AM—X飞机的改出尾旋伞

该报告描述了大迎角飞行试验过程中打算在ＡＭ－Ｘ飞机上安装的改出尾旋伞系统。尤其是其中涉及到所研究的下列问题。改出尾旋伞以及伞与飞机连续结构采用的设计标准，为开伞和投伞设计的正常和应急控制系统。允许伞在飞行中连接绳与飞机结构连接或分离的安全装置。这个报告也包括对系统评定设想的地面和空中试验的描述。     

直升机涡环状态形成机理及处置

直升机涡环状态是一种危险的飞行状态,影响着飞行性能和飞行安全。直升机驾驶员要深入理解涡环状态发生的机理,能提早发现涡环征候,避免出现这种危险的飞行状态,而且能有效安全地处置,防止发生致命的航空安全事故。     

后置发动机高平尾飞机的深度失速及预防改出

本对后置发动机高平尾飞机的深度失速特征、深度失速概念及原因、深度失速的改出及预防作了详细阐述。     

双合成射流前体非对称涡控制技术及模型自由飞实验验证

为推进前体非对称涡流动控制方法在飞行器大迎角飞行控制方面的应用,提出并发展了一种基于双合成射流的前体非对称涡控制技术。研发了一套机载型双合成射流控制装置及模型自由飞验证机,通过风洞半自由飞及模型自由飞实验,验证了利用前体非对称涡控制技术实现尾旋改出和大迎角姿态控制的可行性;同时,依靠飞行测控系统和机载压力测量系统,实现飞行器姿态及前体表面压力的同步测量,可对前体非对称涡控制效能进行有效评估。风洞半自由飞实验结果表明：在60°迎角下,双合成射流可有效控制前体非对称涡相对位置,产生偏航力矩,实现大迎角航向操纵。在模型自由飞实验中,该技术可在常规方向舵失效的迎角下实现尾旋改出,可控尾旋角速度达到173 （°）/s;依靠该技术,验证机可在大迎角飞行时进行快速偏航操控,由控制输入到偏航角速度改变的时滞小于0.5 s。     

飞机深失速改出特性

用相轨迹法、时间历程法、分支突变理论(BACTM)法研究了深失速的改出过程和一些改出特性,并进一步分析了深失速的两种改出方法:静态改出法和动态改出法。最后又简要地分析了影响深失速及其改出特性的因素。     

“鹰狮”飞机大迎角／尾旋自动改出试验

包括失控改出的抗偏离特性飞行试验是大多数战斗机要试验的项目。过去，因为没有合适的模拟设备，这种试验都采用不断摸索性质的“试错法”。如今，在现代数字飞控系统和各种模拟器的辅助下，大部分试验可以在模拟器环境下安全、经济地进行。然而，为了识别、验证气动力数据、检查飞机特性的某些疑点，仍然需要进行实际飞行试验。本文叙述了在瑞典进行的“鹰狮”（Gripen)飞机大迎角飞行试验的目的、试验方法、试验准备、试验结果以及取得的经验。这项试验包括大迎角气动力数据的识别、抗偏离特性试验、尾旋研究和尾旋自动改出试验。     

低能量状态对飞行安全的危害及改出方法

对民机在进近着陆阶段可能诱发飞行事故的低能量状态和驾驶员的改出操纵方法进行了研究。根据近年的民机事故分析报告,结合运输类飞机适航标准CCAR-25-R4、飞行试验指南AC25-7C、军用规范及相关行业标准,较系统地提出了涉及着陆拉平、侧风着陆和可控撞地的低能量状态的定量判定准则。以某型支线客机为例,采用数字仿真计算的方法,分别研究了在进近着陆过程中低动能和低势能状态可能导致的飞行安全问题及其特点。针对低动能改出提出了增加速度并抑制爬升的方法,针对低势能改出提出了增大俯仰姿态并保持速度的方法,最后通过仿真计算验证了两种改出方法的有效性。研究结果可为低能量告警系统的设计和驾驶员的改出操纵培训等提供理论参考。     

发动机内部流量对飞机尾旋特性的影响研究

为了研究某型民用飞机的高涵道比发动机不同内部流量对飞机尾旋特性的影响,首次通过在飞机自由尾旋模型的发房内部添加能模拟不同通气流量的堵块,在尾旋风洞中进行自由尾旋试验和改出试验。通过试验发现,添加模拟不同发房通气流量堵块对模型尾旋中的攻角和偏航角速率没有明显的影响,对尾旋改出特性也没有本质的影响;但对模型在尾旋中的滚转角速率和侧滑角有影响,随着通气量的减小和阻塞效应的增大,滚转角速率和侧滑角随时间记录数据的振幅也在增加。而左右发房通气量的不对称对飞机模型的尾旋特性有明显的影响。