尹文強(qiáng)，孫健

中國飛行試驗(yàn)研究院，陜西西安710089

近年來，隨著無人機(jī)技術(shù)的快速發(fā)展，不同類型和用途的無人機(jī)層出不窮，在民用和軍用領(lǐng)域都發(fā)揮著越來越重要的作用，高空長航時(shí)無人機(jī)作為有人駕駛戰(zhàn)略偵察機(jī)和偵察衛(wèi)星的重要補(bǔ)充手段，能夠在戰(zhàn)場長時(shí)間執(zhí)行戰(zhàn)略偵察任務(wù)，具備高效可靠的情報(bào)搜集能力，目前已成為世界各國武器裝備發(fā)展的重點(diǎn)[1,2]。實(shí)用升限作為無人機(jī)使用飛行包線的邊界限制條件，直接影響高空長航時(shí)無人機(jī)的任務(wù)執(zhí)行能力和作戰(zhàn)能力，是高空長航時(shí)無人機(jī)試飛鑒定考核的重要指標(biāo)之一，確定高空長航時(shí)無人機(jī)的實(shí)用升限具有重要意義[3]。

本文參考有人機(jī)實(shí)用升限試飛要求，針對(duì)無人機(jī)與有人機(jī)系統(tǒng)組成和使用方式的差異性，分析了高空長航時(shí)無人機(jī)實(shí)用升限試飛特點(diǎn)，確定了高空長航時(shí)無人機(jī)實(shí)用升限試飛的一般流程和試飛剖面，識(shí)別了試飛中的風(fēng)險(xiǎn)并給出了降解風(fēng)險(xiǎn)的措施，提出了一種合理可行的試飛數(shù)據(jù)處理方法。本文提出的實(shí)用升限試飛技術(shù)可以滿足高空長航時(shí)無人機(jī)飛行性能試驗(yàn)驗(yàn)證需求，并可為其他類型無人機(jī)提供參考和指導(dǎo)。

1 實(shí)用升限試飛特點(diǎn)

實(shí)用升限試飛是飛機(jī)飛行性能試驗(yàn)的一項(xiàng)重要內(nèi)容，國內(nèi)相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)對(duì)有人機(jī)實(shí)用升限考核提出了相關(guān)具體要求，如在GJB 34A中對(duì)飛機(jī)實(shí)用升限進(jìn)行了定義，對(duì)計(jì)算實(shí)用升限試飛時(shí)的飛機(jī)重量（質(zhì)量）確定原則進(jìn)行了規(guī)定[4]；在GJB 1015A中對(duì)飛機(jī)實(shí)用升限的常規(guī)考核方法進(jìn)行了要求[5]。對(duì)于具有全自主飛行能力的高空長航時(shí)無人機(jī)，實(shí)用升限考核試飛要求可參照有人機(jī)標(biāo)準(zhǔn)執(zhí)行，但根據(jù)其系統(tǒng)特點(diǎn)和實(shí)際使用方式，在實(shí)用升限試飛時(shí)的試飛方法與有人機(jī)相比還具有一定的差異性，總體來說主要表現(xiàn)在以下幾個(gè)方面[6-12]。

（1）有人機(jī)對(duì)實(shí)用升限定義為飛機(jī)在保持一定上升能力的情況下所能達(dá)到的最大飛行高度，對(duì)于無人機(jī)而言，飛機(jī)所能達(dá)到的最大飛行高度不但受發(fā)動(dòng)機(jī)推力限制，還受飛控系統(tǒng)保護(hù)條件制約，無人機(jī)在飛行過程中，為保證試飛安全，飛控系統(tǒng)會(huì)根據(jù)使用飛行包線對(duì)飛行表速、迎角、油門狀態(tài)等參數(shù)進(jìn)行限制，這對(duì)無人機(jī)的實(shí)用升限試飛造成影響。

（2）高空長航時(shí)無人機(jī)在試飛時(shí)不能像有人機(jī)一樣實(shí)時(shí)調(diào)整有利爬升速度，在無人機(jī)起飛前需要在任務(wù)規(guī)劃中根據(jù)不同試飛高度預(yù)先設(shè)定爬升速度，無人機(jī)會(huì)嚴(yán)格按照設(shè)定的爬升速度全自主飛行；在首次進(jìn)行升限試飛時(shí)，由于控制邏輯、飛行速度包線等試飛項(xiàng)目可能驗(yàn)證不太充分，按設(shè)計(jì)的有利爬升速度自主爬升，可能會(huì)存在超出飛行包線的風(fēng)險(xiǎn)，需要制訂詳細(xì)的應(yīng)急處置預(yù)案。

