范振偉,楊鳳田,李亞東,項(xiàng)松,趙為平

1. 沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 通用航空重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,沈陽(yáng) 110136 2. 遼寧通用航空研究院,沈陽(yáng) 110136

電動(dòng)飛機(jī)是以電機(jī)帶動(dòng)螺旋槳、涵道風(fēng)扇或其他裝置產(chǎn)生前進(jìn)動(dòng)力的飛機(jī),電機(jī)的電源來(lái)自電池、燃料電池、太陽(yáng)能電池、超級(jí)電容或功率束[1]。

電動(dòng)飛機(jī)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(jī)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(lái)的發(fā)展方向[2]。近年來(lái),在全球范圍內(nèi)興起了電動(dòng)飛機(jī)技術(shù)研發(fā)熱潮。據(jù)Roland Berger咨詢公司統(tǒng)計(jì),截至2019年10月,全球約有240個(gè)在研的電動(dòng)飛機(jī)項(xiàng)目。該公司對(duì)2017年研發(fā)的70類電動(dòng)飛機(jī)項(xiàng)目進(jìn)行了統(tǒng)計(jì),統(tǒng)計(jì)結(jié)果表明：歐洲的項(xiàng)目占45%,美國(guó)的項(xiàng)目占40%,其他國(guó)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(dòng)飛機(jī)“Alice”備受關(guān)注。該飛機(jī)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(guó)馬薩諸塞州一家航空公司訂單?？湛汀⒉ㄒ?、達(dá)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(jìn)技術(shù)列為航空業(yè)“第三時(shí)代”的重要標(biāo)志,承諾將加大電動(dòng)飛機(jī)技術(shù)研發(fā)力度、推動(dòng)航空業(yè)綠色發(fā)展[3]。

在國(guó)內(nèi),沈陽(yáng)航空航天大學(xué)從2010年開始開展新能源電動(dòng)飛機(jī)的研制工作。同時(shí),國(guó)內(nèi)一些學(xué)者也做了大量的研究工作。項(xiàng)松等[4]設(shè)計(jì)了某型電動(dòng)飛機(jī)的固定槳距螺旋槳,并進(jìn)行了電動(dòng)飛機(jī)螺旋槳的地面試驗(yàn)和風(fēng)洞試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明：螺旋槳效率達(dá)86.76%,達(dá)到設(shè)計(jì)要求。劉福佳等[5]針對(duì)電動(dòng)飛機(jī)在飛行過程中質(zhì)量保持不變的特點(diǎn),提出了適用于電動(dòng)輕型飛機(jī)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(duì)任務(wù)剖面法解的存在性和收斂性進(jìn)行了分析。王書禮和馬少華[6]據(jù)某型電動(dòng)飛機(jī)的飛行剖面,建立了電機(jī)控制器的系統(tǒng)損耗的熱阻網(wǎng)絡(luò)模型,對(duì)電機(jī)控制器IGBT(Insulated Gate Bipolar Transistor)模塊的溫度進(jìn)行計(jì)算,根據(jù)計(jì)算結(jié)果對(duì)電機(jī)控制器的散熱結(jié)構(gòu)進(jìn)行了改進(jìn)。地面臺(tái)架樣機(jī)試驗(yàn)結(jié)果表明：改進(jìn)的風(fēng)冷散熱器能夠滿足電動(dòng)飛機(jī)電機(jī)控制器的散熱需求,且重量降低5%。顧超等[7]對(duì)某型電動(dòng)飛機(jī)的載荷傳遞進(jìn)行了理論分析,建立了飛機(jī)結(jié)構(gòu)數(shù)學(xué)模型,并進(jìn)行了強(qiáng)度計(jì)算,最終形成了一套適合輕型電動(dòng)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)快速試驗(yàn)驗(yàn)證方法?？倒鹞暮秃闧8]結(jié)合某型超輕型電動(dòng)飛機(jī)的設(shè)計(jì)參數(shù),提出了超輕型電動(dòng)飛機(jī)的電動(dòng)力系統(tǒng)參數(shù)匹配的方法。進(jìn)行了地面試驗(yàn)和測(cè)試,結(jié)果表明：該參數(shù)匹配和性能驗(yàn)證方法具有實(shí)際應(yīng)用價(jià)值。李玉峰和寧昭義[9]針對(duì)載人電動(dòng)飛機(jī)電推進(jìn)系統(tǒng)的可靠性評(píng)估問題,以電推進(jìn)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(yùn)算方法對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行可靠性建模與仿真計(jì)算。趙為平和項(xiàng)松[10]根據(jù)某型電動(dòng)飛機(jī)設(shè)計(jì)要求,對(duì)電動(dòng)飛機(jī)系統(tǒng)可靠性分配問題進(jìn)行了研究,在分析成本函數(shù)和廣義成本函數(shù)特點(diǎn)的基礎(chǔ)上,重新構(gòu)建了能夠較好描述電動(dòng)飛機(jī)分系統(tǒng)成本特性的成本函數(shù)。以整機(jī)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(dòng)飛機(jī)可靠性分配結(jié)果和整機(jī)的成本指數(shù)。

Xiang等[11]提出一種改進(jìn)的電動(dòng)飛機(jī)螺旋槳設(shè)計(jì)方法,根據(jù)某型電動(dòng)飛機(jī)在巡航狀態(tài)的飛行速度和推力等設(shè)計(jì)要求,設(shè)計(jì)出螺旋槳,進(jìn)行縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證了該設(shè)計(jì)方法的準(zhǔn)確性。項(xiàng)松等[12]采用片條理論對(duì)某型電動(dòng)飛機(jī)螺旋槳的氣動(dòng)性能進(jìn)行計(jì)算,并與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,證明了片條理論具有高精度性。Romeo等[13]設(shè)計(jì),制造和測(cè)量了氫燃料飛機(jī)的螺旋槳,考慮到飛機(jī)電動(dòng)機(jī)和燃料電池的降溫問題,通過數(shù)值分析和程序設(shè)計(jì)對(duì)螺旋槳進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì),而且將安裝螺旋槳后的飛機(jī)進(jìn)行了特定測(cè)試,驗(yàn)證了推進(jìn)系統(tǒng)和冷卻系統(tǒng)的效率。Romeo和Frulla[14]設(shè)計(jì)了一種高空長(zhǎng)航時(shí)的無(wú)人太陽(yáng)能飛行器,白天吸收太陽(yáng)能源來(lái)飛行和儲(chǔ)存到電池內(nèi),開發(fā)了飛行程序,對(duì)飛行平臺(tái)進(jìn)行了參數(shù)化研究,使用計(jì)算流體力學(xué)軟件分析了幾個(gè)剖面和機(jī)翼平面圖,進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn),分析了飛行器的飛行性能。Romeo和Borello[15]開發(fā)和驗(yàn)證基于燃料電池的動(dòng)力系統(tǒng)用于電動(dòng)飛機(jī)的推進(jìn),通過提供20 kW的最大連續(xù)功率的電池組來(lái)對(duì)飛機(jī)在爬升和下降情況下的參數(shù)分析,以及評(píng)估其他關(guān)鍵技術(shù)對(duì)新能源飛機(jī)的影響。Chen PW和Chen KJ[16]分析了某型輕型飛機(jī)的整體碰撞性能,利用有限元法對(duì)碳纖維機(jī)身進(jìn)行了動(dòng)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(yùn)行的輕型飛機(jī)的路線優(yōu)化算法,尋找在3個(gè)空間維度上找到最小持續(xù)時(shí)間,無(wú)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(shí)驗(yàn)來(lái)計(jì)算效率。Frosina等[18]開發(fā)出一種簡(jiǎn)易模型來(lái)評(píng)估混合動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)的輕型飛機(jī)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(dá)20%的燃料。Carlo等[19]提出了通用航空類電動(dòng)飛機(jī)初始重量分級(jí)技術(shù),基于多種常規(guī)飛機(jī)典型程序,整合在一個(gè)共同的框架中,將設(shè)計(jì)方法應(yīng)用到串聯(lián)混合動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)中。Lee等[20]研究了基于GPS(Global Position System)的輕型飛機(jī)在著陸模式下的導(dǎo)航、制導(dǎo)和飛行控制的設(shè)計(jì)問題,設(shè)計(jì)了具有結(jié)構(gòu)不確定性飛機(jī)參數(shù)的魯棒控制自動(dòng)駕駛儀。李亞東等[21-22]對(duì)采用辛卜生積分和龍格-庫(kù)塔求微分方程的計(jì)算方法和飛行試驗(yàn),分析了某電動(dòng)飛機(jī)起飛爬升性能,并滿足了適航條特點(diǎn)。劉福佳等[23]給出了電推進(jìn)系統(tǒng)選型與參數(shù)匹配的設(shè)計(jì)過程,提出了一套電推進(jìn)系統(tǒng)選型與參數(shù)匹配的方法。

