正常类飞机爬升性能飞行试验研究

汪发亮，张 宇，张妙婵

（1.中国民用航空西安航空器审定中心性能/动力室，西安 710065；2.中国民用航空适航审定中心持续适航室，北京 100102）

爬升率是飞机定常爬升时单位时间内增加的高度，是衡量飞机性能的重要特征参数之一[1]。适航审定部门在开展型号合格审定时，需要根据民用航空适航规章及咨询通告的要求，对飞行试验全过程进行审查，确认飞机制造商的飞行试验方法正确、数据处理方法合理以及飞行手册数据真实有效。因此，开展爬升性能飞行试验全流程研究，有利于适航审定部门准确把握审查重点，推进型号合格审定工作的开展。

目前，对飞机爬升能力的研究主要从飞行试验、数据处理和适航审定等角度开展。李亚东等[2]通过飞行试验对电动飞机的爬升性能开展了试飞研究；成婷婷等[3]对活塞发动机爬升性能数据由试飞大气状态向标准大气状态修正的换算方法进行了研究；屈程等[4]对运输类飞机爬升性能试飞数据提出了拟合和滤波处理方法；王玉等[5]分析总结了起飞重量、初始高度和温度偏差等因素对运输类飞机在不同爬升阶段最佳爬升速度的影响规律；孟祥光等[6]采用仿真计算方法对爬升梯度适航符合性进行了探讨。

以上研究缺乏针对安装活塞发动机的正常类飞机开展爬升性能研究。以DA42NG 飞机为研究对象，根据适航规章条款要求，按照咨询通告中的试验方法实施光洁构型（襟翼收上）下的爬升性能飞行试验，开展试验测量数据处理，并将飞行试验数据与飞行手册数据进行比较，分析试验的有利因素和改进措施，可为适航审定部门开展正常类飞机型号审查提供参考。

1 适航规章要求及解读

《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定》[7]中对飞机爬升性能提出了相关要求。在飞行章节中，第23.69 条（a）款规定，全发工作状态下，必须在申请人确定的运行限制内的每一重量、高度和外界大气温度下确定定常爬升梯度和爬升率。飞行状态要求每台发动机不超过最大连续功率，起落架在收起位置，襟翼收上，爬升速度不小于1.3 倍VS1（最小定常飞行速度）。在使用限制和资料章节中，第23.1587 条（a）款规定，飞行手册必须提供按照第23.69 条（a）款确定的全发工作状态下的定常爬升率和爬升梯度[8]。

在型号合格审定过程中，审查组需要通过审查试验大纲、试验报告和开展必要的验证飞行试验等方式，确认试验条件完备、试验方法合理、数据处理准确、数据真实有效，符合适航规章条款的规定。

2 研究说明

2.1 研究内容

主要研究工作包含两方面内容：①根据文献[7]第23.69（a）条款要求，利用DA42NG 机型开展光洁构型下的爬升性能飞行试验，通过机载设备采集试验数据，并对试验数据进行处理，获得最佳爬升率及爬升速度；②根据文献[7]第23.1587 条（a）款对于飞行手册内容的要求，将飞行手册数据修正到飞行试验时的温度、高度和重量条件，得出爬升率数据，并与飞行试验数据进行对比。

2.2 研究方法

研究方法包括：飞行试验方法、飞行试验数据处理方法及飞行手册数据处理方法。

1）飞行试验方法

采用文献[9]中的“锯齿爬升法”，在选定的高度范围和固定发动机功率下，从起始高度等速直线爬升，达到目标高度后改平，逐渐下降至起始高度。随后以其他速度重复等速爬升并完成整个爬升过程。整个试验由一系列的爬升、下降过程组成，飞行航迹有如锯齿状。

2）飞行试验数据处理方法

飞行试验数据处理分为3 个步骤：①计算爬升率，在飞行试验的稳定状态下，爬升高度除以爬升时间即可计算出该速度对应的爬升率；②绘制爬升速度-爬升率曲线，进行多项式拟合；③求解出多项式在试验范围内的峰值，所得爬升率最大值即为最佳爬升率，对应的速度为最佳爬升速度。

