现代飞机失速／过失速／尾旋飞行试验技术

概要介绍了现代飞机失速／尾旋研究的途径，失速／过失速／尾旋试飞验证的目的，试验方法和测试要求，较详细地介绍了现代飞机失速／过失速／尾旋试飞验证的程序和步骤，对装有迎角限制器飞机特殊要求，应急改出尾旋装置的安装使用以及与安全有关的一些注意事项。     

民用飞机反尾旋研究与尾旋风洞试验

为了研究某民用飞机A采用舵面组合偏转法的尾旋改出特性,对大攻角静态测力试验结果进行了详细分析,并利用美国NASA兰利研究中心所研发的TDPF～[(I_x-I_y)/mb~2]判据法对飞机的尾旋改出特性进行了评判。通过尾旋风洞试验对采用舵面组合偏转法飞机尾旋改出特性进行了试验验证,试验结果表明反舵推杆法对常规布局运输飞机改出尾旋效果最佳。此外,为了提高飞机的试飞安全,需要加装反尾旋伞系统,而研制一款合适的反尾旋伞对保证飞机试飞安全是至关重要的。通过使用国际上公开的研制反尾旋伞资料中所提供的方法研制了不同面积大小,不同伞绳长度的反尾旋伞,并通过尾旋风洞试验检验了这些反尾旋伞的效果。结果显示:随着反尾旋伞面积的增大,改出效果越好;中等反尾旋伞伞绳长度改出尾旋效果最佳。     

МИГ——21型飞机失速／尾旋飞行试验

在系统地进行了ＭИГ－－２１型飞机失速／尾旋理论培训和试验飞行的基础上，结合实际飞行中的机载测试记录和体会，详细介绍了失速／尾旋试飞的准备、试飞驾驶技术和失速尾旋特性。     

局部构形改变对尾旋特性的影响

在完成了某型飞机模型自由飞失速／尾旋特性试验研究的基础上，改变飞机局部构形，加装腹鳍和翼刀，进行其失效／尾旋特性探索性试验。着重介绍试验的情况以及几种改变的不同组合对尾旋模态的影响，为设计部门更改设计提供了依据。     

M_ИΓ──21型飞机失速／尾旋飞行试验

在系统地进行ＴИΓ—２１型飞机失速／尾旋理论培训和试验飞行的基础上，结合实际飞行中的机载测试记录和体会，详细介绍了失速／尾族试飞的准备、试飞驾驶技术和失速尾旋特性。给出了ＭИΓ－２１型飞机典型的正常尾旋和倒飞尾旋的试飞结果曲线。最后针对ＭИΓ－２１型飞机的特点，给出了失速／尾旋试飞中特别的限制说明。供同类型飞机失速／尾旋试飞时参考。     

旋转天平试验和飞机尾旋预测

本文阐述了研究飞机失速／尾旋的重要性和研究尾旋的方法，介绍了哈尔滨空气动力研究所研制的旋转天平试验装置和校准模型的试验结果以及如何应用旋转天平试验数据预测飞机尾旋特性。     

应急改出尾旋系统的试验研究与应用现状

本文详细介绍了美国在反尾旋伞方面的试验研究和使用状况,新方案的探索,现在的水平.反尾旋火箭方面的发展历史背景,试验研究和使用状况.现在的水平。然后叙述了我国进行的歼六模型自由飞反尾旋伞試验内容,详细说明反尾旋伞的作用。目的是提供反尾旋伞和反尾旋火箭的试验发展史和现状,作为今后开拓科研试飞工作的参考。     

J7L飞机大迎角/失速/尾旋试飞

介绍了J7L飞机大迎角／失速／尾旋试飞的目的，简要说明了大迎角／尾旋试飞前的预先研究工作，并结合具体的试飞结果曲线对J7L飞机失速／尾旋特性及改出方法进行了分析。结果表明，该方法可用于常规布局飞机的大迎角／失速／尾旋试飞，为新机试飞提供了有效的参考依据。     

