高空長航時無人機實用升限試飛技術研究

尹文強，孫健

中國飛行試驗研究院，陜西西安710089

近年來，隨著無人機技術的快速發展，不同類型和用途的無人機層出不窮，在民用和軍用領域都發揮著越來越重要的作用，高空長航時無人機作為有人駕駛戰略偵察機和偵察衛星的重要補充手段，能夠在戰場長時間執行戰略偵察任務，具備高效可靠的情報搜集能力，目前已成為世界各國武器裝備發展的重點[1,2]。實用升限作為無人機使用飛行包線的邊界限制條件，直接影響高空長航時無人機的任務執行能力和作戰能力，是高空長航時無人機試飛鑒定考核的重要指標之一，確定高空長航時無人機的實用升限具有重要意義[3]。

本文參考有人機實用升限試飛要求，針對無人機與有人機系統組成和使用方式的差異性，分析了高空長航時無人機實用升限試飛特點，確定了高空長航時無人機實用升限試飛的一般流程和試飛剖面，識別了試飛中的風險并給出了降解風險的措施，提出了一種合理可行的試飛數據處理方法。本文提出的實用升限試飛技術可以滿足高空長航時無人機飛行性能試驗驗證需求，并可為其他類型無人機提供參考和指導。

1 實用升限試飛特點

實用升限試飛是飛機飛行性能試驗的一項重要內容，國內相關標準對有人機實用升限考核提出了相關具體要求，如在GJB 34A中對飛機實用升限進行了定義，對計算實用升限試飛時的飛機重量（質量）確定原則進行了規定[4]；在GJB 1015A中對飛機實用升限的常規考核方法進行了要求[5]。對于具有全自主飛行能力的高空長航時無人機，實用升限考核試飛要求可參照有人機標準執行，但根據其系統特點和實際使用方式，在實用升限試飛時的試飛方法與有人機相比還具有一定的差異性，總體來說主要表現在以下幾個方面[6-12]。

（1）有人機對實用升限定義為飛機在保持一定上升能力的情況下所能達到的最大飛行高度，對于無人機而言，飛機所能達到的最大飛行高度不但受發動機推力限制，還受飛控系統保護條件制約，無人機在飛行過程中，為保證試飛安全，飛控系統會根據使用飛行包線對飛行表速、迎角、油門狀態等參數進行限制，這對無人機的實用升限試飛造成影響。

（2）高空長航時無人機在試飛時不能像有人機一樣實時調整有利爬升速度，在無人機起飛前需要在任務規劃中根據不同試飛高度預先設定爬升速度，無人機會嚴格按照設定的爬升速度全自主飛行；在首次進行升限試飛時，由于控制邏輯、飛行速度包線等試飛項目可能驗證不太充分，按設計的有利爬升速度自主爬升，可能會存在超出飛行包線的風險，需要制訂詳細的應急處置預案。

（3）高空長航時無人機在實用升限試飛爬升過程中，連續使用發動機最大狀態可能會使發動機出現超溫超轉現象，引起發動機穩定性下降，甚至可能出現發動機油門不跟隨現象，同時高空長航時無人機在高空低溫惡劣環境下長時間工作時，可能造成發動機加速膜盒工作不穩定，在高空條件下渦輪噴氣發動機的抗進氣道畸變能力也較差，存在空中停車的風險。

（4）高空長航時無人機在高空工作條件下發動機的剩余推力較小，無人機使用飛行包線較窄，難以進行有效的機動飛行，使用常規的試飛方法實施起來較為困難，同時無人機在高空時爬升率較小，需要較長的時間和較大的空域才能爬升至實用升限，可能對升限試飛科目考核狀態（如全機剩余油量不滿足考核要求等）造成影響。

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

2 實用升限試飛方法設計

有人機在進行實用升限試飛時通常采用兩種方法，一種為直接爬升法，即通過既定試飛剖面進行爬升獲取飛機的升限；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的最大爬升率，最終通過外延的方式確定飛機的升限，這兩種方法都可以對高空長航時無人機實用升限試飛提供參考，但高空長航時無人機具有全自主飛行、控制模式多等特點，為了充分考察無人機實用升限性能，需要根據無人機特點，設計適用于無人機的實用升限試飛方法。

