测定飞行推力和极曲线新方法

根据飞机在纵向运动时沿风轴方向的运动方程,重新定义飞机的推力和阻力,提出了一种新的测定飞行推力和阻力的方法,并将此法用于某型飞机的风洞与飞行试验极曲线相关性研究,取得了好的结果.     

用非定常机动飞行试验方法测定喷气式飞机的推力和阻力

测量飞机定常或非常飞行的性能或升阻特性时,为了能精确地测定发动机推力,需要由发动机高空试验设备预先获得数据。文中指出,在测量飞机阻特性的同时进行发动机总推力、质量流量测试深头的空中校准,可以不需要预先获得校准资料。文中提供了带静压尾锥的七号喷气式试验机,在1000－3000ft的额定飞行高度上9次非定常机动飞行试验得出的结果。除了升阻特性、发动机总推力和质量流量这些校准因子外,还能从测量结果中导出象水平飞行剩余推力和操稳性能那样的特性。由于用于本飞行试验的飞机的特殊性,对于本飞行试验的结果（特别是总推力和质量流量测量探头在飞行中校准的）有效性,只局限于发动机直线布局和刚性飞机的范围。     

X—31A飞机的设计特点和试飞情况

综述了为验证增强战斗机机动性(EFM)计划、衡量过失速机动飞行的可行性及其在近距空战中的战术价值,X-31A飞机在气动布局、大迎角抗偏离设施、推力矢量系统以及飞控系统方面的特点;介绍了X-31A飞机的有关飞行试验情况,特别是循序渐近的四种过失速机动动作以及空战效能评估结果。结果表明,X-31A飞机气动布局合理,能完成过失速机动飞行。且过失速机动技术和推力矢量组合,可以大大地提高飞机近距空战的作战效能。     

飞机平衡状态的优化计算方法

分析了飞机定常飞行时平衡状态的基本特性，提出一种平衡状态及平衡面的优化计算方法，并以F－16飞机为模型，对其常规飞行时的平衡状态参数在推力矢量控制下迎角定常飞行时的平衡面进行了计算。仿真结果表明，该方法具有较好的收敛性、稳定性，在飞机定常飞行的配平计算、用分支突变理论分析大迎角非线性特性时平衡面的计算以及推力矢量控制的分析计算中，有广泛的应用价值。     

带推力矢量飞机的重构飞控系统设计

带推力矢量飞机的重构飞行控制系统是由带推力知量的基本飞行控制系统和重构控制系统两部分组成。前者是加装推力矢量飞机控制的关键。后者是当飞机舵面或作动器发生故障后，利用矢量喷管进行飞控敏理构，可以使推力矢量再次发挥作用。以加装推力矢量喷管的飞机为研究对象，阐述了上述两种控制系统的详细设计方法，此法带有一定的普遍性，为进一步展开这方面的研究提供了参考。     

推力矢量飞机试飞技术模拟研究

为研究推力矢量飞机的试飞技术,建立了推力矢量飞机的动力学模型,用动态逆方法设计了4种过失速机动控制律,并在地面飞行模拟器上参考标准评估机动动作集(STEMS)进行了飞行模拟试验研究。试验结果表明,使用的4种过失速机动控制模式没有不可接受的操纵响应,飞机采用推力矢量控制后敏捷性明显提高。在模拟导弹攻击目标时,采用过失速机动控制模式具有明显的优势。     

空中飞行模拟与电传飞机飞行试验

以电传操纵作为显著特征的第三代飞机飞行试验具有极大的挑战性和风险性。从电传飞机飞行试验所必需的飞行试验技术出发．研究和探讨了变稳飞机(空中飞行模拟器)对电传飞机飞行试验的重要性和特殊作用；概括和总结了中国飞行试验研究院利用变稳飞机在电传飞机飞行试验中所完成的研究工作及其重要意义；针对电传操纵，重点描述了对PIO的飞行试验研究以及试飞员培训等。     

推力矢量控制对飞机操稳特性的影响

结合某典型飞机研究了推力矢量控制对飞机纵向和横航向操纵性、稳定性的改善作用,分别确定了俯仰推力矢量控制和偏航推力矢量控制与常规气动操纵面之间的交联关系,并且利用此关系和推力矢量飞机的动力学模型在过失速区域内进行了仿真计算分析。结果表明,推力矢量控制可使飞机的飞行包线有较大扩展,在大迎角情况下使飞机的操稳特性得到明显的改善;鸭翼与推力矢量控制能够很好地配合对飞机进行有效的控制。     

时域中低阶等效系统方法及其应用

介绍了用低阶等效系统拟配高阶飞机时间反应的新方法，该方法利用飞行试验中收集的飞机输入和输出数据识别飞机动力学特性，以变稳飞机ＮＴ－３３Ａ飞行试验为例，预测和评定了不同构形情况下的有关飞行品质，并与带宽准则估计结果和实际驾驶员评定进行了比较，结果证明该方法适用于飞行试验中飞行品质的评定。     

飞机的强度飞行试验—俄罗斯试飞方法简介

本文叙述俄罗斯试飞员进行飞机强度飞行试验的方法，介绍了飞机强度飞行２试验的目的，飞行试验的准备及试飞的问题。最后介绍评定飞机振动科技司的方法。本文可供有关试飞工程师和度忒员参考。     