沈陽(yáng)航空航天大學(xué)一直致力于新能源電動(dòng)飛機(jī)研制,某型雙座輕型電動(dòng)飛機(jī)于2012年6月立項(xiàng)研制,反復(fù)進(jìn)行各系統(tǒng)試驗(yàn)和飛行試飛。飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)顯示,該型號(hào)電動(dòng)飛機(jī)滿足適航條款要求、達(dá)到飛行安全指標(biāo)。

1 飛機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)

研制任務(wù)為設(shè)計(jì)、制造一款滿足飛機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)要求的雙座電動(dòng)輕型飛機(jī),并通過對(duì)飛機(jī)地面和試飛試驗(yàn),全面符合適航認(rèn)證基礎(chǔ)相關(guān)條款要求,最終取得飛機(jī)型號(hào)設(shè)計(jì)批準(zhǔn)書(TDA)。電動(dòng)飛機(jī)用于晝間、簡(jiǎn)單氣象條件,目視飛行,主要用于教練和娛樂飛行,同時(shí)具有自升式滑翔飛行能力。根據(jù)ASTM F2245《輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)設(shè)計(jì)與性能規(guī)范》要求,此型號(hào)電動(dòng)飛機(jī)應(yīng)滿足的機(jī)動(dòng)飛行能力包括：① 正常飛行的機(jī)動(dòng)；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(duì)該型號(hào)批準(zhǔn)尾旋)。

電動(dòng)飛機(jī)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(jī)為大展弦比上單翼、T形尾翼、前三點(diǎn)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(dòng)力裝置為一臺(tái)無(wú)刷永磁電機(jī),用電機(jī)控制器調(diào)速,動(dòng)力源為鋰聚合物電池；機(jī)體結(jié)構(gòu)為用高性能碳纖維復(fù)合材料；儀表采用機(jī)械式飛行儀表與動(dòng)力綜合顯示儀表；操縱系統(tǒng)采用推拉鋼索形式。由于受動(dòng)力裝置現(xiàn)狀限制,按照ASTM F2245《輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)設(shè)計(jì)與性能規(guī)范》的要求,飛機(jī)最大起飛重量不得超過500 kg。電動(dòng)飛機(jī)總體設(shè)計(jì)參數(shù)表如表2所示。

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

表2 某型電動(dòng)飛機(jī)總體設(shè)計(jì)參數(shù)Table 2 Overall design parameters of electric aircraft

2 飛機(jī)總體布局和內(nèi)部配置

2.1 飛機(jī)總體布局

電動(dòng)飛機(jī)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(jī)體結(jié)構(gòu)主要包括機(jī)身、機(jī)翼、尾翼、起落架等四大部分。電動(dòng)飛機(jī)三視圖和總體布置圖如圖1和圖2所示。