2.1 油門控制方式選擇

針對無人機的系統特點和使用方式，無人機在平臺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油門，不操縱方向舵和副翼，始終保持統一航向，完全由無人機的飛行控制系統對發動機油門和爬升速度進行控制[13,14]。一般來說，無人機的爬升控制方式具有油門控制和姿態控制兩種類型。

（1）油門控制

無人機自動油門控制是指將空速差和空速變化率信號引入油門控制器來改變發動機油門的大小，自動油門控制回路可以控制飛機以穩定的速度飛行，也可以用來改變飛機當前的飛行速度。自動油門控制律通常以速度和速度微分反饋作為發動機油門的主要控制量，以俯仰角和俯仰角速率信號作為發動機微調的控制量，發動機主要起空速調節的作用，并隨飛行高度和姿態變化自動調整，典型自動油門控制回路框圖如圖1所示。

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

（2）姿態控制

無人機姿態控制回路是指將無人機油門控制在最大連續狀態或額定狀態，無人機以給定油門狀態持續爬升，通過改變無人機的俯仰姿態角或航跡角實現對爬升表速的控制，同時通過控制律自帶的迎角保護功能防止無人機失速，無人機典型姿態控制回路如圖2所示。

圖2 姿態控制回路Fig.2 The circuit of attitude control

從現有的相關標準來看，高空長航時無人機在實用升限試飛時，需要對飛機構型、飛行重量、發動機狀態、機內可用余油等參數進行要求，當飛行狀態不滿足要求時，在數據處理中需要進行結果修正，而在修正過程中必然會出現一定的誤差，從試飛驗證角度考慮，為避免由于爬升時間過長引起飛行重量不滿足要求，在無人機實用升限試飛時，一般采用姿態控制爬升方式，使無人機起飛后以最短時間爬升至實用升限試飛窗口。

2.2 有利爬升速度確定

在試飛中飛機的有利爬升速度與飛機在爬升的末段飛機的爬升狀態直接相關，不同的爬升速度通常對應著飛機能夠到達的實用高度，因此確定實用升限試飛時的有利爬升速度對升限試飛有著重要的意義。

與有人機試飛不同，無人機在試飛前需要進行任務規劃設計，將試飛高度、爬升速度等參數設置到試飛剖面中，之后無人機會按照預先設定的爬升速度自主飛行，這就需要在實用升限試飛前通過飛行試驗確定無人機的有利爬升速度。

無人機在設計完成后，設計單位會計算出理論的有利爬升速度，這與無人機實際的有利爬升速度可能有偏差，需要通過飛行試驗確定無人機真實的有利爬升速度，具體方法為：在無人機飛行包線范圍內選擇合適的飛行高度，針對每一試驗高度，在設計計算的有利爬升速度兩側各選擇2～3個速度（含設計計算的有利爬升速度），設計不同的爬升剖面使無人機自主爬升通過相應的試驗高度，為消除風梯度的影響，針對驗證的飛行高度，須進行正、反航向兩次爬升。通過試驗結果分析，可以確定出無人機在全包線范圍內的有利爬升速度。

2.3 試飛操縱方法設計

無人機由于受到飛控系統保護邏輯的制約，在全自主飛行情況下可能無法得到飛機的實際實用升限，需要根據實際飛控邏輯采取相應的人工操縱手段，主要包括人工調節速度和人工調節油門兩個方面。

當無人機在飛控速度保護邏輯下，無法達到有利爬升速度時，可以在使用包線范圍內人工遙調速度，使飛行速度低于飛控限制值，用以增加迎角，使飛機在更有利爬升速度下爬升；當在爬升過程中發現發動機剩余推力不足時，可以在保證發動機轉速、滑油溫度等參數在限制范圍內的前提下，將發動機油門最大連續狀態人工切換至發動機最大狀態。通過設計合理可行的試飛操縱方法，可以對高空長航時無人機的實用升限進行充分驗證。

