民機起飛爬升梯度適航符合性數(shù)學仿真評估

孟祥光，王立新，劉海良

民機起飛爬升梯度適航符合性數(shù)學仿真評估

孟祥光1，王立新2，*，劉海良2

（1.北京航空航天大學大型飛機高級人才培訓班，北京100083； 2.北京航空航天大學航空科學與工程學院，北京100083）

民機起飛過程中沿起飛航跡各點的爬升梯度反映了飛機超越地面障礙達到安全飛行高度的能力。針對適航條款對于起飛程序和爬升性能的要求，提出了一種基于人機閉環(huán)數(shù)學仿真計算的單發(fā)停車起飛爬升梯度適航符合性評估方法。建立了飛機本體動力學模型、起落架運動模型和駕駛員操縱模型，提出了適航符合性評估指標，并設計了飛機單發(fā)停車起飛的仿真任務和駕駛員操縱程序。通過閉環(huán)數(shù)字飛行仿真完成了不同驗證狀態(tài)點的爬升梯度評估。該方法可應用于民機的概念方案設計，計算結果可為飛機起飛重量的確定與單發(fā)失效爬升性能的試飛驗證等提供理論參考。

爬升梯度；適航；單發(fā)停車；數(shù)字飛行仿真；駕駛員操縱模型

為了保障飛行安全，飛機起飛離地后需要迅速拉起爬升加速至起飛安全速度，達到10.5m的起飛安全高度，進入起飛爬升階段并繼續(xù)爬升至離地高度不低于450m。爬升梯度定義為飛機爬升的高度與飛過的水平距離的比值［1］。民機起飛階段和起飛爬升階段的爬升梯度反映了飛機超越地面障礙物并爬升到安全飛行高度的能力。根據運輸類飛機適航標準CCAR-25部的規(guī)定，民用飛機在關鍵發(fā)動機停車后繼續(xù)起飛時，起飛航跡各階段需滿足一定的爬升梯度要求，爬升梯度的適航符合性驗證最終應通過飛行試驗完成。但是，起飛爬升梯度是飛機起飛重量的重要限制條件，同時也是影響起飛飛行航跡的重要因素，因此有必要在民機的概念方案階段較為準確地計算起飛過程中的爬升梯度，為飛機起飛重量的確定提供依據，并保證飛機最終通過單發(fā)停車爬升性能條款的適航符合性驗證。

目前，單發(fā)停車爬升梯度的計算方法主要是根據飛機爬升狀態(tài)下的動力學方程推導出爬升梯度的計算公式，將爬升梯度表示為以飛機重量、發(fā)動機推力、飛機升阻比和加速因子等為自變量的函數(shù)，通過代入上述自變量的數(shù)值最終確定飛機爬升梯度的大小［2-4］。關鍵發(fā)動機停車后可用推力減小，起飛加速過程受到影響；不對稱推力將導致飛機在發(fā)動機停車后的一段時間內偏離預定的起飛航跡和姿態(tài)，甚至出現(xiàn)機頭下沉等現(xiàn)象［5］。采用數(shù)學公式的計算方法難以反映單發(fā)停車后飛機飛行參數(shù)的動態(tài)過程和糾偏過程中駕駛員的操縱程序，以及上述因素對于起飛爬升性能的影響。

本文建立了飛機本體動力學模型、起落架運動模型以及基于起飛任務的駕駛員操縱模型，構成了人機閉環(huán)數(shù)學仿真模型。在此基礎上，結合民用航空規(guī)章的要求提出了適航符合性評估指標，最終建立了基于人機閉環(huán)數(shù)學仿真計算的民機單發(fā)停車起飛爬升梯度適航符合性評估方法，并以某型飛機為算例完成了仿真計算驗證。

1 適航條款的要求與理解

CCAR-25R4第25.121條（a）～（c）款對民機在單發(fā)停車情況下起飛飛行航跡不同階段的最小爬升梯度做出了規(guī)定［6］。單發(fā)停車爬升梯度的適航符合性驗證需要考慮起落架位置、起飛重量以及結冰條件等因素。其中，起落架的位置應按照CCAR-25R4第25.111條的規(guī)定形態(tài)進行設置，起飛重量應選為最大起飛重量，在民機的方案設計階段可主要針對非結冰條件進行適航符合性驗證。CCAR-25R4第25.121（a）條規(guī)定的驗證狀態(tài)為：飛機在離地速度VLOF時，起落架在放下位置，關鍵發(fā)動機停車且其余發(fā)動機處于開始收起落架時的可用功率狀態(tài)；第25.121（b）條規(guī)定的驗證狀態(tài)為：飛機在起飛安全速度 V2時，起落架在收起位置，關鍵發(fā)動機停車且其余發(fā)動機處于開始收起落架時的可用功率狀態(tài)；第25.121（c）條規(guī)定的驗證狀態(tài)為：飛機在起飛航跡末端的航路形態(tài)，關鍵發(fā)動機停車且其余發(fā)動機處于可用的最大連續(xù)功率狀態(tài)。

在各個驗證狀態(tài)下，根據發(fā)動機數(shù)量的不同，飛機需滿足不同的最小爬升梯度要求，具體數(shù)值如表1所示。

在對民機單發(fā)停車起飛爬升梯度的數(shù)學仿真計算過程中，起飛仿真任務必須保證在起飛航跡的每一點滿足相應的速度要求。CCAR-25R4第25.107條對起飛過程中的關鍵速度做出了明確的規(guī)定，各個速度的定義及詳細確定方法可參閱文獻［6］。圖1表示了部分起飛參考速度的名稱及彼此間的大小關系。

表1 單發(fā)停車起飛的最小爬升梯度值Table 1 M inim um clim b gradients for takeoff w ith one engine inoperative

圖1 起飛參考速度關系Fig.1 Relationship of reference speeds during takeoff

單側發(fā)動機失效產生不對稱推力，不平衡的力和力矩會導致飛機向發(fā)動機停車一側偏航和滾轉，從而產生航向偏離。此外，由圖1可知，起飛過程中的抬前輪速度VR應大于空中最小操縱速度VMCA；發(fā)動機停車速度VEF應大于地面最小操縱速度VMCG。綜合上述原因，數(shù)學仿真過程中應保證單發(fā)停車后駕駛員的糾偏操縱合理，對飛機的姿態(tài)和航跡偏離進行限制。根據CCAR-25R4第25.149條對于最小操縱速度的規(guī)定，適航符合性驗證需滿足以下限制條件：①在單側發(fā)動機停車后的整個糾偏過程中，航跡偏角的最大改變量不超過20°，并且在恢復直線飛行后能保持滾轉角不大于5°［6］；②單側發(fā)動機停車后飛機偏離跑道中心線的橫向距離不超過9 m［6］。

綜合上述分析，民機單發(fā)停車起飛爬升梯度的適航符合性評估應包含兩方面內容：①在適航條款規(guī)定的各驗證狀態(tài)下，飛機的爬升梯度大小是否滿足要求；②數(shù)學仿真任務是否符合規(guī)定的起飛程序以及糾偏過程中飛機的飛行參數(shù)是否滿足限制條件。

2 飛機數(shù)學仿真計算模型

2．1 飛機本體動力學模型

為模擬單發(fā)停車情況下的起飛過程，需建立飛機的六自由度全量運動方程組。地面運動過程的建模考慮起落架對飛機的作用力和力矩。在機體坐標系下，機體質心平移的動力學方程為［7］

式中：m為飛機質量；u、v和w分別為空速在機體坐標系三軸上的分量；D、C和L分別為阻力、側力和升力；p、q和r分別為滾轉、俯仰和偏航角速度；g為重力加速度；θ和φ分別為俯仰角和滾轉角；T為單臺發(fā)動機的推力；nT為工作發(fā)動機的臺數(shù)；φT為發(fā)動機安裝角；Fxk、Fyk和Fzk分別為第k個起落架作用于機體的力在機體坐標系x、y和z三軸方向的分量；LBA為氣流軸坐標系到機體坐標系的坐標轉換矩陣［7］。

對式（1）進行一次積分和二次積分即可得到機體質心的速度和位移。

在機體坐標系內，考慮起落架作用力和力矩的剛性機體的轉動動力學方程為［7］

式中：Ix、Iy和Iz分別為繞x、y和z軸的轉動債量；yTi為第i臺發(fā)動機的推力作用點在機體坐標系的y軸坐標；lTi為第i臺發(fā)動機的俯仰力臂，推力線在飛機重心之上為正；Lb、Mb和Nb分別為氣動力矩在機體坐標系上的分量；Mxk、Myk和Mzk分別為第k個起落架作用于機體的力矩在機體坐標系x、y和z三軸方向的分量；xbk、ybk和zbk分別為起落架在機身上安裝點的機體坐標系三軸坐標分量。

機體的姿態(tài)運動學方程為［7］

式中：ψ為偏航角。

2．2 起落架運動模型

支柱式起落架模型主要包括緩沖支柱模型和輪胎模型。建模過程中將起落架支柱等效為懸臂梁，可沿軸向平動，同時可發(fā)生側向彎曲變形，不考慮扭轉變形［8］。緩沖器運動方程、機輪軸線平動運動方程和機輪轉動運動方程共同構成了起落架運動模型。具體建模方法可參閱文獻［9-10］。

飛機在地面滑行過程中，輪胎與跑道發(fā)生相互作用引起輪胎的彈性變形。輪胎徑向作用力Fgz、縱向作用力Fgx、側向摩擦力Fgy和滾阻力矩Mr表示為［11-12］

式中：δ為輪胎的徑向壓縮量；μx為滑動摩擦阻力系數(shù)；μy為輪胎側向摩擦系數(shù)；μr為輪胎的純滾動摩擦系數(shù)；R為輪胎的滾動半徑。

2．3 發(fā)動機模型

為模擬發(fā)動機的推力響應特性，發(fā)動機的推力與油門偏度的關系可表示為［13］

式中：Ti為第i臺發(fā)動機的推力；Tp為發(fā)動機時間常數(shù)；Timax為發(fā)動機最大推力；δpi為油門偏度，取值范圍為0～1。

發(fā)動機停車可以采用突然關閉或減小油門的方法來模擬［13］，因此發(fā)動機停車后推力的響應特性由時間常數(shù)Tp決定。

2．4 駕駛員操縱模型

單發(fā)停車后，飛機駕駛員的操縱策略與全發(fā)工作時有所不同。在方向舵效能允許的情況下，通常可選擇帶側滑的飛行姿態(tài)。但是在起飛階段，需要盡可能減小飛行阻力，不宜存在側滑角，因此應采用無側滑、略帶一定坡度的飛行狀態(tài)［7］。在駕駛員發(fā)現(xiàn)發(fā)動機停車后的最初一段時間內，應立即蹬舵使方向舵滿偏，以平衡不對稱推力引起的偏航力矩。同時，駕駛員需要操縱副翼，一方面用以平衡方向舵偏轉、發(fā)動機推力不對稱和側滑引起的滾轉力矩；另一方面使飛機向發(fā)動機正常工作一側適當滾轉以平衡蹬舵產生的側力。飛機的滾轉角φ應保持在期望的范圍內，并且在恢復直線飛行后不大于5°。

單發(fā)停車起飛過程的人機閉環(huán)仿真控制結構如圖2所示［14］，其操縱過程通過內外2個閉環(huán)實現(xiàn)。圖中：χ為航跡偏角；χc為航跡偏角指令；yc為飛機質心在地面坐標系的y軸坐標指令；φerr、θerr和 ψerr為姿態(tài)控制指令誤差信號；Gpθ（s）、Gpφ（s）和Gpψ（s）為駕駛員操縱模型；δa、δr和δe分別為副翼、方向舵和升降舵偏度。

外環(huán)控制依據起飛操縱程序跟蹤飛機起飛過程中的質心運動參考軌跡并生成相應的俯仰、偏航和滾轉姿態(tài)指令作為內環(huán)控制的輸入，這部分任務由圖2中的姿態(tài)控制指令單元完成。

圖2 起飛任務仿真控制結構框圖［14］Fig.2 Structure block diagram ofmodel for pilot-in-loop takeoff control simulation［14］

在升降舵通道中，俯仰姿態(tài)指令單元根據飛機抬前輪時刻tR和離地時刻tLOF生成俯仰軸姿態(tài)控制指令θc。其中，tR和tLOF可分別根據飛機地面加速滑跑速度是否達到預定的抬前輪速度VR和離地速度VLOF來確定。θc的表達式如下：

式中：θR為飛機兩輪滑跑階段的目標俯仰角；θ0為飛機離地后起飛爬升段的目標俯仰角。

在副翼通道中，滾轉姿態(tài)指令單元根據飛機質心與跑道中心線的位置偏差（yc_y）和航跡偏角的偏差（χc_χ）生成滾轉軸姿態(tài)控制指令φc：

式中：kPy和kPχ分別為駕駛員根據飛機質心側向偏差（yc_y）和航跡偏角偏差（χc_χ）進行操縱的增益；kIy為駕駛員消除穩(wěn)態(tài)誤差環(huán)節(jié)的增益。

在方向舵通道中，偏航姿態(tài)指令單元生成偏航軸姿態(tài)控制指令ψc：

式中：kPyng和kχ分別為駕駛員根據起落架前輪位置偏差（yngc_yng）和航跡偏角偏差（χc_χ）進行操縱的增益；kIyng為駕駛員消除穩(wěn)態(tài)誤差環(huán)節(jié)的增益；ψ0為飛機爬升過程中的目標偏航角；kPψ為駕駛員根據偏航角偏差進行操縱的增益；kIψ為駕駛員消除穩(wěn)態(tài)誤差環(huán)節(jié)的增益；yngc為起落架前輪在地面坐標系的y軸坐標指令；yng為起落架前輪在地面坐標系的y軸坐標。

內環(huán)控制的任務是依據姿態(tài)控制指令誤差形成實際的三軸操縱輸入，由數(shù)字駕駛員完成對飛機的操縱。

圖2中的Gpθ（s）、Gpφ（s）和Gpψ（s）均采用一種改進的McRuer駕駛員操縱模型。該模型除包含駕駛員依據視覺信息調節(jié)其自身的操縱策略與行為模型外，還引入了人體生理器宮對運動感覺的反應，其結構框圖如圖3所示。圖中：Fa、Fe和Fr分別為駕駛桿（盤）／腳蹬力大小；δac、δec和δrc分別為副翼、升降舵和方向舵指令。該駕駛員操縱模型以姿態(tài)控制指令誤差和角加速度作為輸入信號，輸出駕駛員操縱桿（盤）力和腳蹬力。駕駛桿（盤）和腳蹬指令再通過桿力-桿位移模型和桿位移-舵偏量模型最終生成舵面偏轉指令。

圖3 駕駛員操縱模型結構圖Fig.3 Structure chart of pilot controlmodel

圖3 中，Hscc為人體內耳前庭器宮系統(tǒng)用于感知角運動變化的半規(guī)管模型，其數(shù)學描述為［15］

Heq為視覺補償項，其數(shù)學描述為［16-17］

式中：TL為駕駛員對操縱過程的預測而需要的超前補償時間常數(shù)，約為0～1.0 s，該值反映了駕駛員精神負荷的大小；TD為中樞信息的傳遞和加工過程的時滯，約為0～1 s，該值反映了駕駛員體力負荷的大小；Kv為駕駛員操縱增益，取值范圍為1～100［18］。

Km為運動補償增益，取值范圍為1～100。

駕駛員操縱模型中的“限制”項e_τvs和e_τms表示駕駛員對信息反應的神經傳導時延，τv和τm的取值范圍約為0.06～0.20 s。Hnm（s）表示人體的肌肉作動延遲，其數(shù)學描述為自然頻率ωn＝9.0 rad／s、阻尼比ζ＝0.7的二階環(huán)節(jié)：

桿力-桿位移模型可根據適航條款中對于桿力梯度和最大桿力等指標的規(guī)定進行設計。桿位移-舵偏量模型則由飛機的操縱系統(tǒng)決定。

特別地，駕駛員油門通道采用開環(huán)操縱，在飛機速度未達到發(fā)動機停車速度VEF之前，關鍵發(fā)動機的油門偏度確定為最大可用起飛功率，否則取為停車功率。

3 數(shù)學仿真計算與評估方法

3．1 適航符合性評估流程

民機單發(fā)停車起飛爬升梯度的數(shù)學仿真計算與適航符合性評估分為以下幾個步驟：①根據適航條款的要求確定量化評估指標，并設計考核飛行任務；設置大氣條件及飛行條件，包括飛機飛行高度、起飛過程中各個關鍵速度值、重量與重心位置、起落架收放狀態(tài)及發(fā)動機功率等。②通過人機閉環(huán)數(shù)學仿真，模擬飛機完成考核任務的起飛過程，并采集相關數(shù)據。③根據適航條款及相關準則的要求，對飛機的爬升梯度和起飛過程中的重要飛行參數(shù)進行評估。具體評估流程如圖4所示。

圖4 單發(fā)停車起飛爬升性能評估流程Fig.4 Assessment process of climb performance during takeoff with one engine inoperative

3．2 飛行仿真任務設計

數(shù)學仿真驗證的飛行任務和駕駛員操縱程序制定如下：

1）飛機采用起飛構型，起飛前飛機靜止停在跑道上，機體縱軸線與跑道中心線對齊。將油門桿推至起飛功率位置，前輪對準跑道中心線。

2）飛機從起始點加速至VEF，此時關鍵發(fā)動機停車，1 s后飛機加速至V1，并且飛行員意識到關鍵發(fā)動機停車，操縱方向舵平衡偏航力矩并維持飛機起飛姿態(tài)繼續(xù)加速至抬前輪速度VR。

3）速度達到VR后，飛行員拉桿抬前輪，在速度達到離地速度VLOF時飛機離地，開始爬升，并同時開始收起起落架。

4）飛機離地后繼續(xù)起飛，直至飛行速度達到V2，起落架完全收上。

5）飛機以預定的姿態(tài)繼續(xù)爬升，距離地面高度達到120m之前，襟翼位置不變，速度保持表速不變；高度達到120 m以后，襟翼收上，等表速爬升至高450m。

3．3 關鍵速度計算

在飛機完成起飛的整個過程中，各階段的速度均需滿足適航條款的規(guī)定。其中，決斷速度V1、抬前輪速度VR和起飛安全速度V2是執(zhí)行起飛任務前需要確定的性能參數(shù)。表2列出了部分關鍵速度之間需滿足的數(shù)值關系。

從表2可以看出，地面最小操縱速度VMCG和空中最小操縱速度VMCA的大小限制了其他速度的取值范圍，這2個速度值可事先計算獲得［13］。V1的大小也受到起飛跑道長度的限制，而V1由VEF和駕駛員反應時間（通常取1 s）共同決定，因此在仿真過程中應保證VEF的取值合理。VEF限制值VEFmax的確定步驟如圖5所示，其中加速停止距離的計算流程和方法可參閱文獻［6］，Lp為可用跑道長度。

表2 部分參考速度間的數(shù)值關系Tab le 2 Num erical relationship of reference speeds

圖5 VEF限制值的確定流程Fig.5 Determination process ofmaximum value of VEF

VR的取值將影響飛機離地前的地面滑跑距離［19］。較小的VR會導致離地起飛所需的升力不足，飛機繼續(xù)兩輪滑跑加速的過程中會產生更大的阻力，延長了離地的時間，同時增加了滑跑距離。較大的VR則意味飛機抬前輪時間較晚，也會增大滑跑距離。因此，在滿足表2要求的前提下，應綜合多次數(shù)字飛行仿真計算的結果確定VR的取值以盡量縮短起飛距離。

3．4 爬升梯度計算

飛機起飛爬升過程中任意時刻的爬升梯度為該時刻爬升角的正切值：

式中：CGi和γi分別為第i個驗證狀態(tài)點對應的爬升梯度和爬升角。

適航條款規(guī)定的3個驗證狀態(tài)點分別為飛機離地點、速度達到起飛安全速度V2時以及起飛航跡末端。因此，可根據仿真結果輸出的爬升角時間歷程曲線計算得到各驗證狀態(tài)點的爬升梯度值。

4 算例及結果分析

以某型四發(fā)飛機為例，對單發(fā)停車起飛過程進行人機閉環(huán)數(shù)學仿真。飛機在海平面高度以最大起飛重量起飛，最右側發(fā)動機停車，發(fā)動機停車速度VEF＝49m／s（tEF＝19.3 s），VR＝55m／s，V2＝59m／s，升降舵預置量為_2.5°。

圖6為飛行狀態(tài)參數(shù)及舵面偏轉時間歷程曲線。可知，t＝28.6 s時，飛機速度達到起飛安全速度V2，并在之后等速爬升。在t＝30.5 s時飛機達到起飛安全高度10.5m，之后繼續(xù)爬升到起飛航跡末端450m。整個起飛任務過程中，飛機質心相對于跑道中心線的側向偏差最大值為8m。

圖6 飛行狀態(tài)參數(shù)及舵面偏轉時間歷程曲線Fig.6 Time histories of airframe state parameters and deflections of control surfaces

圖7 起落架參數(shù)時間歷程曲線Fig.7 Time histories of landing gear state parameters

在關鍵發(fā)動機停車后至飛機離地前的地面加速滑跑過程中，駕駛員操縱方向舵偏轉以平衡不對稱推力引起的偏航力矩。由圖7（a）可知，起落架輪胎與地面之間產生側向摩擦力以平衡方向舵偏轉產生的側力，從而抑制了飛機的側向偏離。副翼主要用于平衡滾轉力矩，盡量保持機翼水平，飛機離地前的滾轉角最大值為1.7°。飛機離地后，輪胎與地面作用力消失（見圖 7（a）、圖7（b）），駕駛員操縱副翼使飛機向發(fā)動機正常工作一側滾轉以平衡側力，副翼偏度增大并達到滿偏20°，同時升降舵負偏角度增大以保持爬升姿態(tài)，防止升力的垂直分量減小引起機頭下沉。隨著飛機恢復平衡，副翼和方向舵的偏度逐漸減小并趨于穩(wěn)定。

由圖6可知，整個糾偏過程中航跡偏角χ的最大改變量為3.7°，飛機最終恢復平衡并維持_3°的滾轉角繼續(xù)爬升。飛機在離地速度VLOF、起飛安全速度V2和起飛航跡末端（H＝450m）處的爬升角γ分別為0.4°、1.9°和4.5°。飛機起飛爬升過程中的爬升梯度為爬升角的正切值，根據仿真輸出的爬升角計算得到上述驗證狀態(tài)下的爬升梯度分別為0.7%、3.3%和7.9%。對比表1中的規(guī)定值可知，飛機在單發(fā)停車起飛過程中的爬升梯度滿足適航條款的要求。

5 結 論

1）針對適航條款對于民機單發(fā)停車起飛爬升梯度的要求和起飛程序的規(guī)定，建立了包含飛機本體動力學模型、起落架運動模型和駕駛員操縱模型的人機閉環(huán)數(shù)學仿真模型；設計了飛行仿真任務和駕駛員操縱程序，并最終建立了基于人機閉環(huán)數(shù)學仿真計算的單發(fā)停車起飛爬升梯度適航符合性評估方法。