飞行中最大高度的运用

一架飞机的最大高度受下列三个因素的限制：最大的认证高度、抖振极限的最大高度和推力极限的最大高度。这三个最大极限高度决定了最大运行高度。目前，波音公司生产的飞机的飞行管理计算机能判定这三个最大高度、选择最大极限高度并且能够通过飞行管理计算机的控制显示器向飞行机组提供建议。飞行机组能使用这些信息去接受或要求空中管制改变飞行高度层。最大运行高度不是飞行中燃油利用的最典型、具有效的高度。飞机也不可能飞行在最佳高度或最佳高度附近。尽管如此，飞得高些还是比飞得低些更可取，而是否飞行在最大高度或它的附近，应该…     

米格飞机与尾旋试验

本文以米格飞机为背景，从最早的米格－３飞机到控的米格－２９飞机，比较完整地介绍了前苏联在各个航空发展阶段支尾旋飞行试验的认识以及尾旋飞行试验的情况，介绍了不同时期尾旋试验的特点，预言了未来尾旋飞行试验的前景。     

飞机横航向飞行品质地面模拟试验

给出了飞机空间全姿态运动方程和发动机推力的数学模型；介绍了飞机横航向飞行品质指标的计算方法并进行了计算，其结果与作图法的结果相比误差较小，表明计算方法正确、可靠。同时还讨论了目标瞄准设计的基本原理。最后提出了飞机飞行品质指标的五种试验方法，通过模拟试验，证明所提出的试验方法正确、有效，可用于飞机飞行品质的研究，对飞机设计和其它飞行试验课题也有参考价值。     

推力矢量飞机平衡区的计算

通过对推力矢量控制下飞机动力学特性的分析，定义了飞机机动的平衡区并进行计算，确定了推力矢量在低速机动中对飞机平衡特性的决定性影响，并与常规飞机的平衡特性进行了比较分析。将以往用来分析飞机尾旋运动的分歧与突变理论（ＢＡＴＣＭ）推广到推力矢量飞机过失速平衡特性的计算中，确定了在不同的飞行状态及推力矢量系统配置下飞机过失速机动的平衡区。其结果有助于理解推力矢量系统的效用及其设计参数对飞机过失速机动能力的     

电传飞控系统的功能与关键问题及发展

综述了电传飞控系统的主要功能（放宽静稳定度、改善飞机飞行品质，自动协调滚转、迎角限制器、自动配平、自动防偏离和制止惯性耦合等），着重阐述有关放宽静稳定度，改善飞机飞行品质，绕稳定轴滚转，迎角限制器，制惯性耦事及自动防偏离等问题。还就研制飞控系统的几个关键技术进行了论述。最后概述了有关过失失速机动控制与推力矢量，以及飞控－火控－推力控制一体化等技术。     

一种用于电传飞机飞行试验的信号发生器总体设计

介绍了一种用于电传飞机飞行试验的飞行试验激励系统，它根据电传飞机特点采用了与飞控系统复合的方式，借助飞控系统向飞机发生各种激励指令。文中介绍了该系统的结构、仿真试验结果及激励信号波形在空中飞行模拟器上的试飞结果。     

某大型运输机不对称推力飞行初探

分析了某大型运输机在一侧单发失效后，出现不对称推力飞行时的动态特性，指出在此情况下，由于偏转力矩的作用，飞机会绕ｙ轴和失效发动机一侧偏转，出现侧滑，伴随着侧滑的出现，飞机还会向失效发动机的一侧转滚，并出现机头下沉现象，飞行速度也将随之减小，在此基础上，还分析了保持飞机平衡的三种方案正确的操纵方法。     

涡轮风扇发动机减推力起飞必要性分析

减推力起飞(也称灵活推力起飞)是目前大型、重型民航飞机较为常见的起飞方式。在飞行条件允许的情况下，采用减推力起飞可降低航空公司的运行成本，大大提高发动机使用寿命，有效降低发动机空中停车率，对确保飞行安全具有重要意义。     

运输机结冰条件下飞行的适航性批准

飞机在结冰条件的适航性批准，对于飞机制造商和取证当局来说，都是一项艰巨而紧迫的任务，尽管在设计上作了一些改进，其重要原因为飞机结冰的飞行事故仍不断发生，本文评述飞机在结冰条件下飞行取证的过程，包括讨论适航性要求和现有的适航取证指导性材料，飞机设计特点，以及结冰条件下飞行适航性批准所需的飞行试验，文中介绍了飞行试验中一般情况下所遇到的问题，及其对飞机设计和使用的影响，还讨论了在使用Ⅱ类防冰液的情况下     

水陆两栖飞机灭火飞行仿真系统构建与仿真

大型固定翼灭火飞机是应对森林火灾最有效的工具之一。首先针对中国缺少大型灭火飞机投水灭火飞行仿真系统的现状，基于水陆两栖灭火飞机投水灭火任务流程，对投汲水灭火仿真任务子系统、灭火飞机投汲水灭火仿真场景构建、投水数据处理与灭火效能评估方法进行了研究，设计和构建了一种水陆两栖飞机灭火飞行仿真系统，实现了大型灭火飞机投水灭火任务全流程飞行仿真。其次通过使用K-S检验方法对仿真飞行投水数据与真实飞行试验投水数据进行统计学检验，证实了本仿真系统具有较高的仿真真实度。最后还研究了在灭火飞行仿真中投水速度和投水高度对投水覆盖面积、投水均匀度和投水有效利用率3个灭火效能参数的影响，为灭火飞机指挥员进行投水方案的制订提供了支撑。本文成果对于提高灭火飞机飞行员培训效率，节省培训费用，节约灭火飞机飞行试验费用，缩短飞行试验的时间，加快中国森林航空消防力量建设具有参考意义。