圖1 電動(dòng)飛機(jī)三視圖Fig.1 Three views of electric airplane

圖2 電動(dòng)飛機(jī)總體布置圖Fig.2 General layout of electric aircraft

2.2 飛機(jī)座艙布置

飛機(jī)座艙內(nèi)有并列雙套聯(lián)動(dòng)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(tái)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(dòng)飛機(jī)儀表盤Fig.3 Electric aircraft instrument panel

2.3 飛機(jī)結(jié)構(gòu)布置

電動(dòng)飛機(jī)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(jī)身、機(jī)翼、尾翼、起落架,飛機(jī)結(jié)構(gòu)圖見圖5。其中機(jī)身主要包括電推進(jìn)裝置艙、防火墻、座艙、電池艙、隔框、垂直安定面等,機(jī)身結(jié)構(gòu)構(gòu)架見圖6；機(jī)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(jī)翼蒙皮、翼梁、后墻、根肋、普通肋等,機(jī)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(gè)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(dòng),主起落架采用板簧減振形式,地面滑行時(shí)具有剎車功能。

圖4 電動(dòng)飛機(jī)座艙布置圖Fig.4 Electric aircraft cockpit layout

圖5 電動(dòng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)圖Fig.5 Structure of electric airplane

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

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

3 電動(dòng)力系統(tǒng)

電動(dòng)飛機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)包括：電動(dòng)機(jī)、控制器、動(dòng)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(jī)和高效電池的實(shí)用飛機(jī)電推進(jìn)系統(tǒng),形成了電機(jī)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)、動(dòng)力電池、螺旋槳的高效集成技術(shù)。動(dòng)力系統(tǒng)組成見圖8所示。

3.1 電機(jī)及安裝

采用輕量化風(fēng)冷永磁同步電動(dòng)機(jī)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(dòng)螺旋槳。在轉(zhuǎn)速為2 000 r/min左右其持續(xù)功率可達(dá)30 kW,效率為93%,而其重量16.6 kg。

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

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

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

圖10 發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)鋰電池經(jīng)動(dòng)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(gè)電池組分為4個(gè)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(jì),其強(qiáng)度經(jīng)過地面試驗(yàn)驗(yàn)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(jì)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(jì)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(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.13 Comparison of numerical results and test results of efficiency

4 氣動(dòng)特性

4.1 氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)

飛機(jī)布局形式定為大展弦比的上單翼、T型尾翼布局,氣動(dòng)布局基本參數(shù)為：機(jī)翼展長(zhǎng)14.5 m；機(jī)翼面積12 m2；展弦比17.52；根弦相對(duì)厚度14%；梢弦相對(duì)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(jì)點(diǎn)開展氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)工作。由此可確定的設(shè)計(jì)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(jī)功率;S為機(jī)翼面積;VC為巡航速度;VS為失速速度。

針對(duì)輕型電動(dòng)飛機(jī)的特點(diǎn)和使用要求,采用遺傳算法進(jìn)行了輕型通用航空飛機(jī)翼型的優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。圖14為升力系數(shù)CFD驗(yàn)證結(jié)果。為了滿足工程需要,結(jié)合飛機(jī)型號(hào)設(shè)計(jì)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(jìn)行低雷諾數(shù)翼型參數(shù)化描述,將氣動(dòng)計(jì)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(dòng)飛機(jī)翼型氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。

采用通用飛機(jī)低速高升阻比翼型/機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)和大展弦比通用飛機(jī)全機(jī)布局氣動(dòng)力快速評(píng)估方法。設(shè)計(jì)了驗(yàn)證機(jī)的氣動(dòng)布局,對(duì)驗(yàn)證機(jī)縮比模型進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)。通過試驗(yàn)驗(yàn)證優(yōu)化了飛機(jī)各部件的布局方案,研究飛機(jī)氣動(dòng)力的基本特性,測(cè)量各舵面的舵面效率,確定氣動(dòng)布局的設(shè)計(jì)方向等,突破了層流翼型大展弦比機(jī)翼與高升阻比整機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)技術(shù)。圖15為整機(jī)升阻比K隨迎角變化曲線,飛機(jī)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(yàn)雷諾數(shù)為70萬(wàn)左右,飛機(jī)實(shí)際飛行時(shí)雷諾數(shù)為150萬(wàn)左右,雷諾數(shù)效應(yīng)同樣的飛機(jī),雷諾數(shù)越大其升阻比越大),飛機(jī)實(shí)際飛行的升阻比大于24。

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

圖15 整機(jī)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(jī)動(dòng)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(jì)算

電動(dòng)飛機(jī)的性能計(jì)算,飛行高度按照海平面ICAO的標(biāo)準(zhǔn)大氣和靜止空氣條件予以考慮。依據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)和重量重心等數(shù)據(jù),建立了飛行動(dòng)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(duì)飛機(jī)的失速速度、起飛、爬升等性能進(jìn)行了分析和計(jì)算。

飛機(jī)的很多參數(shù)都是以失速速度為基礎(chǔ)確定的。這樣在計(jì)算任何飛機(jī)起飛爬升的性能參數(shù)時(shí),首先要知道失速速度的大小以及此狀態(tài)對(duì)應(yīng)的構(gòu)型。RX1E電動(dòng)飛機(jī)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(jī)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(jī)翼水平失速速度Vs0和Vs1,必須通過飛機(jī)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(yùn)動(dòng)是飛機(jī)在垂直平面內(nèi)做無(wú)側(cè)滑的質(zhì)點(diǎn)運(yùn)動(dòng),因此在計(jì)算爬升性能的爬升率這項(xiàng)指標(biāo)時(shí),用無(wú)側(cè)滑的質(zhì)點(diǎn)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程和動(dòng)力學(xué)方程。常用的計(jì)算方法有辛普生積分方法、數(shù)值積分法以及龍格-庫(kù)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(jī)定常爬升飛行時(shí)的運(yùn)動(dòng)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(jī)以最大的重量和給定的發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)進(jìn)行等速直線上升時(shí)在單位時(shí)間內(nèi)上升的高度,以Vy表示。

將式(5)中等號(hào)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(diǎn)。

由總體參數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)、動(dòng)力參數(shù)、螺旋槳效率、電機(jī)和控制器效率等因素,得到了電動(dòng)飛機(jī)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(jī)制造與裝配

該電動(dòng)飛機(jī)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(jī)身蒙皮、機(jī)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(jī)制造工藝流程圖。

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

整機(jī)使用型架裝配,對(duì)機(jī)翼、機(jī)身、尾翼等關(guān)鍵部件進(jìn)行定位支撐,結(jié)合水平測(cè)量及激光跟蹤三坐標(biāo)測(cè)量設(shè)備對(duì)裝配進(jìn)行校準(zhǔn),使整機(jī)裝配達(dá)到設(shè)計(jì)精度要求,將機(jī)體與型架固定,對(duì)連接部位進(jìn)行固定或膠接。首次提出利用光柵反射光譜異化法和多級(jí)熱力循環(huán)法監(jiān)測(cè)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(dòng)飛機(jī)從2012年7月開始按設(shè)計(jì)圖樣進(jìn)行樣機(jī)制造,共制造整機(jī)6架,試驗(yàn)件若干。機(jī)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(hào)合格審定程序(AP-21-AA-2009-25)要求,對(duì)用于驗(yàn)證試驗(yàn)的試驗(yàn)件和飛機(jī)進(jìn)行了制造符合性檢查,并獲得局方制造符合性審查批準(zhǔn)。

6 地面和飛行試驗(yàn)