2）基于人機閉環(huán)數(shù)學仿真的起飛爬升梯度計算方法考慮了關鍵發(fā)動機停車后非對稱推力對飛機起飛姿態(tài)和航跡的影響，以及飛機離地前起落架對于駕駛員糾偏操縱的影響。該方法可以反映飛行過程中飛機的動態(tài)響應特性，能夠更精確地對各驗證狀態(tài)下的爬升梯度進行適航符合性評估。

3）在單發(fā)停車起飛的過程中，飛機離地前主要依靠起落架輪胎與地面之間的摩擦力平衡側力并控制側向偏離，副翼偏度較小以保持機翼水平。飛機離地后，駕駛員操縱副翼和方向舵使飛機恢復預定爬升姿態(tài)。

4）在民機的方案設計階段可采用本文方法對其單發(fā)失效的起飛爬升性能進行適航符合性評估，為飛機的設計和起飛重量的確定等提供依據，并為其適航符合性試飛驗證提供理論參考。

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Tel.：010-82338821

E-mail：wlx_c818＠163.com

Mathem atical sim ulation and assessm ent o f airworthiness com p liance of clim b gradient during takeo ff of civil aircraft

MENG Xiangguang1，WANG Lixin2，*，LIU Hailiang2

（1.Large Aircraft Advanced Training Center，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100083，China；2.School of Aeronautic Science and Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100083，China）

The climb gradient along the takeoff path reflects the civil aircraft’s ability of flying over the ground obstacles to reach the safe height.According to the requirements of airworthiness regulations for takeoff procedure and climb performance，an airworthiness compliance assessmentmethod of climb gradient with one engine inoperative was proposed based on the pilot-in-loop flight simulation and calculation.A nonlinear aircraftmodel，a landing gear model and pilot control models were established and assessment criteria were set up.A simulation task of takeoff with one engine inoperative as well as the control procedure of the pilot was designed.The climb gradient of various states was assessed based on the closed-loop digital flight simulation. Thismethod can be applied to the preliminary design phase of civil aircrafts to provide support for the configuration design and the determ ination of takeoff weight lim it，and offer theoretical references for flight tests of climb performance with one engine inoperative.

climb gradient；airworthiness；one engine inoperative；digital flight simulation；pilot control model

2015-09-22；Accep ted：2015-10-18；Pub lished online：2016-01-21 08：44

National High-tech Research and Development Program of China（2014AA110501）

V212.1

A

1001-5965（2016）10-2222-09

http：∥bhxb.buaa.edu.cn jbuaa＠buaa.edu.cn

DO I：10.13700／j.bh.1001-5965.2015.0617

2015-09-22；錄用日期：2015-10-18；網絡出版時間：2016-01-21 08：44

www.cnki.net／kcms／detail／11.2625.V.20160121.0844.001.htm l

國家“863”計劃（2014AA110501）

*通訊作者：Tel.：010-82338821 E-mail：w lx_c818＠163.com

孟祥光，王立新，劉海良.民機起飛爬升梯度適航符合性數(shù)學仿真評估［J］.北京航空航天大學學報，2016，42（10）：2222-2230.MENG X G，WANG L X，LIU H L.Mathematical simulation and assessment ofairworthiness compliance ofclimb gradient during takeoff of civil aircraft［J］.Journal ofBeijing University of Aeronautics and Astronautics，2016，42（10）：2222-2230（in Chinese）.

孟祥光 男，碩士研究生。主要研究方向：飛行動力學。Tel.：010-82338821

E-mail：xiangguangmeng＠163.com

王立新 男，博士，教授，博士生導師。主要研究方向：飛機設計、飛行動力學與控制及飛行安全等。

URL：www.cnki.net／kcms／detail／11.2625.V.20160121.0844.001.htm l

*Correspond ing au thor.Tel.：010-82338821 E-mail：wlx_c818＠163.com