共查询到20条相似文献,搜索用时 20 毫秒
1.
按CCAR-23部适航审定要求对LE-500飞机进行了尾旋试飞。结合LE-500飞机试飞实践,阐述了尾旋试飞的进入和改出,以及退出俯冲的具体操作方法。就尾旋试飞的全过程,即从试飞前的准备到空中实施动作及安全注意事项等进行了总结,提出了新研制的小型飞机尾旋试飞工作的程序和建议。 相似文献
2.
3.
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。 相似文献
4.
5.
飞机稳定尾旋的预测研究 总被引:3,自引:0,他引:3
在考虑各种影响因素的基础上,增加了交叉惯性积对稳定尾旋的影响,从而导出了分析稳定尾旋的有关公式。为了避免遗漏解的可能性,采用不需选择初值的求解方法,给出了稳定尾旋的判据。应用该方法对某型飞机的尾旋进行了预测计算,求出了一个陡尾旋解和一个平尾旋解,计算结果与该飞机尾旋试飞结果吻合较好,表明计算方法是正确的,计算结果可用于指导飞机的尾旋试飞。 相似文献
6.
7.
本文在AC500飞机尾旋试飞的基础上,结合其完成的114个尾旋试飞科目的结果分析,探讨单发正常类飞机尾旋试飞适航符合性要求、尾旋试飞应考虑和验证的主要参数、以及飞机尾旋试飞实施技术。 相似文献
8.
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。 相似文献
9.
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。 相似文献
10.
11.
12.
13.
14.
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。 相似文献
15.
16.
本文使用刚体六自由度非线性微分方程来描述尾旋时飞机的运动,采用数值积分方法通过高速数字电子计算机求取尾旋中飞机运动参数随时间变化的历程,並选用一架具有后掠翼构形的歼击教练机作为模型进行了理论计算。计算结果表明,计算尾旋和试飞结果具有一致的振荡尾旋模态。尾旋中各运动参数的变化范围和试飞结果亦相近。 相似文献
17.
尾旋是飞机的极限飞行状态,此一状态极易造成机毁人亡。由于尾旋试飞有极大的风险性,所以在试飞前要进行足够的安全论证,包括理论分析和风洞试验,一般采用两者相结合的方式进行。介绍了解析法和图像法两类方法来研究飞机的稳定尾旋。 相似文献
18.
对无动力J—7LP动力学缩比模型进行了遥控试飞,以研究其失速尾旋特性,全偏平尾和方向舵可使模型进八尾旋,舵面全回中即可从各种尾旋中改出。偏转副翼对尾旋特性有明显的影响。 相似文献
19.
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。 相似文献
20.
针对JL8型飞机尾旋振荡模态特性,结合几种尾旋试飞操纵规律对JL8型飞机翼刀腹鳍进行了探索性地研究和计算。结果表明,带翼刀腹鳍构型并不是对所有尾旋模态都会有影响,而是在一定的操纵规律下有影响尾旋运动振荡特性的作用。 相似文献