（3）高空長航時(shí)無人機(jī)在實(shí)用升限試飛爬升過程中，連續(xù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)最大狀態(tài)可能會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)超溫超轉(zhuǎn)現(xiàn)象，引起發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性下降，甚至可能出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)油門不跟隨現(xiàn)象，同時(shí)高空長航時(shí)無人機(jī)在高空低溫惡劣環(huán)境下長時(shí)間工作時(shí)，可能造成發(fā)動(dòng)機(jī)加速膜盒工作不穩(wěn)定，在高空條件下渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的抗進(jìn)氣道畸變能力也較差，存在空中停車的風(fēng)險(xiǎn)。

（4）高空長航時(shí)無人機(jī)在高空工作條件下發(fā)動(dòng)機(jī)的剩余推力較小，無人機(jī)使用飛行包線較窄，難以進(jìn)行有效的機(jī)動(dòng)飛行，使用常規(guī)的試飛方法實(shí)施起來較為困難，同時(shí)無人機(jī)在高空時(shí)爬升率較小，需要較長的時(shí)間和較大的空域才能爬升至實(shí)用升限，可能對(duì)升限試飛科目考核狀態(tài)（如全機(jī)剩余油量不滿足考核要求等）造成影響。

（5）高空長航時(shí)無人機(jī)在高空剩余推力較小，無人機(jī)的有利爬升速度一般處于飛行包線左邊界區(qū)域，在爬升過程中由于飛行員不在駕駛艙內(nèi)，因此無法直接感受到無人機(jī)的失速狀態(tài)，在升限爬升過程中可能出現(xiàn)飛行速度降低到左邊界外發(fā)生失速的現(xiàn)象，同時(shí)無人機(jī)飛行員操作存在較大的時(shí)間延遲，這對(duì)無人機(jī)實(shí)用升限試飛提出更高的要求。

2 實(shí)用升限試飛方法設(shè)計(jì)

有人機(jī)在進(jìn)行實(shí)用升限試飛時(shí)通常采用兩種方法，一種為直接爬升法，即通過既定試飛剖面進(jìn)行爬升獲取飛機(jī)的升限；另一種方法為平飛加速法，即通過平飛加速獲取不同高度上飛機(jī)的最大爬升率，最終通過外延的方式確定飛機(jī)的升限，這兩種方法都可以對(duì)高空長航時(shí)無人機(jī)實(shí)用升限試飛提供參考，但高空長航時(shí)無人機(jī)具有全自主飛行、控制模式多等特點(diǎn)，為了充分考察無人機(jī)實(shí)用升限性能，需要根據(jù)無人機(jī)特點(diǎn)，設(shè)計(jì)適用于無人機(jī)的實(shí)用升限試飛方法。

2.1 油門控制方式選擇

針對(duì)無人機(jī)的系統(tǒng)特點(diǎn)和使用方式，無人機(jī)在平臺(tái)科目試飛考核過程中一般采用全自主飛行模式，即飛行員在爬升過程中不動(dòng)油門，不操縱方向舵和副翼，始終保持統(tǒng)一航向，完全由無人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)油門和爬升速度進(jìn)行控制[13,14]。一般來說，無人機(jī)的爬升控制方式具有油門控制和姿態(tài)控制兩種類型。

（1）油門控制

無人機(jī)自動(dòng)油門控制是指將空速差和空速變化率信號(hào)引入油門控制器來改變發(fā)動(dòng)機(jī)油門的大小，自動(dòng)油門控制回路可以控制飛機(jī)以穩(wěn)定的速度飛行，也可以用來改變飛機(jī)當(dāng)前的飛行速度。自動(dòng)油門控制律通常以速度和速度微分反饋?zhàn)鳛榘l(fā)動(dòng)機(jī)油門的主要控制量，以俯仰角和俯仰角速率信號(hào)作為發(fā)動(dòng)機(jī)微調(diào)的控制量，發(fā)動(dòng)機(jī)主要起空速調(diào)節(jié)的作用，并隨飛行高度和姿態(tài)變化自動(dòng)調(diào)整，典型自動(dòng)油門控制回路框圖如圖1所示。