6.1 地面試驗(yàn)

地面試驗(yàn)具體包括飛機(jī)系統(tǒng)聯(lián)調(diào)、飛機(jī)典型轉(zhuǎn)速系統(tǒng)試驗(yàn)、飛機(jī)全任務(wù)剖面地面模擬試驗(yàn)、飛機(jī)地面剎車試驗(yàn)、飛機(jī)電臺(tái)拉鋸測(cè)試等內(nèi)容,試驗(yàn)涉及電動(dòng)飛機(jī)動(dòng)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(yàn)證飛機(jī)各系統(tǒng)功能是否符合設(shè)計(jì)要求,為該型號(hào)飛機(jī)首飛作好保障工作。試驗(yàn)過程中所涉及的設(shè)備嚴(yán)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(dòng)飛機(jī)適航認(rèn)證要求的18項(xiàng)地面試驗(yàn),均在審查方監(jiān)控和審查下,按要求完成,并達(dá)到了設(shè)計(jì)要求。

根據(jù)ASTM F2245-11《輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)設(shè)計(jì)和性能標(biāo)準(zhǔn)》中條款要求,飛機(jī)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(qǐng)方試飛結(jié)果一致。通過地面測(cè)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(yàn)

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(jìn)行了30.2%正常重心位置的水平失速速度試驗(yàn)。試驗(yàn)時(shí)地面風(fēng)速最大為1.5 m/s,溫度7 ℃,飛機(jī)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(dòng)飛機(jī)失速速度的飛行結(jié)果,可以看出,失速速度在升降舵偏達(dá)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(dòng)機(jī)功率或額定功率進(jìn)行等速直線上升時(shí)在單位時(shí)間內(nèi)上升的高度,其參數(shù)是適航取證的一個(gè)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(yàn)失速速度Fig.19 Stalling speed of flight test

圖20 飛行試驗(yàn)爬升率Fig.20 Climb rate of flight test

圖20中的橫坐標(biāo)為時(shí)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(dòng)飛機(jī)試驗(yàn)驗(yàn)證的爬升率為2.81 m/s。

2014年10月,局方試飛員和申請(qǐng)方試飛員通進(jìn)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(gè)科目。局方試飛員認(rèn)為電動(dòng)飛機(jī)的飛行性能、操穩(wěn)特性、操縱系統(tǒng)、動(dòng)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(duì)試飛結(jié)果表示認(rèn)可。

7 結(jié) 論

1) 研制了一款用于晝間、簡(jiǎn)單氣象條件,目視飛行的輕型雙座電動(dòng)飛機(jī)。

2) 飛機(jī)采用復(fù)合材料機(jī)身、前三點(diǎn)固定式起落架下單翼布局。

3) 研制了一款適合輕型電動(dòng)飛機(jī)的電推進(jìn)系統(tǒng)。

4) 飛機(jī)采用低速高升阻比翼型/機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)和大展弦比通用飛機(jī)全機(jī)布局,飛機(jī)實(shí)際飛行的升阻比大于24。

5) 飛機(jī)制造符合性已經(jīng)通過局方審查。

6) 飛機(jī)地面和飛行試驗(yàn)結(jié)果得到局方認(rèn)可,表明飛機(jī)性能滿足適航標(biāo)準(zhǔn)要求。

該機(jī)受鋰電池能量密度限制,導(dǎo)致該飛機(jī)的有效航時(shí)只有60 min。為進(jìn)一步提升電動(dòng)飛機(jī)航時(shí),占領(lǐng)國(guó)內(nèi)市場(chǎng),并為拓展和占領(lǐng)國(guó)際市場(chǎng)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(dòng)力設(shè)計(jì)技術(shù)需繼續(xù)挖潛并實(shí)現(xiàn)分析的精細(xì)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(jì)。

4) 進(jìn)一步提高電推進(jìn)系統(tǒng)的總體效率。