一、电动飞机的发展

电动飞机通常是指依靠电力推动装置提供动力的飞机，主要区别于现阶段广泛使用的以活塞和涡轮为代表的内燃机飞机。电动飞机由于其在飞行性能、动力系统设计以及噪声振动等方面的优势，从开始研究至今，已经经历了60 多年的历史。自从1957 年官方报道的世界第一架电动飞机“无线电皇后”在英国成功试飞后，电动飞机已经发展成为目前航空界争相投入的方向。

电动飞机在动力系统设计的复杂度，使得更多飞机制造商投身其中。据不完全统计，全球范围内正在研制的电动螺旋桨飞机已经达到了215 种，这为民机的发展提供了新的方向，也为适航审定工作带来了新的挑战。

二、电动飞机的特征

电机作为驱动机构有许多优点，如零起特性、电能/动能的双向转化特性、宽范围的恒功率调速特性、广域的高效弯扭特性、安静和平稳的运转品质等。目前，核心技术主要为四个方面，即高能量密度电池技术、高推（拉）重比电机推进技术、集成电力电子控制技术和电动飞机整体设计技术。目前，高能量密度电池技术为现阶段可获得突破的主要方向。

虽然当前电动力系统驱动的供能方式主要包括蓄电池驱动、太阳能驱动以及燃料电池驱动，但蓄电池驱动由于其技术研发早、技术更新快成为当前电动飞机供能的主要手段。虽然电动机普遍高于90%的能量利用率，比热燃机普遍在30%的能量利用率有明显的优势，但现阶段电动的储能装置“能力密度”低的问题始终存在。以蓄电池动力电动飞机为例，现阶段主要需要解决的问题是“能量密度”低。通常情况下，燃油发动机的能量密度大约为12700kW·h/kg。锂离子动力电池作为高能量密度的代表，2020 年的最新数据显示可以已经基本达到350W·h/kg。虽然锂电池能量密度目前可以保持每年7%～8%的增长率，但两者的能量密度仍差距很大。所以目前电动飞机的研发主要集中在轻型飞机。

三、适航审定现状

最新的研究成果表明，锂电池驱动电动飞机的使用有效性已经在轻型运动类飞机得到了验证。以我国的电动飞机为例，2015 年辽宁通航研究院研制的RX1E 型飞机获得了中国民航局颁发的型号设计批准书。该型飞机采用双座上单翼T尾布局，改型后的RX1E-A 飞机已经达到了600kg 最大起飞重量，续航时间可以达到120 分钟。世界范围内，2020 年6月10 日，斯洛文尼亚的Virus SW 121 飞机成为欧洲首款取得轻型运动类型号合格证的电动飞机。该飞机与RX1E 采用类似布局，并具有80 分钟续航时间。

目前，已经有获得适航认证的电动飞机案例，但主要集中在小重量的轻型运动类飞机。与中国民航适航规章中的正常类和运输类飞机的适航标准差距较大。特别是关于飞机性能和飞行程序的验证方法缺乏充分的符合性验证方法和符合性判定依据。针对目前国内已经有申请正常类飞机型号合格证的现状，这一问题尤为突出。

当前，使用的中国民用航空规章中对于飞机性能的要求中，除了飞行安全的考虑，也对发动机的性能特性进行了区分，但并未涵盖电动机。以《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航标准》（CCAR-23-R3）和《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R5）为例，两部标标准中均以“活塞发动机”和“涡轮发动机”进行了区分，对于飞机性能和使用限制等具体要求也对两类发动机进行了区别。从规章要求的理解看，将电动飞机简单的适航要求简单的套用现行条款是不足以涵盖其设计特点。

一、飞机性能

根据现行有效的CCAR-23-R3 为例，涉及发动机区别直接相关的飞行部分条款的包括失速、爬升、着陆、操纵等条款。

（1）发动机性能。电动力系统一个优势是迅速的扭矩动态响应。以相同扭矩的电动机和热燃机为例，如果电动机在1000 转每分的情况下获得最佳扭矩，基本相当于在动力输出的前端即可获得满意的性能，而热燃机通常需要1500～2000 转才能达到同样扭矩值。

以CCAR 23.65 条“全发爬升”为例，规章中除了按照飞机最大重量进行了性能指标的区别要求外，明确了活塞发动机和涡轮发动机的最小定常爬升梯度。如“对于正常类、实用类和特技类飞最大重量不超过2722kg（6000 磅）的活塞发动机飞机，在海平面对陆上飞机必须至少具有8.3%的定常爬升梯度……”，规章要求中明显考虑了活塞发动机相对于涡轮发动机“热效率高、一定时间内输出扭矩大”的特点。而电动机的理论热效率和定时输出扭矩具有更加明显的优势。

现阶段，电动飞机多用于小于2722kg 的飞机中，在综合考虑了发动机特性和飞机重量特点的情况下，若以现行条款的最临界条件的高定常爬升梯度来要求电动机，实际上是满足临界要求的。电动飞机的总体性能特性与热燃机存在明显区别，只有经过充分的试验验证，才能确定最终能结论。