圖1 自動(dòng)油門控制回路Fig.1 The circuit of automatic throttle control

（2）姿態(tài)控制

無人機(jī)姿態(tài)控制回路是指將無人機(jī)油門控制在最大連續(xù)狀態(tài)或額定狀態(tài)，無人機(jī)以給定油門狀態(tài)持續(xù)爬升，通過改變無人機(jī)的俯仰姿態(tài)角或航跡角實(shí)現(xiàn)對(duì)爬升表速的控制，同時(shí)通過控制律自帶的迎角保護(hù)功能防止無人機(jī)失速，無人機(jī)典型姿態(tài)控制回路如圖2所示。

圖2 姿態(tài)控制回路Fig.2 The circuit of attitude control

從現(xiàn)有的相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)來看，高空長航時(shí)無人機(jī)在實(shí)用升限試飛時(shí)，需要對(duì)飛機(jī)構(gòu)型、飛行重量、發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)、機(jī)內(nèi)可用余油等參數(shù)進(jìn)行要求，當(dāng)飛行狀態(tài)不滿足要求時(shí)，在數(shù)據(jù)處理中需要進(jìn)行結(jié)果修正，而在修正過程中必然會(huì)出現(xiàn)一定的誤差，從試飛驗(yàn)證角度考慮，為避免由于爬升時(shí)間過長引起飛行重量不滿足要求，在無人機(jī)實(shí)用升限試飛時(shí)，一般采用姿態(tài)控制爬升方式，使無人機(jī)起飛后以最短時(shí)間爬升至實(shí)用升限試飛窗口。

2.2 有利爬升速度確定

在試飛中飛機(jī)的有利爬升速度與飛機(jī)在爬升的末段飛機(jī)的爬升狀態(tài)直接相關(guān)，不同的爬升速度通常對(duì)應(yīng)著飛機(jī)能夠到達(dá)的實(shí)用高度，因此確定實(shí)用升限試飛時(shí)的有利爬升速度對(duì)升限試飛有著重要的意義。

與有人機(jī)試飛不同，無人機(jī)在試飛前需要進(jìn)行任務(wù)規(guī)劃設(shè)計(jì)，將試飛高度、爬升速度等參數(shù)設(shè)置到試飛剖面中，之后無人機(jī)會(huì)按照預(yù)先設(shè)定的爬升速度自主飛行，這就需要在實(shí)用升限試飛前通過飛行試驗(yàn)確定無人機(jī)的有利爬升速度。

無人機(jī)在設(shè)計(jì)完成后，設(shè)計(jì)單位會(huì)計(jì)算出理論的有利爬升速度，這與無人機(jī)實(shí)際的有利爬升速度可能有偏差，需要通過飛行試驗(yàn)確定無人機(jī)真實(shí)的有利爬升速度，具體方法為：在無人機(jī)飛行包線范圍內(nèi)選擇合適的飛行高度，針對(duì)每一試驗(yàn)高度，在設(shè)計(jì)計(jì)算的有利爬升速度兩側(cè)各選擇2～3個(gè)速度（含設(shè)計(jì)計(jì)算的有利爬升速度），設(shè)計(jì)不同的爬升剖面使無人機(jī)自主爬升通過相應(yīng)的試驗(yàn)高度，為消除風(fēng)梯度的影響，針對(duì)驗(yàn)證的飛行高度，須進(jìn)行正、反航向兩次爬升。通過試驗(yàn)結(jié)果分析，可以確定出無人機(jī)在全包線范圍內(nèi)的有利爬升速度。

2.3 試飛操縱方法設(shè)計(jì)

無人機(jī)由于受到飛控系統(tǒng)保護(hù)邏輯的制約，在全自主飛行情況下可能無法得到飛機(jī)的實(shí)際實(shí)用升限，需要根據(jù)實(shí)際飛控邏輯采取相應(yīng)的人工操縱手段，主要包括人工調(diào)節(jié)速度和人工調(diào)節(jié)油門兩個(gè)方面。

當(dāng)無人機(jī)在飛控速度保護(hù)邏輯下，無法達(dá)到有利爬升速度時(shí)，可以在使用包線范圍內(nèi)人工遙調(diào)速度，使飛行速度低于飛控限制值，用以增加迎角，使飛機(jī)在更有利爬升速度下爬升；當(dāng)在爬升過程中發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)剩余推力不足時(shí)，可以在保證發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速、滑油溫度等參數(shù)在限制范圍內(nèi)的前提下，將發(fā)動(dòng)機(jī)油門最大連續(xù)狀態(tài)人工切換至發(fā)動(dòng)機(jī)最大狀態(tài)。通過設(shè)計(jì)合理可行的試飛操縱方法，可以對(duì)高空長航時(shí)無人機(jī)的實(shí)用升限進(jìn)行充分驗(yàn)證。

