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相似文献
 共查询到20条相似文献,搜索用时 125 毫秒
1.
简要介绍了研制与安装应急反尾旋伞系统对现代高机动飞机的大迎角特性试验研究的重要作用,特别是对失速/过失速/尾旋特性试验鉴定的必要性和重要性。介绍了反尾旋伞系统的工作原理,建立了反尾旋伞的数学模型,估算确定了反尾旋伞阻力面积,并对用反尾旋伞出尾旋进行了动态仿真计算;同时,研究了不同尺寸反尾旋伞的尾旋改出效果。  相似文献   

2.
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   

3.
李中华 《飞行力学》1996,14(4):65-72
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   

4.
旋转天平试验和飞机尾旋预测   总被引:4,自引:0,他引:4  
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。  相似文献   

5.
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  相似文献   

6.
J7L飞机大迎角/失速/尾旋试飞   总被引:2,自引:0,他引:2  
王启  李树有  张培田  吴菊英 《飞行力学》2001,19(4):58-61,66
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。  相似文献   

7.
李树有 《飞行力学》1995,13(3):9-17
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   

8.
中国飞行试验研究院利用K8模型自由飞试验,成功地预测了K8收音机的失速/尾旋特性。通过对不同重心状态进行模拟试验,获得了大量的试验数据及试验曲线,为K8收音机的失速/尾旋试验的飞行安全和有效的试验提供了重要依据。同时也为自由飞试验与飞机飞行试验以及风洞相关性研究积累了宝贵的数据。  相似文献   

9.
为了研究某常规布局(大展弦比、后掠翼、翼吊式发动机)大型民用飞机的尾旋特性,制作了一个满足动力相似准则的无动力缩比模型,在Ф5m立式(尾旋)风洞中首次进行了大型民用飞机模型在不同构型、不同重心位置、不同重量、模拟不同飞行高度条件下的尾旋研究试验。试验结果表明,这架飞机的尾旋特性良好,模型在尾旋运动中比较稳定,旋转方向不发生改变,且旋转速度较慢。采用反舵(到底)推杆(到底)法可以满足所有状态下的尾旋改出,模型最快能够在不超过1/2圈或1s中改出。此种改出方法操作简便,是一种适合于大型民用飞机的尾旋改出方法。通过反尾旋伞试验确定了最佳的反尾旋伞参数。  相似文献   

10.
JL8飞机失速尾旋飞行试验研究   总被引:2,自引:0,他引:2  
叙述了JL8飞机失速尾旋试飞状态、试飞试验和试飞结果。试飞结果表明,JL8飞机具有良好的大迎角特性及低速和高速失速特性。其正飞尾旋获得了三种模态,即“落叶飘”型非定常尾旋、非定常陡振荡尾旋和左均匀平尾旋;倒飞尾旋呈不稳定型态。而且各种尾旋都能成功地改出。另外,还评价了误操纵对失速和尾旋的影响。可供飞机大迎角和失速、尾旋特性研究人员参考。  相似文献   

11.
肖顺达  陈鹰 《航空学报》1989,10(1):55-59
 本文提出了两种近似估计稳态尾旋平衡点的方法。一种是通过忽略一些对稳态尾旋影响不大的参数,理论上得出了稳态尾旋时各量的近似值;另一种方法是通过计算机,运用最优化方法——DFP变尺度法,算出平衡点的值,从而大大缩短了尾旋运动的数字仿真时间,为改进尾旋的研究提供了方便。  相似文献   

12.
本文从飞机六自由度全量方程出发,计算、模拟了JJ-5飞机失速/尾旋特性和各种改出尾旋的方法,对JJ-5飞机特技机动飞行及其相应的尾旋特性进行了计算分析;并把计算结果和试飞结果进行了比较,结果表明数值计算与试飞基本上符合,结合计算机实时成像技术,对相应的计算结果进行了动态实时显示,显示结果直观、逼真,可望运用于有关尾旋飞行训练中.  相似文献   

