋桨的性能,根据式(8)将起飞性能扩展到飞机的整个使用范围,并绘制出网格图,即飞机的起飞性能曲线网,从而为飞机的飞行手册提供编制依据。从式(8)可见,在飞机自身参数(动力装置、气动参数和结构参数)一定的条件下,影响起飞性能的主要因素有:

(1)起飞重量。起飞重量增加,起飞距离增大。因为重量增加,离地时所需升力必然增大,若离地迎角不变,则抬前轮速度VR和离地速度VLOF都相应增大,因此起飞距离增大。

(2)场压、场温。场压和场温对飞机起飞距离的影响,实质上是因为空气密度的变化。如在高原机场起飞时,气压低、空气密度小,因而发动机推力减小,进而使滑跑平均加速度减小,同时较小的空气密度使得获得足够升力的离地速度增大,所以起飞滑跑距离和起飞距离都会增加[11]。

(3)风速。需要说明的是,前述起飞模型中涉及的速度均是指地速。因为升力大小只与空速(真速)有关,而起飞滑跑距离与地速有关,不论有无风,只要迎角一样,离地真速就应相同。但地速可以不同,逆风起飞,离地地速小;顺风起飞,离地地速大。地速与真速、风速之间的关系为:Vt=f(HP,TOAT),Vg=Vt±WS(逆风为-,顺风为+)。

(4)跑道坡度。下坡起飞时,式(3)中取“+”,意味着重力分力将成为加速度的一部分,飞机容易增速,滑跑距离减小,相反则滑跑距离增长。

4 结论

(1)起飞性能是飞机的重要性能,影响起飞性能的因素主要有飞机参数、环境参数以及飞行控制参数。

(2)准确地建立起飞过程数学模型是确定飞机起飞性能的关键,建模的方法不唯一。本文给出用“分段系数法”建立全发起飞的数学模型,采用不同方法确定各阶段的特征参数,并使其满足数据相关性检查要求。

(3)利用获得的特征参数结合发动机、螺旋桨性能,根据起飞模型可将起飞性能扩展到整个使用范围,从而获得飞机的起飞性能曲线网,为飞机飞行手册的编制提供依据。

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(编辑：方春玲)

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《飞行力学》编辑部

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;

时间:2015-06-24 15:02

哈尔滨市科技创新人才基金资助(2014RFQXJ089)；黑龙江省博士后科研启动基金资助(LBH-Q13137)

于雪梅 (1969-)，女，山东乳山人，副教授,博士后,研究方向为飞行器飞行试验技术、弹塑性力学。

V212.1

A

1002-0853(2015)06-0500-05