现代机动飞机的失速／尾旋试飞方法

评定飞机的大迎角特性失速试验和尾旋试验，失速试验的目的是确定最大可用升力边界；而尾旋试验的目的是确定飞机超出正常迎角范围时的动力特性并为飞行员建立一套适用的尾旋改出方法。失速试验一般是按预先规定的速度减小速率或过载量级逐渐趋于失速，但处于安全考虑，在未达到气分离时便停止试验，之后，对飞机进行专门改装，经过指定数目的旋进行有意尾旋，从而确定尾旋改出技术，这种常规失速／尾旋试飞方法，无法准确地描述飞机     

飞机反尾旋伞系统设计准则

简要介绍了反尾旋伞系统的工作原理，构成和分类。在综合国内外研制与试验经验的基础上，详细讨论了有关反尾旋伞系统的设计准则，主要包括系统的一般要求，伞选择，开伞，抛伞，系统控制，伞载荷与结构载荷确定等，最后，对反尾旋伞系统的试验检查作了简要介绍。     

飞机失速/尾旋特性的预测和试验研究

以一架三角翼战斗机为例,详细地介绍了利用风洞大迎角静、动态试验数据及旋转开平试验数据,开展收音机大迎角全局稳定性分析、六自由度计算及地面飞行模拟试验等预先研究。利用投放模型进行了自由飞快行旋试验以及最终完成的全尺寸飞机的失速／过失速／尾旋验证试飞,对预测结果与试验结果进行了相关分析,结果表明两者有较好的一致性。     

失速尾旋试飞动力装置可靠性分析

失速尾旋试飞是高难度、极危险的特技飞行科目,飞机动力装置的工作特性和可靠程度显得非常重要。本文通过对动力装置可靠性分析,对飞机失速尾旋飞行试验提供了可靠性结论。     

Mиг－23飞机尾旋试飞体会

Ｍиг－２３飞机是一种变后掠翼战斗机，它的尾旋动态及改出尾旋的方法很复杂。根据在该机上进行的四次尾旋飞行试验，叙述其尾旋进入的方法、尾旋中的动态和改出尾旋的方法。并举出三个典型的尾旋模态实例，详细记述整个尾旋过程和进行分析，说明Ｍиг－２３飞机尾旋动态的复杂性及其表现出的特点。最后，提出了几点在判断和改出Ｍиг－２３飞机的尾旋时应注意的事项。     

基于适航的通航飞机左边界飞行安全研究

失速/尾旋一直是通航飞机面临的最严重的左边界飞行安全问题，失速/尾旋事故统计结果表明，具备尾旋改出能力，不能避免失速/尾旋造成灾难性后果。为了避免飞机出现无意偏离可控飞行的趋势，通过对“多重防御”理念和基于此理念修订的失速/尾旋条款及其符合性验证方法的解析，提出通过提升飞行员的状态感知、增强飞机抗偏离特性和降低失控危害程度等层面的通航飞机左边界飞行的多重防御体系构建方法。本文提出的方法有助于通航飞机更好的符合新规章中失速尾旋适航条款的要求，达到提升左边界飞行安全的目的。     

某型教练飞机尾旋特性试飞研究

为了解决某型教练机大迎角/失速/尾旋设计定型的技术难题,依据GJB3814《军用飞机失速/过失速/尾旋试飞验证要求》,开展了尾旋试飞技术研究,提出了符合军标验证要求的尾旋特性试飞方法,包括不同进入方法、不同改出方法、最佳改出方法以及改出过程中误操纵等。通过试飞发现：该飞机对偏离是敏感的,但对尾旋等过失速模态是阻抗的;该飞机存在＂过失速旋转＂、＂落叶飘＂、＂振荡正飞陡尾旋＂以及＂倒飞尾旋＂四种典型的过失速模态;＂三中立＂法可以较迅速改出发现的四种过失速模态,与失速改出方法具有同一性且不需要过多驾驶技巧,为试飞员推荐的最佳改出动作。     

J—7飞机失速／过失速／尾旋动态特性研究

对Ｊ－７飞机作了六自由度运动方程仿真计算，探讨了Ｊ－７飞机在平飞，盘旋和上升转弯三种飞行状态下，以三种操纵方式进入失速／过失速／尾旋的动态特点，并与现有资料作了比较，还研究了Ｊ－７飞机的失速尾旋敏感性。