歼击机抖振边界试飞技术研究

本文介绍歼击机抖振边界的试飞技术，比较了几种试飞方法的优缺点及驾驶技术，指出平飞拉起的试飞方法在过载和迎角的关系上较其它方法对应较好，可以作为主要的试飞方法，测试技术采用翼尖加速度和翼根弯矩法。数据处理除常用的均方根值法外，还提出了用功率谱密度的方法来建立与迎角的关系曲线，由此得到抖振起始迎角，还指出，为较确切抖振起始迎角，采用翼尖加速度，翼根弯矩的均方根值法和功率谱密度法进行综合分析，是一种行之     

新型防护救生系统试飞技术研究

详细介绍了未来战斗机防护救生系统的发展方向及国内外先进防护救生系统的工作原理，分析了新一代战斗机可能出现的过载及过载增长率，以及由此引起的人体生理反应。着重论述了机载分子筛制氧系统的试飞方法及评估技术，高过载引起的人体生理反应，以及如何从人体生理反应评价加压供氧和飞行员抗G动作与抗荷系统的综合防护效果。     

虚拟试飞关键技术及应用研究

飞行试验是民机产业链的关键环节，试飞周期较长会导致飞机交付时间延迟、企业信誉损失、资金无法及时回笼等问题，因此中国民机飞行试验在经济性、安全性等方面还有较大提升空间。虚拟试飞指试飞环节中含有一个或多个采用了仿真手段的试飞技术。借助虚拟试飞技术可以构建“预测试验比较”迭代式的试飞新模式，提前开展试飞结果预测和试飞风险评估，保障安全，提高质量，降低成本。界定了虚拟试飞概念，选取了虚拟试飞中较为典型的地面试飞与空地一体试飞，阐释了其技术概念、讨论了其应用范围、说明了其实现原理、梳理了其应用现况，并针对国内空地一体试飞实际应用较少的情况，提出了一套用于评估在实际飞行试验中引入空地一体试飞平台可行性的装备论证方案。     

飞机的飞行试验

飞机飞行试验是航空工业发展和国防应用研究极为重要的环节。飞机飞行试验的特点是技术综合性强、风险性大、耗资大、周期长。现代飞机发展的趋势是：功能越来越全，性能越来越高，系统和技术越来越复杂，相应地飞行试验的风险越来越大，耗资越来越多，周期也越来越长。作者根据中国试飞的经验，参考国际上的作法，主要针对型号试飞提出了一些政策性和技术性的见解，包括飞行试验应该采取的联合试飞方法和主场地原则，试飞总体方案和     

直升机设计过载系数的确定和验证方法

极限过载系数与直升机的用途密切相关,是直升机设计的重要参数之一,它决定了直升机结构设计的载荷,既是直升机机动性好坏的重要标志,也是用户最关注的验证指标之一。本文通过分析过载系数的定义和意义,结合国军标和适航的规定,给出了极限过载系数的确定方法,讨论了最大过载系数的验证程度和飞行方法,并提出了过载系数试飞数据的处理方法和依据。     

某型电传飞机尾旋试飞模拟试验

为了完成电传飞机尾旋试飞这样高风险的试飞任务,寻求最优的进入尾旋、快速改出的试飞驾驶技术,研究一旦改出失败后如何掌握开伞、抛伞时机以及开伞后的动态过程,试飞员、试飞工程师在试飞模拟器上进行了多次的试验验证。通过试验,试飞员掌握了电传飞机尾旋试飞驾驶技术,试飞工程师对所编的试飞大纲进行了验证,达到了预期的效果。     

某型民用飞机电源系统负加速度试飞研究

首先对民用飞机电源系统负加速度试飞进行简要说明,提出民用飞机电源系统负加速度试飞的原因和目的。其次对电源系统负加速度试飞条件、试飞方法和试飞程序进行说明。对电源系统负加速试飞结果进行分析评估,表明电源系统设计是满足设计要求和民用航空标准要求的。最后对负加速度试飞中注意事项进行了详细说明,为其它机型飞机进行负加速度试飞提供借鉴。     

地形提示与告警系统试飞研究

对地形防撞系统的试飞技术和试飞风险规避进行研究。首先介绍了TAWS子模式功能。然后详细分析了各子模式的试飞技术。阐述了TAWS系统试飞的主要风险源,并分析相应风险源的规避措施。最后,通过实例论证了TAWS试飞技术的应用性,为新型号飞机TAWS试飞工作安全、有效的开展提供了参考。     

浅谈Bell—206直升机常规试飞

提出了常规试飞应把握的三个环节（做好试飞准备、掌握试飞方法、严格试飞标准）和常规试飞的主要项目（测试和调整旋翼与尾桨震动度、检查和调整旋翼自转转速、检查和调整操纵系统间隙与摩擦力、检查和校验发动机功率）及方法，为直升机试飞员和有关工程技术人员提供参考。     

大型运输机高原试飞技术保障初探

为检验大型运输机在高原环境下的正常使用能力,现场调研了高原机场环境特点及运行条件,根据高原试飞特点及高原试飞目的,制定了具体的试飞任务方案,完成了高原试飞准备,依据既定方案分梯度开展高原试飞技术保障。结合具体型号试飞,对大型运输机高原试飞技术保障方式进行了验证。结果表明,该高原试飞技术保障可以支持大型运输机的高原试飞,可为之后相关的异地试飞保障提供依据。     