3）飞行手册数据处理方法

飞行手册数据处理同样有3 个步骤，为与飞行试验进行比对，将飞行手册数据按照飞行试验时的温度、高度和重量依次进行修正：①进行温度修正，将飞行手册数据插值到飞行试验时的温度；②进行高度修正，将飞行手册数据插值到飞行试验目标高度；③进行重量修正，将飞行手册数据插值到飞行试验的平均重量，从而获得基于飞行手册的理论值。

3 飞行试验

3.1 试验机型

试验机型采用DA42NG 型飞机，如图1所示。该机是由奥地利钻石公司研发的双发螺旋桨飞机，采用下单翼、高平尾的布局形式，以涡轮增压活塞发动机驱动三叶螺旋桨作为动力装置，配备三轴GFC700自动驾驶仪和Garmin1000 航电系统等先进系统设备。

图1 飞行试验使用的DA42NG 飞机Fig.1 DA42NG airplane used for flight test

根据《DA42NG 飞机飞行手册》[10]，该机最大起飞重量1 999 kg，最大零油重量1 765 kg，最大着陆重量1 805 kg。襟翼收上位置空中最小操纵速度VMCA=71 kt（1 kt=1.852 km/h)，不可超越速度VNE=1 88 kt，最大运行高度为18 000 ft（1 ft=0.304 8 m）。

3.2 试飞方法

锯齿爬升法的具体试飞步骤为：

（1）按正常程序起飞及爬升，飞至任务空域；

（2）向管制员申请气压修正，得到允许后，将高度表由修正海压调整至标准海压；

（3）在爬升范围的中间高度记录外界大气条件（温度、风速和风向）及已消耗的油量，保持光洁构型（襟翼收起、起落架收起），将飞机速度初步调整至爬升速度附近；

（4）在高度下降至爬升起始高度（比中间高度低1 000 ft）时记录外界大气温度、风速、风向及已消耗的油量；配平至爬升速度，调整航向为垂直于风向，做好爬升准备；

（5）保持速度和航向开始爬升，每隔200 ft 计时，直至爬升结束点（比中间高度高1 000 ft）；此时，再次记录外界大气温度、风速、风向及已消耗的油量；至此完成该固定速度下的爬升试验；

（6）重复步骤（4）和（5），依次进行后续速度条件下的爬升试验；

（7）完成既定爬升试验任务后，向管制员申请气压修正，得到允许后，将高度表由标准海压调整回修正海压；

（8）按正常程序返场着陆。

3.3 试验条件

试验重量考虑了飞机结构、燃油、驾乘人员和行李重量，起飞前对飞机进行了称重，结合试验过程中的燃油消耗，飞机重量在1 800～1 850 kg 之间，具体数值以实际记录为准。

试验重心条件按照规章要求与飞机实际情况进行设置。根据文献[7]第23.21 条款规定，飞行试验中重心的允差是整个重心范围的7%。DA42NG 飞机的平均气动弦[10]（MAC，mean aerodynamic chord）为1.271 m（4.17 ft），重心前限和重心后限分别为12.1%MAC 和22.3%MAC，重心变化范围为10.2%MAC。因此，通过计算可得飞行试验时的重心允差为0.7%MAC。针对飞机性能的飞行试验，通常前重心是最不利的重心位置。本次飞行试验任务中，爬升起始时飞机总重为1 838 kg，完成后飞机总重为1 818 kg，飞机爬升过程中平均重量为1 828 kg，该重量条件下对应的重心前限为16.6% MAC。试验过程中将重心前限调节至17.0%MAC，二者相差0.4%MAC，从而满足重心前限的允差要求（小于0.7%MAC）。

试验时的发动机功率设置按照飞行手册中的推荐值，全发爬升采用最大连续功率152 Hp（1 Hp=0.746 kW），功率指示为92%[10]。

试验时的速度范围从安全性角度考虑，最小爬升速度选择85 kt，与1.2 倍Vs（失速速度）[4]（80 kt）保持有5 kt 的余量；最大爬升速度选择115 kt，距离操作机动速度Vo（122 kt）有7 kt 的余量。从数据处理的角度考虑，在其中选择了6 个速度点。