2.4 試飛剖面航路規(guī)劃

根據(jù)前面分析，無人機(jī)實(shí)用升限試飛時(shí)一般采用直接爬升法，具體過程為：針對(duì)選定構(gòu)型，無人機(jī)起飛后在低空加速至給定的爬升速度，保持發(fā)動(dòng)機(jī)于試驗(yàn)狀態(tài)不變，用預(yù)先設(shè)定的各高度有利爬升速度連續(xù)爬升至實(shí)用升限，停止爬升，在整個(gè)爬升過程中，除非另有規(guī)定，都應(yīng)始終保持同一航向作垂直平面的直線爬升飛行，連續(xù)爬升飛行須在反航向重復(fù)一次。

由高空長航時(shí)無人機(jī)實(shí)用升限試飛特點(diǎn)來看，高空長航時(shí)無人機(jī)在升限試飛時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)長期工作于惡劣環(huán)境下，存在空中停車的風(fēng)險(xiǎn)。為保證無人機(jī)在整個(gè)試飛剖面內(nèi)都具有足夠的空滑能力，試飛剖面要設(shè)計(jì)在整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)空滑能量范圍內(nèi)，并考慮空滑比與風(fēng)速影響，否則無法保證無人機(jī)在空停后能夠安全返回著陸機(jī)場?；谠摲矫嬖?，在試飛剖面設(shè)計(jì)時(shí)一般采用梯度爬升方式，試飛剖面示意圖如圖3所示。

圖3 實(shí)用升限試飛剖面Fig.3 The flight profile of service ceiling flight test

如圖3 所示，無人機(jī)試飛時(shí)按照剖面中的航點(diǎn)序號(hào)依次飛行，1～8 航點(diǎn)為正常起飛爬升航段，9～12 航點(diǎn)、13～16航點(diǎn)為不同高度層梯度爬升航段、17～20航點(diǎn)為實(shí)用升限試飛窗口，21～31航點(diǎn)為下降著陸航段。

2.5 試飛風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估分析

高空長航時(shí)無人機(jī)實(shí)用升限試飛時(shí)可能出現(xiàn)的風(fēng)險(xiǎn)主要有高空環(huán)境溫度過低、無人機(jī)重要系統(tǒng)故障、鏈路數(shù)據(jù)中斷、發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車、無人機(jī)著陸遭遇大側(cè)風(fēng)、操作員地面仿真訓(xùn)練不充分等。針對(duì)可能出現(xiàn)的風(fēng)險(xiǎn)，本文提出了相應(yīng)降低風(fēng)險(xiǎn)的措施。

（1）高空環(huán)境溫度過低

在升限試飛過程中，高空環(huán)境溫度可能過低，當(dāng)大氣總溫、發(fā)動(dòng)機(jī)沖壓空氣入口溫度、發(fā)動(dòng)機(jī)唇口溫度、機(jī)體艙溫、燃油溫度等參數(shù)臨近或低于溫度設(shè)計(jì)限制值時(shí)，需要人工操縱使無人機(jī)增加飛行速度或降低飛行高度，從而使上述溫度上升至限制值以上。

（2）無人機(jī)重要系統(tǒng)出現(xiàn)故障

與有人機(jī)不同，無人機(jī)在飛行時(shí)主要靠操作員在地面站內(nèi)對(duì)飛行狀態(tài)進(jìn)行監(jiān)控，飛行操作員、鏈路操作員、任務(wù)操作員分別對(duì)其分管的系統(tǒng)界面負(fù)責(zé)，在試飛過程中，若無人機(jī)飛管系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)、鏈路系統(tǒng)、任務(wù)系統(tǒng)等出現(xiàn)故障時(shí)，飛行員應(yīng)立即采取措施，終止任務(wù)應(yīng)急返航，在返航途中，不同崗位操作員應(yīng)各司其職，密切關(guān)注飛機(jī)及各系統(tǒng)工作狀態(tài)，任務(wù)指揮員應(yīng)做好返航途中的空域協(xié)調(diào)工作，避免與其他飛機(jī)航線引發(fā)沖突。