13.
飞机尾旋特性的综合数据分析法   总被引:1,自引:0,他引:1  
黎先平  唐登斌  刘昶 《航空学报》1999,20(6):537-541
 为得到飞机的尾旋特性准确的非线性仿真结果,提出了新的综合数据分析方法,在气动力建模时采用综合因子,合理地将总角速度分解成沿速度矢的分量和沿3 个体轴的分量,沿速度矢量的旋转角速度用于旋转天平试验数据;旋转角速度的其它分量用于振荡天平试验数据,综合地使用了各类试验数据。给出的不同类型的六自由度仿真结果表明,综合数据分析法的结果和试飞结果相当吻合。  相似文献   

14.
 起转和回弹载荷的模拟是影响起落架落震试验结果的重要因素。通过在立柱式落震试验台上进行不同模拟跑道的起落架带转落震试验,得到了某些典型起转和回弹载荷模拟情况下的落震试验结果。通过对这些落震试验结果进行分析和讨论,得出了在立柱式落震试验台上进行落震试验时合理的起转和回弹载荷的模拟方式。研究结果表明 :在立柱式落震试验台上进行起落架落震试验时,使用合理的起转和回弹载荷的模拟方式,可以将机轮与模拟跑道之间定点摩擦对试验结果的影响减到最小。  相似文献   

15.
孙媛友 《推进技术》1991,12(6):55-59
本文通过“可编程序控制器”在固体火箭发动机实验中的应用,控制方案的比较与选择及典型程序分析,介绍了这种新型控制机的独特优点.说明在实现火箭发动机实验室、实验站、试车台的自动控制方面,可取代继电接触器、顺序控制器、步进控制器等,优于计算机(单片机、单板机、STD工业总线标准控制机).是一种理想的机电一体化的自动控制方向.  相似文献   

16.
杨松山 《飞行力学》1993,11(1):43-50
建立了直升机的描述函数,分析和研究了非线性条件下直升机稳定性和极限环振荡情况,导出了极限环振荡情况下纵向操纵位移计算公式和稳定裕度计算公式,并根据Z—8飞机飞行试验数据进行了验证计算和误差分折。计算结果表明,本文的方法可用于各种直升机的设计估算和飞行试验数据处理,是一种非线性闭环分析方法。  相似文献   

17.
JJ6飞机进入和改出尾旋的分析   总被引:1,自引:0,他引:1  
方振平  郑洁 《航空学报》1989,10(10):479-488
 本文对JJ6飞机的尾旋特性运用微分方程的分叉、突变理论作了分析和预测。并进行了时域动态响应计算。探讨其运动机理以及各操纵面在尾旋进入和改出中的作用。理论计算与试飞结果相比,基本符合。  相似文献   

18.
ZPXJ-16在直X型机尾段结构疲劳试验中的应用   总被引:2,自引:0,他引:2  
直升机尾段是整个机体最薄弱的环节,开展直升机尾段疲劳试验,可为直升机全机寿命评估提供试验依据,具有非常重要的意义。本文以某型号直升机尾段结构疲劳试验为例,介绍了多点协调加载系统ZPXJ-16在该试验中的应用,阐述了其加载方法、系统工作原理及系统标定方法等。  相似文献   

19.
P-S-N曲线试验方案的统计模拟研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
谢里阳  徐灏 《航空学报》1988,9(9):430-433
 本文应用蒙特卡洛方法模拟测定材料P-S-N曲线的疲劳试验,确定丁做P-S-N曲线的最佳试验方案。节省大量试验时间和试样。  相似文献   

20.
本文介绍了头部旋转对大迎角不对称涡系影响的观测结果,说明了由此而抑制大迎角不对称涡系的机理。 实验结果表明,头部旋转对细长体无侧滑大迎角不对称涡系涡迹的影响是:随头部的逐渐转动,涡系的不对称发生了周期性变化;此时,由于涡不可能迅速改变状态,从而抑制、甚至接近消除了大迎角时出现的涡系不对称现象。  相似文献   

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