综上，在爬升飞行试验时，飞机重量在1800～1850kg之间；重心前限调节至17.0%MAC；发动机功率为152 Hp；爬升速度选择为85、90、95、100、105、115 kt。

3.4 数据采集

DA42NG 飞机采用的Garmin 1000 航电系统是集飞行、通讯、导航及显示等功能为一体的综合系统，包含显示器、大气数据计算机、飞机姿态航向基准、甚高频通讯及导航设备，可提供大气数据、风向与风速、航姿与航向、燃油消耗、发动机参数、航线、地形等信息。

飞行试验的指示空速（IAS，indicated airspeed）、气压高度、大气温度、风速、风向等参数采集于机载Garmin 1000 航电设备，由工程师在主显示器及多功能显示器上读取。

飞机重量通过起飞前的称重数据及耗油量换算得出。

3.5 实施过程

飞行员在飞行试验前通过查阅飞行手册、参加理论课程和进行模拟器训练等多种方式，对该机型的性能和操纵进行熟悉。工程师协同飞行员制订试验大纲，明确对于飞行动作的要求，评估试验安全风险，并采取必要的风险降低措施，确保飞行试验安全可控。

飞行试验当日根据管制要求，允许在飞行高度层FL30[8]（8 900 ft）以下活动。考虑安全因素（最低不低于2 000 ft）及飞行试验需要，爬升起始高度定为5 900 ft，中间高度设为6 900 ft，结束高度为7 900 ft。当天气象条件良好，爬升过程中风速和风向较为稳定，温度变化均匀（±1 ℃），爬升试飞试验过程中的大气参数如表1所示。

表1 爬升飞行试验过程中的大气参数Tab.1 Atmospheric parameters during climb flight test

飞行员操纵动作准确，执行爬升任务过程中速度保持稳定，在±1 kt 的容差范围内。根据文献[9]的建议，对于同一爬升速度，采用正反交替航向以抵消气流的影响。此外，飞行过程中通过观测仪表显示数据，航向与风向接近垂直，呈80°～120°夹角，尽可能减小气流影响。

4 数据处理

4.1 试飞数据处理

在飞行试验过程中，自起始高度5 900 ft 开始，每隔200 ft 开始计时直至7 900 ft 结束为止，记录不同爬升速度下爬升高度随爬升时间的变化规律，如图2所示。

图2 不同指示空速下爬升高度随时间变化的曲线Fig.2 Curve of climb altitude under various IAS time

从图2中可知，飞机保持既定速度完成了稳定的爬升，每个高度间隔所使用的时间较为均匀，爬升高度随时间变化的曲线线性良好。需要说明的是，原计划以90 kt 和115 kt 的指示空速进行爬升，但实际指示空速分别为89 kt 和114 kt。为避免再次配平带来试验时间延误和爬升高度范围的损失，避免工作负担的增加，保持该速度完成爬升。

在爬升过程前段，飞行员需要通过调整配平等措施以达到及保持指定爬升速度；在爬升过程后段，随着爬升高度增加，空气密度变小，对爬升率产生一定影响。因此，根据文献[9]的示例截取爬升过程中速度和爬升率均较为稳定的中间段，以中间高度6 900 ft 上下各600 ft 作为爬升高度范围。

此外，由于在仪表上所读取的数据为指示空速，而飞行手册中所列的数据为校准空速（CAS，calibrated airspeed）。因此，需按照飞行手册中所给出的指示空速与校准空速对照表得到各爬升速度下对应的爬升率，如表2所示。

表2 各爬升速度下对应的爬升率Tab.2 Climb rate corresponding to each climb speed

从表2可知，随着爬升速度从85 kt 增加到95 kt，对应的爬升率呈增长趋势；爬升速度从95 kt 增加到114 kt，对应的爬升率则呈下降趋势。

将爬升速度作为自变量，爬升率作为因变量，通过最小二乘法进行多项式拟合，拟合曲线如图3所示，多项式极值即为最佳爬升率，对应速度为最佳爬升速度。

图3 爬升率随爬升速度变化的多项式拟合曲线Fig.3 Polynomial interpolation curve of climb rates vs.climb speed

从图3可知，根据二次多项式求得最佳爬升速度为98 kt，最佳爬升率为1 177 fpm；根据三次多项式求得最佳爬升速度为97 kt，最佳爬升率为1 188 fpm。