（3）鏈路數(shù)據(jù)中斷

在試飛過程中，無人機(jī)數(shù)據(jù)鏈路可能存在中斷風(fēng)險(xiǎn)，導(dǎo)致飛行員在地面控制站內(nèi)無法監(jiān)控或操控飛機(jī)，為降低此類風(fēng)險(xiǎn)，在試飛前應(yīng)申請(qǐng)專用衛(wèi)星，做好視距鏈路與衛(wèi)通鏈路備份，在試飛中應(yīng)避免進(jìn)行地面站之間的鏈路切換工作，確須切換的，應(yīng)在無人機(jī)平飛段切換，并在切換前兩站人員加強(qiáng)溝通，轉(zhuǎn)換過程中應(yīng)避免多余的指令操縱動(dòng)作。

（4）發(fā)動(dòng)機(jī)空中異常停車

當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生空中異常停車時(shí)，飛行員應(yīng)密切關(guān)注飛機(jī)狀態(tài)，在滿足空起條件后，發(fā)出發(fā)動(dòng)機(jī)空起指令，若發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)成功，人工選擇就近的著陸機(jī)場或備降機(jī)場著陸，若空起未成功而飛機(jī)由于能量問題無法返回就近機(jī)場時(shí)，則人工控制無人機(jī)選擇平坦無人區(qū)迫降。

（5）無人機(jī)著陸遭遇大側(cè)風(fēng)

在試飛前，應(yīng)加強(qiáng)氣象監(jiān)控，當(dāng)無人機(jī)試飛完成著陸時(shí)氣象變化劇烈，導(dǎo)致著陸氣象條件超出限制時(shí)，應(yīng)保持空中等待或擇機(jī)反向著陸。

（6）操作員地面仿真訓(xùn)練不充分

無人機(jī)在進(jìn)行實(shí)用升限等風(fēng)險(xiǎn)科目試飛前需要操作員進(jìn)行充分的地面仿真模擬訓(xùn)練，對(duì)空中可能出現(xiàn)的特情進(jìn)行演練。若操作員在地面訓(xùn)練不充分，在實(shí)際飛行中遭遇特情時(shí)可能無法采取最優(yōu)的應(yīng)急處置方法，因此在實(shí)用升限試飛前須設(shè)計(jì)地面仿真訓(xùn)練方案，針對(duì)所有可能出現(xiàn)的特情，進(jìn)行充分的模型演練。

3 無人機(jī)實(shí)用升限數(shù)據(jù)處理方法

無人機(jī)設(shè)計(jì)單位在設(shè)計(jì)過程中進(jìn)行實(shí)用升限確定時(shí)，主要依據(jù)飛機(jī)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)、發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性等計(jì)算得到，但由于采用數(shù)值分析、風(fēng)洞試驗(yàn)等手段進(jìn)行飛機(jī)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)獲取過程中不可避免地引入誤差，因此需要通過飛行試驗(yàn)來確定飛機(jī)實(shí)際的實(shí)用升限。在進(jìn)行飛行試驗(yàn)時(shí)，由于飛機(jī)真實(shí)飛行條件下的發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性與理論分析結(jié)果存在一定的差異，因此實(shí)際的試飛結(jié)果也并不能真實(shí)地反映飛機(jī)的實(shí)際的最高升限，需要進(jìn)行向標(biāo)準(zhǔn)條件換算，在傳統(tǒng)升限試飛的修正方法中，需要對(duì)飛行速度、飛行重量、大氣溫度和發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速、爬升過程中的飛行狀態(tài)以及風(fēng)場影響進(jìn)行修正，修正方法為：

（1）飛行速度修正

根據(jù)空速系統(tǒng)測量原理，飛機(jī)的表速示數(shù)只取決于總壓與靜壓的差值，在氣壓高度一定時(shí)，飛機(jī)在實(shí)際環(huán)境與標(biāo)準(zhǔn)環(huán)境下的飛行表速是相同的，因此在升限試飛結(jié)果處理時(shí)，飛行表速可以不用修正。

（2）飛行重量修正

一般來說，無人機(jī)實(shí)用升限試飛時(shí)，要求機(jī)內(nèi)燃油不低于35%，當(dāng)飛機(jī)重量偏差超過3%～5%時(shí)，需要進(jìn)行重量修正，但當(dāng)重量偏差過大時(shí)，換算誤差也就過大，從飛行試驗(yàn)角度出發(fā)，在實(shí)際試飛時(shí)重量需要盡可能地接近考核重量。當(dāng)飛機(jī)重量偏差誤差在3%～5%以內(nèi)時(shí)，近似修正方法如式（1）所示：