小型民用正常类飞机尾旋特性试飞技术研究

简要介绍了按照CCAR-23部进行合格审定正常类飞机对尾旋试飞的要求,对小型民用飞机尾旋特性试飞方法进行了研究,结合具体型号进行了飞行试验验证,给出了该飞机的尾旋试飞结果。结果证明,该试飞技术适用于小型民用飞机型号合格审定尾旋试飞。     

直升机操纵杆振动特性测量与分析

基于直升机铰链力矩的研究成果,建立了倾斜器操纵杆载荷的计算模型.在参考常规飞机测试元件的基础上,研制了具有足够强度和灵敏度的测力元件,通过地面试验解决了测量精度与飞行安全之间的矛盾,成功地进行了飞行试验, 并获得操纵杆载荷这一重要参数.本文计算结果与试验数据基本一致,激振力的频率与主旋翼的1倍和2倍频率接近.可以满足工程计算要求,为直升机操纵系统的设计和检验提供依据.      

Y7—200A飞机模拟冰型飞行试验

以Ｙ７－２００Ａ型飞机为例,按照中国民用航空条例第２５部·运输类飞机适航标准（ＣＣＡＲ－２５）有关结冰条款进行了模拟冰型试飞,介绍了模拟冰型的几何形状,尺寸及确定方法,对模拟冰型试飞中有关的试飞内容,试飞方法及安全措施等进行了讨论,并对试验机带有与不带冰型的试验结果进行了分析比较,可供运输类飞机除冰系统的设计,验证试飞参考。     

Y7H─500型飞机高速特性适航试飞

根据民用飞机在投入营运之前，要按飞机适航标准进行适航取证试飞的要求，对Ｙ７Ｈ－５００型飞机进行了高速特性适航试飞验证。简要介绍了试验机概况、试飞方法和测试技术；讨论了Ｙ７Ｈ－５００型飞机的高速特性。试验结果表明，Ｙ７Ｈ－５００型飞机的高速特性符合ＣＣＡＲ－２５部要求。     

基于飞控系统故障后的飞行品质评定方法适航验证技术研究

使用电子飞行控制系统的运输类飞机必须要满足适航安全性的要求。由于运输类飞机通用的规章(14CFAR25部)中许多稳定性和操纵性的要求已经不能代表和覆盖对这类飞机的最低安全要求,因此需要采用新的适航验证方法进行适航评定。通过对某型飞机的研究,采用HQRM方法评定,给出了分析取证的流程以及思路,最后给出按照不同组合概率选取不同的适航验证方案。     

Cockpit Instruments [A century of powered flight:1903-2003]

Since nearly the beginning airplanes were flown using only the stick or control column, rudder pedals, dials, and switches. There were as many control arrangements (sticks, wheels, and levers) as there were pioneer airmen. The 1903 Wright Flyer was far from conventional in many ways. Their only instruments were a stopwatch and prop revolution counter. Instruments were of little interest for about a decade after the Wright Brother's flight. Just getting off and back onto the ground safely was the primary concern. Controls have evolved, but not changed as much as instrument displays. The stick/control column is beginning to be replaced by hand controllers in some fly-by-wire (FBW) aircraft (e.g., Airbus A-320 and up). Servo feedback provides the necessary hand controller "feel" as a function of the aerodynamic pressure expected on the control surface.     

民机地面最小操纵速度试飞技术研究

简要介绍了民机地面最小操纵速度(vMCG)的合格审定要求和原理,结合ARJ21飞机模拟器试验对飞行试验中影响vMCG的因素进行了分析并对试验数据进行处理。提出了ARJ21飞机vMCG的试飞方法,可为ARJ21飞机型号合格审定试飞和其它民机试飞提供参考。     

试论民用飞机选型程序

飞机选型的最终目的是为航空公司选择一个最满意的机群。它从每个城市对子之间的航班对飞机的优选开始,综合公司全部航班选型结果,从中挑选不同的若干机型组合,形成不同的机群方案;再评估这些方案,选取其中最为满意的一个。本文就如何进行民用飞机和机群的优选进行了探讨,并提出了一个“飞机选型程序框图”。     

小型通勤类飞机失速特性的自由飞验证试验研究

在对某小型通勤类公务机进行风洞实验预测时,发现飞机失速后其滚转特性会发生急剧变化。在分析该型飞机风洞实验结果的基础上,采用机翼加装失速条的失速特性方法,通过缩比模型自由飞试验进行飞行验证,分析在巡航构型和着陆构型状态下原始机翼和机翼加装失速条后的试飞结果。结果表明:缩比模型自由飞试验能够验证机翼风洞试验的预测结果,加装失速条的失速特性改进方法可以改善飞机失速特性。     

民用飞机应急离机舱门打开过程分析研究

应急离机舱门作为民用飞机试飞过程中唯一的专用逃生出口,其舱门能否顺利打开直接影响着机组人员的逃生。针对某民用飞机应急离机舱门机构的特点,从锁定、解锁两方面对其运动原理进行分析;分别考虑有无增压载荷两种情况,通过Lms.Virtual.Lab Motion建立其虚拟样机模型,对其打开过程进行仿真分析。结果表明:该套舱门机构在锁定、解锁方面具备良好的保护措施;有增压情况下解开过中心保护机构所需的操纵力远大于无增压情况,但其解开后对舱门的打开起到有效助力作用,且外载越大打开响应越快。