2.4 試飛剖面航路規劃

根據前面分析，無人機實用升限試飛時一般采用直接爬升法，具體過程為：針對選定構型，無人機起飛后在低空加速至給定的爬升速度，保持發動機于試驗狀態不變，用預先設定的各高度有利爬升速度連續爬升至實用升限，停止爬升，在整個爬升過程中，除非另有規定，都應始終保持同一航向作垂直平面的直線爬升飛行，連續爬升飛行須在反航向重復一次。

由高空長航時無人機實用升限試飛特點來看，高空長航時無人機在升限試飛時，發動機長期工作于惡劣環境下，存在空中停車的風險。為保證無人機在整個試飛剖面內都具有足夠的空滑能力，試飛剖面要設計在整個發動機空滑能量范圍內，并考慮空滑比與風速影響，否則無法保證無人機在空停后能夠安全返回著陸機場。基于該方面原因，在試飛剖面設計時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，無人機試飛時按照剖面中的航點序號依次飛行，1～8 航點為正常起飛爬升航段，9～12 航點、13～16航點為不同高度層梯度爬升航段、17～20航點為實用升限試飛窗口，21～31航點為下降著陸航段。

2.5 試飛風險評估分析

高空長航時無人機實用升限試飛時可能出現的風險主要有高空環境溫度過低、無人機重要系統故障、鏈路數據中斷、發動機空中停車、無人機著陸遭遇大側風、操作員地面仿真訓練不充分等。針對可能出現的風險，本文提出了相應降低風險的措施。

（1）高空環境溫度過低

在升限試飛過程中，高空環境溫度可能過低，當大氣總溫、發動機沖壓空氣入口溫度、發動機唇口溫度、機體艙溫、燃油溫度等參數臨近或低于溫度設計限制值時，需要人工操縱使無人機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）無人機重要系統出現故障

與有人機不同，無人機在飛行時主要靠操作員在地面站內對飛行狀態進行監控，飛行操作員、鏈路操作員、任務操作員分別對其分管的系統界面負責，在試飛過程中，若無人機飛管系統、發動機系統、鏈路系統、任務系統等出現故障時，飛行員應立即采取措施，終止任務應急返航，在返航途中，不同崗位操作員應各司其職，密切關注飛機及各系統工作狀態，任務指揮員應做好返航途中的空域協調工作，避免與其他飛機航線引發沖突。

（3）鏈路數據中斷

在試飛過程中，無人機數據鏈路可能存在中斷風險，導致飛行員在地面控制站內無法監控或操控飛機，為降低此類風險，在試飛前應申請專用衛星，做好視距鏈路與衛通鏈路備份，在試飛中應避免進行地面站之間的鏈路切換工作，確須切換的，應在無人機平飛段切換，并在切換前兩站人員加強溝通，轉換過程中應避免多余的指令操縱動作。

（4）發動機空中異常停車

當發動機發生空中異常停車時，飛行員應密切關注飛機狀態，在滿足空起條件后，發出發動機空起指令，若發動機起動成功，人工選擇就近的著陸機場或備降機場著陸，若空起未成功而飛機由于能量問題無法返回就近機場時，則人工控制無人機選擇平坦無人區迫降。

（5）無人機著陸遭遇大側風

在試飛前，應加強氣象監控，當無人機試飛完成著陸時氣象變化劇烈，導致著陸氣象條件超出限制時，應保持空中等待或擇機反向著陸。

（6）操作員地面仿真訓練不充分

無人機在進行實用升限等風險科目試飛前需要操作員進行充分的地面仿真模擬訓練，對空中可能出現的特情進行演練。若操作員在地面訓練不充分，在實際飛行中遭遇特情時可能無法采取最優的應急處置方法，因此在實用升限試飛前須設計地面仿真訓練方案，針對所有可能出現的特情，進行充分的模型演練。