（2）性能总则。电动飞机的电机工作方式为磁场力输出，不直接受空气密度影响，受温度影响比热燃机明显较小。电动机通常通过驱动螺旋桨的方式为飞机提供动力，所以，外界大气条件的影响主要体现在螺旋桨特性上。

以CCAR 23.45 条“总则”中对于性能的大气条件要求中，分别针对起飞重量和发动机类型进行了不同的温度和高度要求。考虑到高度和温度要求通常可以合并为对空气密度的影响，所以，电动机对于大气条件的需求与热燃机不同。由此获得性能数据在外界大气条件变化下也由“发动机特性+螺旋桨特性”主导转换为“螺旋桨特性”主导。目前，尚未具备足够的正常类飞机飞行试验数据支持，因此，电动飞机的性能数据特性是否与热燃机相似存在一定的不确定性。需要在适航审定过程中给予重视。

（3）重量重心变化。电动飞机的另一特点是不存在因为燃油消耗而引起的重量重心变化。飞机可变因素主要以任务设备和乘员的数量和分布决定。这就决定了电动飞机的重量重心分布范围相对于同样构型的热燃动力飞机更小。

从适航规章飞行部分总则部分的要求来看，CCAR 23.23条“载重分布限制”中特别对横向载重分布进行了强调，一个主要原因是大部分热燃飞机在两侧机翼安装有油箱，燃油的不对称消耗很容易造成飞机横向重心偏大。电动机由于不存在机翼油箱，所以，飞行中的横向重心改变的可能性不大。从这一角度看，电动飞机的横向载荷分布相对于热燃飞机是更加保守的。

CCAR 23.25 条“重量限制”中的部分内容已经不适用，如对最大重量和最小重量确认时提出了燃油量要求，包括“对批准昼间VFR 的飞机，燃油量至少足以供给发动机在最大连续功率下工作30 分钟；对批准夜间VFR 和IFR 的飞机，至少为45 分钟”和“对涡轮喷气飞机，为所检查的特定燃油箱布置总油量的5%”。电动飞机的最大最小重量确认，在不考虑燃油因素的情况下，仍需要考虑电动力系统的特殊要求。

二、飞行程序

仍以CCAR-23-R3 为例，涉及发动机区别直接相关的飞行手册和程序部分包含标识标牌、使用限制和使用程序等条款。

（1）正常操纵程序。电动飞机关车时，无须进行发动机冷车，同样减少了关车时间，以上特点直动力系统相对简单，不存在燃油泵、无须进行混合比调节，因此，发动机开车程序更加便捷接影响了发动机启动和关车的正常程序。

动力装置的状态通常是驾驶员在飞行过程中关注点，除基本的功率和螺旋桨转速信息外，热燃机需要关注“发动机温度”“燃油状态”等参数。以“剩余油量”和“剩余电量”为例，燃油机通过燃油量和不同任务下的燃油消耗量来对剩余航程进行估算；现有的电动机的“剩余电量”显示通常由蓄电池的放电特性决定，电量变化的准确掌握很难实现，采用更多剩余电量备份的有效性需要进一步验证

（2）应急操纵程序：①失速改出。电动力系统具有迅速的扭矩动态响应，针对油门的快速操作会伴随扭矩的迅速提升。目前，大部分飞机的设计特点为功率提升对飞机重心提供抬头力矩，在热燃飞机的失速改出程序中，通常采用先增速后增加功率的方式进行。相对于热机飞机的功率提升速率，提升功率电动飞机会快速增加抬头力矩，迅速加大飞机迎角，若不增加提升功率速度，飞机可能使飞机重新进入失速状态。②发动机失效。咨询通告中对于发动机失效后的驾驶员反应时间通常都会有一个参考值，其确定考虑了飞行姿态变化和发动机失效时动态反应。发动机失效动态反应方面，热燃机由于其结构特点，通常具备更大的惯性矩，且有明显的大噪声级和振动。电动机工作方式为磁场力、体积小且结构简单，由此带来与燃机明显不同的惯性、噪声和振动特点。

两种动力飞机在发动机失效后显现出不同的动态响应。首先，低惯性特征下的发动机转速急速下降，对于飞机的姿态影响更为明显。其次，电动机工作状态与失效状态的差异对于驾驶员的识别度不高，很可能导致驾驶员识别发动机失效的时间加长。两方面均对飞机的应急操纵产生了不利影响。原规章中制定的驾驶员反应时间可能不再适用，相应的应急程序也应该进行调整。

对电动飞机的发展现状和发展方向进行了分析。研究了民航规章中对于飞机性能和飞行程序的要求中无法包含电动飞机的现状。通过对具体条款的背景分析、电动机与热燃机的动力输出和工作特性分析，将适航审定中可能的关注点进行了剖析，为适航验证和审定工作提供了参考。