式中：ΔG為當(dāng)實(shí)際重量與標(biāo)準(zhǔn)重量的偏差。

（3）大氣溫度和發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速

對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，針對(duì)有人機(jī)來說，由于人工操縱誤差，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速可能與標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)有一定偏差，針對(duì)無人機(jī)來說，由于采用自動(dòng)油門控制技術(shù)，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速在爬升過程中穩(wěn)定性良好，一般不需要修正。

對(duì)于大氣溫度，由于大氣溫度與標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)不一致對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力影響較大，因此需要進(jìn)行溫度修正，圖4為高空長航時(shí)無人機(jī)在爬升過程的受力分析圖。

圖4 爬升過程中的受力分析圖Fig.4 The force analysis during climbing process

從圖中可以看出，無人機(jī)縱向質(zhì)點(diǎn)動(dòng)力學(xué)方程可表示為：

式中：G為重力；P為發(fā)動(dòng)機(jī)推力；Q為阻力；θ為俯仰角；α為迎角；φ為發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角；Vg為地速。

當(dāng)無人機(jī)作等速爬升時(shí)，有：

式（2）可以變?yōu)椋?/p>

由運(yùn)動(dòng)學(xué)方程可以知道：

結(jié)合式（4）和式（5），可以得到：

由式（6）可知發(fā)動(dòng)機(jī)推力與爬升率的關(guān)系，通過發(fā)動(dòng)機(jī)高度速度特性手冊，根據(jù)實(shí)際環(huán)境溫度與標(biāo)準(zhǔn)條件溫度下的發(fā)動(dòng)機(jī)推力差異可以對(duì)爬升率進(jìn)行修正。

（4）狀態(tài)修正

在有人機(jī)試飛時(shí)，狀態(tài)修正一般又稱慣性修正，是指試飛員未能保持給定的有利爬升速度而引起的修正量，對(duì)于無人機(jī)來說，由于試飛速度是由飛控系統(tǒng)自動(dòng)控制的，控制精度較高，一般可以不進(jìn)行慣性修正。

（5）垂直風(fēng)場和風(fēng)梯度修正

在傳統(tǒng)有人機(jī)試飛中，對(duì)垂直風(fēng)場和風(fēng)梯度修正一般采用氣象雷達(dá)及探空氣球等氣象探測手段獲得爬升區(qū)域內(nèi)準(zhǔn)確的大氣運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)，但由于在測量時(shí)機(jī)、位置與實(shí)際試飛有較大的差異，實(shí)際探測結(jié)果往往不能滿足對(duì)實(shí)際試飛數(shù)據(jù)結(jié)果精確修正的需要。

根據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)知識(shí)，在風(fēng)軸系下，由動(dòng)力學(xué)方程可知：

結(jié)合式（6），可以得到：

式中：Vt為真空速；nxw為風(fēng)軸系下的軸向過載。

無人機(jī)機(jī)體軸下的三向過載可以在試飛過程中通過GPS設(shè)備直接測量，將無人機(jī)機(jī)體軸系參數(shù)向風(fēng)軸系進(jìn)行坐標(biāo)轉(zhuǎn)換，可以獲得無人機(jī)風(fēng)軸下的軸向過載，轉(zhuǎn)換公式為：

式中：nxw，nzw分別為飛機(jī)相對(duì)于風(fēng)軸系的縱向及法向過載。

通過計(jì)算風(fēng)軸系下的軸向過載，可以消除垂直風(fēng)及風(fēng)梯度對(duì)飛機(jī)實(shí)際爬升率的影響，圖5 為高空長航時(shí)無人機(jī)實(shí)用升限試飛結(jié)果。

圖5 實(shí)用升限試飛結(jié)果Fig.5 The result of service ceiling flight test

4 結(jié)束語

本文分析了高空長航時(shí)無人機(jī)實(shí)用升限試飛特點(diǎn)，確定了高空長航時(shí)無人機(jī)實(shí)用升限試飛方法，并針對(duì)實(shí)際試飛結(jié)果誤差，給出了一套合理可行的試飛數(shù)據(jù)修正方法。本文提出的實(shí)用升限試飛技術(shù)可以滿足高空長航時(shí)無人機(jī)試飛驗(yàn)證需求，并可為其他類型無人機(jī)實(shí)用升限試飛提供參考。