3 無人機實用升限數據處理方法

無人機設計單位在設計過程中進行實用升限確定時，主要依據飛機的氣動數據、發動機工作特性等計算得到，但由于采用數值分析、風洞試驗等手段進行飛機的氣動數據獲取過程中不可避免地引入誤差，因此需要通過飛行試驗來確定飛機實際的實用升限。在進行飛行試驗時，由于飛機真實飛行條件下的發動機工作特性與理論分析結果存在一定的差異，因此實際的試飛結果也并不能真實地反映飛機的實際的最高升限，需要進行向標準條件換算，在傳統升限試飛的修正方法中，需要對飛行速度、飛行重量、大氣溫度和發動機轉速、爬升過程中的飛行狀態以及風場影響進行修正，修正方法為：

（1）飛行速度修正

根據空速系統測量原理，飛機的表速示數只取決于總壓與靜壓的差值，在氣壓高度一定時，飛機在實際環境與標準環境下的飛行表速是相同的，因此在升限試飛結果處理時，飛行表速可以不用修正。

（2）飛行重量修正

一般來說，無人機實用升限試飛時，要求機內燃油不低于35%，當飛機重量偏差超過3%～5%時，需要進行重量修正，但當重量偏差過大時，換算誤差也就過大，從飛行試驗角度出發，在實際試飛時重量需要盡可能地接近考核重量。當飛機重量偏差誤差在3%～5%以內時，近似修正方法如式（1）所示：

式中：ΔG為當實際重量與標準重量的偏差。

（3）大氣溫度和發動機轉速

對于發動機轉速，針對有人機來說，由于人工操縱誤差，發動機轉速可能與標準狀態有一定偏差，針對無人機來說，由于采用自動油門控制技術，發動機轉速在爬升過程中穩定性良好，一般不需要修正。

對于大氣溫度，由于大氣溫度與標準狀態不一致對發動機推力影響較大，因此需要進行溫度修正，圖4為高空長航時無人機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，無人機縱向質點動力學方程可表示為：

式中：G為重力；P為發動機推力；Q為阻力；θ為俯仰角；α為迎角；φ為發動機安裝角；Vg為地速。

當無人機作等速爬升時，有：

式（2）可以變為：

由運動學方程可以知道：

結合式（4）和式（5），可以得到：

由式（6）可知發動機推力與爬升率的關系，通過發動機高度速度特性手冊，根據實際環境溫度與標準條件溫度下的發動機推力差異可以對爬升率進行修正。

（4）狀態修正

在有人機試飛時，狀態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，對于無人機來說，由于試飛速度是由飛控系統自動控制的，控制精度較高，一般可以不進行慣性修正。

（5）垂直風場和風梯度修正

在傳統有人機試飛中，對垂直風場和風梯度修正一般采用氣象雷達及探空氣球等氣象探測手段獲得爬升區域內準確的大氣運動數據，但由于在測量時機、位置與實際試飛有較大的差異，實際探測結果往往不能滿足對實際試飛數據結果精確修正的需要。

根據空氣動力學知識，在風軸系下，由動力學方程可知：

結合式（6），可以得到：

式中：Vt為真空速；nxw為風軸系下的軸向過載。

無人機機體軸下的三向過載可以在試飛過程中通過GPS設備直接測量，將無人機機體軸系參數向風軸系進行坐標轉換，可以獲得無人機風軸下的軸向過載，轉換公式為：

式中：nxw，nzw分別為飛機相對于風軸系的縱向及法向過載。

通過計算風軸系下的軸向過載，可以消除垂直風及風梯度對飛機實際爬升率的影響，圖5 為高空長航時無人機實用升限試飛結果。

圖5 實用升限試飛結果Fig.5 The result of service ceiling flight test

4 結束語

本文分析了高空長航時無人機實用升限試飛特點，確定了高空長航時無人機實用升限試飛方法，并針對實際試飛結果誤差，給出了一套合理可行的試飛數據修正方法。本文提出的實用升限試飛技術可以滿足高空長航時無人機試飛驗證需求，并可為其他類型無人機實用升限試飛提供參考。