4.2 手册数据处理

《DA42NG 飞机飞行手册》[10]性能章节，给出了飞机处于爬升状态时重量为1 700、1 900、1 999 kg，高度为6 000 ft 和8 000 ft，温度自-20～50 ℃间每隔10 ℃的爬升率数据。为与飞行试验进行比对，首先，将飞行手册数据插值到飞行试验时的温度（16 ℃），再插值到飞行试验的中间高度（6 900 ft），得到重量分别为1 700、1 900、1 999 kg 时的爬升率如表3所示。

表3 温度为16 ℃高度为6 900 ft 时不同飞机重量对应爬升率Tab.3 Climb rate corresponding to different weight of flight at 16 ℃and 6 900 ft

然后将飞行手册中的数据修正到飞行试验的平均重量，根据燃油消耗量换算，爬升过程中平均重量为1 828 kg，由此依据飞行手册数据插值得到最佳爬升率为1 211 fpm。

4.3 数据对比

飞行手册中列出的最佳爬升速度为90 kt（在小于1 900 kg 的条件下），飞行试验实测数据利用二次多项式拟合得出的最佳爬升速度为98 kt，三次多项式拟合得出的最佳爬升速度为97 kt。

依据飞行手册列出的爬升率数值，将其修正到飞行试验对应的温度、高度和重量条件，插值得到的最佳爬升率为1 211 fpm，依据飞行试验测量并用二次多项式和三次多项式分别拟合得到的最佳爬升率为1 177 fpm 和1 188 fpm。

通过对比飞行手册列出数据，飞行试验测量的最佳爬升速度略大，而最佳爬升率数值略小；无论是利用二次多项式和三次多项式，对飞行试验测量数据的处理结果没有明显差异。

4.4 试飞总结

尽管所获得的试验数据与手册数据有一定差异，但总体较为一致，结果符合预期，可以接受。回顾整个试验过程，可梳理出试验的有利因素。为更好地开展爬升性能试飞研究，提出相关改进措施。

4.4.1 试验的有利因素

1）试验条件

飞行试验当天气象条件良好，气流平稳，温度均匀。风向和风速变化不大，温度梯度、风向、风速带来的误差较小。

2）试验过程

文献[9]建议采用正反航向交替飞行，航向基本与风向保持垂直，夹角在80°～120°，有效避免了风速的不利影响；爬升过程稳定，速度保持在容差范围内，原始数据质量良好。

3）数据记录

在每次爬升的起始和结束时准确记录重量、温度、风速和风向等数据，便于灵活调整飞机状态，并为数据修正提供较为可靠的依据。

4.4.2 改进措施

1）动力装置

因受限各方因素，飞行试验前未对混合比等参数进行调校。如条件允许，可对该架试验机的发动机进行调校，确认最大连续功率达到《DA42NG 飞机飞行手册》[10]所标称的功率数值（152 Hp）。

2）试验方法

本次试验采用锯齿爬升的试验方法和多项式插值的数据处理方法开展研究。后续可尝试其他飞行试验方法（如平飞加减速）和数据处理方法（如极曲线法），对比不同方法获得的数据结果。

3）数据采集

本次试验在速度范围内选择了6 个速度点，后续可在保证飞行试验安全的前提下，适当扩大速度范围，缩小间隔，更加密集地采集更多数据。

4）空速误差

研究中直接使用了《DA42NG 飞机飞行手册》[10]中列出的指示空速与校准空速的关系。如条件允许，可先行针对该架试验机开展空速校准试验，获得指示空速与校正空速的关系，尽可能减小空速误差。

5 结语

根据适航规章要求，参考咨询通告中爬升性能的锯齿爬升试飞方法，以DA42NG 飞机为对象开展了光洁构型下的全发工作爬升飞行试验。将飞行试验数据进行多项式拟合，并将飞行手册数据进行插值修正，对比发现飞行试验测量的最佳爬升速度偏大，而最佳爬升率略小。考虑到飞行试验前未对发动机进行调校、未开展空速校准等因素，数据差异可以接受。该飞行试验和数据处理方法可为同类机型的适航审定及飞行试验提供参考。