飞机的失速试飞

论述了飞机的失速试飞，指出其目的是确定飞机的失速速度，掌握飞机的失速特性，验证飞机的失速警告，描述了实施失速试飞需要做的工作，讨论了失速试飞的有关问题。     

Y—7飞机失速试飞体会

本文从试飞员的角度,以Y—7飞机为实例,对民用运输类飞机的失速速度与失速特性合格审定试飞的驾驶技术进行了探讨.文中首先简要地介绍了试飞前有关试飞员的技术与心理准备、机组协同以及失速试飞保证条件等方面的问题。接着,文中较详细地介绍了Y—7飞机失速试飞的操纵与飞行方法,改出时应注意的一些问题,并对Y—7飞机的失速速度与失速特性给出了评价与建议。     

Y—7飞机失速特性适航试飞 二

3.2 失速特性失速特性试飞是在巡航(襟翼收上,起落架收上)、起飞(襟翼15°,起落架收上)和着陆(襟翼38°,起落架放下)三种构形下,后重心28％b_A,飞机质量为21.4～19.7t范围内进行的。慢车直线飞行失速特性试验的发动机油门为17°,扭矩压力为1.9 MPa。带动力直线飞行和转弯飞行失速特性试验的发动机功率为1.6V_(s1)平飞功率,即油门为30°,扭矩压力约为3.0MPa。失速特性试验的后重心改在28％b_A,而不是在设计后重心33％b_A,这是考虑到Y—7     

J7L 飞机小速度机动试飞初探

在飞行试验的基础上,依据实际飞行中的机载测试记录和飞行体会,分别介绍了Ｊ７Ｌ飞机在作超临界盘旋、跃升回转、尾冲和小速度斤斗四个高难度小速度机动动作时,各自的进入条件、驾驶技术要领、动作特点和需要注意的问题。可供从事过失速飞行试验、战术机动研究的技术人员和飞行人员参考。     

动态试飞测定极曲线的修正方法

选用Ｊ７飞机,在ｈ＝５０００ｍ,Ｍａ＝０．８,全加力飞行状态,使用倍脉冲平尾进行飞行试验所测得的两组试验数据及极曲线,对其Ｃｘ＝ｆ（Ｃｙ）,Ｃｙ＝ｆ（ａ）中出现不合理现象和疑点进行了分析和解释,并提出了解决办法,该解决问题垢办法就同动态飞行试验数据求出Ｃ＾ｗｚｙ＝ｆ（Ｃｙ）,（Ｍａ＝ｃ）并将此数据用于动态极曲线Ｃｙ平衡状态的修正,结果表明,用倍脉冲平尾求飞机极曲线的修正方法简便实用,是切实可行的。     

J7L飞机大迎角/失速/尾旋试飞

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。     

飞机的尾旋试飞

研制飞机、特别是单发的民用飞机，就会遇到尾旋试飞问题，本文较全面地论述了标准和规范对尾旋的要求，尾旋的分类和机理，尾旋试飞的技术准备和试飞，最后对尾旋和尾旋试飞中的有关问题进行了讨论。     

导弹推进装置飞行试验中故障状态判断与分析

介绍了海军战术导弹用四类推进装置,即液体、固体、涡喷、冲压发动机与燃油、冷气输送系统在靶场飞行试验中曾出现的故障,并以其中部分故障和典型故障图象为例,阐述了故障判断、分析与动力学方程的应用。     

飞行管理系统导航功能分析

本文研究了飞行管理系统(FMS)导航功能的要求,分析了导航滤波方法、结构和导航方式及FMS自动导航管理等问题。     

某型直升机的操纵性稳定性飞行试验

本文简要介绍了某型直升机操纵性与稳定性飞行试验的原理、试飞方法及数据处理技术。给出了换算到标准条件下的一些试验结果,并与军用直升机飞行品质规范CJB902-90的有关要求进行了对比,提出了客观的可供借鉴的试飞结论。     

起落架落震试验的数字模拟方法

 <正> 在计算飞机起飞、着陆和滑行等地面运动的静、动态载荷时,除了需要飞机结构和气动参数外,起落架减震器的性能参数更占有重要地位。而这些性能参数中尤以决定油液阻尼力的流最系数为重要。长期以来,国内主要靠查手册、凭经验确定这个系数,如果能较准确地确定流量系数,对载荷计算是很有意义的事。     

轴流风扇旋转失速时的流场测量与分析

针对渐近型旋转失速在一轴流风扇上进行了一些测量工作,包括失速时的激光平均流场测量和热丝动态测量两大类。激光平均流场研究表明失速团主要活动在风扇转子前缘,而转子叶片通道中的流场则主要表现为叶尖间隙流的横向堵塞流动。      

高速弹射试验机操稳性能的计算与试飞

本文介绍了为研究高速弹射试验机的操稳性能和在弹射力扰动下飞机的动态响应,把弹射力以瞬态脉冲载荷的形式作用于飞机时所建立的数学模型和采用的计算方法.把计算结果与试飞结果和原型机试飞结果作了比较,计算结果与试飞结果的一致性是令人满意的。这为高速弹射试验机的安全飞行和指导飞行员实施弹射试验提供了可靠的依据。     

风切变中飞行能量高度分析及反馈

本文采用模态集结法,导出了能量高度响应的近似公式并分析了高度模态与能量高度的对应关系,由此给出了采用能量高度反馈的设计方法。计算表明近似公式反映了飞机在穿越低空风切变时的响应特性,模拟结果表明本文中的反馈设计明显提高了飞机穿越低空风切变的能力。     

美国当前气动与飞行力学发展动向（二）

3 超机动性及其研究计划下一代先进的战斗机ATF,究竟是什么样子,目前已有预研投标的原型机,如YF22,23;但还不明朗,原因在于ATF在美国要求很高。 a.首先必须具有过失速机动能力,可用法向过载接近9; b.可以作超音速巡航,超音速持续机动能力大约为M=1.3～1.5时,ny=3～4;     

任务可靠度的估算分析

飞机设计工作中一项十分重要的任务是产品可靠性设计，本文回顾了任务可靠性的基本概念，给出了能够确定飞机完成任务可能性的任务可靠度的估算方法。在此基础上，为说明任务可靠度估算的实际过程，本文最后对某型飞机电传控制系统任务可靠度进行了分析，并给出了分析结论。     

ANALYSIS OF DYNAMIC FLOW BEHAVIOR IN PITCHING MANEUVER

ＡＮＡＬＹＳＩＳ　ＯＦ　ＤＹＮＡＭＩＣ　ＦＬＯＷ　ＢＥＨＡＶＩＯＲ　ＩＮ　ＰＩＴＣＨＩＮＧ　ＭＡＮＥＵＶＥＲＣｈｅｎＮａｎｑｉａｎ；ＬｉｕＲｉｚｈｉ；ＭａＺｏｎｇｊｉａｎｇ（ＩｎｓｔｉｔｕｔｅＯｆＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓ，ＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉｖｅ...