AMX飞机大迎角试验的经验

本文描述了单座和双座ＡＭ－Ｘ飞机大迎角试验计划，作了完成试验工作的技术综述，描述了试验用的改进飞机，采用的特殊方法，用于包线扩展的递增方法及其结果，对有关工作的技术，后勤，组织，计划原则和使用的技术等也提供了重要的评价。     

X—29A飞机结构载荷飞行试验

Ｘ－２９Ａ研究和技术验证机已完成了一项成果显著的飞行试验计划，主要研究目的是稳妥地开发、评价和验证许多气动、结构和飞行控制技术，所有这一切均高度地综合在该飞机的设计之中。本文概述了有关技术、飞行试验方法，主要结果和根据结构飞行载荷分析所得到的经验。     

21世纪初军用航空技术展望(下)──新武器和新概念技术

高超音速飞行和推进技术高超音速飞行器的研究工作源于５０年代，但至今未能问世。纠其原因主要是在材料、动力装置和使用维护等方面的技术难度太大。目前美国正在进行高超音速飞机所需关键技术的研究工作。其中美国空军的高超音速技术（ＨｙＴｅｃｈ）计划打算验证可供导弹在Ｍ４－８时使用的超燃冲压发动机；美国ＮＡＳＡ的Ｈｙｐｅｒ—Ｘ计划，打算研制一个长３．６６米的无人高超音速验证机，计划２０００年初进行第一次Ｍ数为７的飞行试验，在第三次飞行试验时Ｍ数将达到１０。这些将为高超音速飞机进人工程化阶段创造条件。前沿推进技…     

X—31过失速包线扩展综述

Ｘ－３１是用于探索增强战斗机机动性战术优点的研究机，通过利用推力矢量可达到增强战斗机机动性，本文提供了Ｘ－３１研究计划和飞机的信息，讨论了Ｘ－３１过失速包线扩展试验及飞机需要进行的改进。     

载人航天飞行试验任务中遥控计划正确性自动验证方法的研究

本文以我国栽人航天工程飞行试验任务为背景,讨论了在任务中遥控计划的验证内容、正确性判断准则和判断方法,并给出了遥控计划正确性验证的流程。通过在任务中实现遥控计划正确性自动验证。保证了北京中心遥控计划的正确性和可靠性,确保了飞控任务的顺利实施,大大提高了工作效率。     

军用航空

Ｘ·３２Ａ首飞使ＪＳＦ进入新一轮竞争９月１８日，波音参加ＪＳＦ计划验证机试飞阶段竞争的Ｘ－３２Ａ飞机完成了首飞，终于拉开了人们期盼良久的美国最新型战斗机计划的最后竞争帷幕，并将该计划引入了一个长达５个月的飞行试验计划阶段。Ｘ－３２Ａ首飞计划因飞行过程中出现了轻微液压泄露，波音决定缩短首飞时间到计划的８０％。 公司声称：Ｘ－３２Ａ在首飞中表现出了非常出色的飞行品质，它分别以１６０节和２００节的飞行速度飞到了３０００米的高度，起飞滑跑距离为６７０米，飞机的起飞离地速度为１５０节，然后以２０度的迎角离…     

直升机操纵品质试飞和频域分析

为了证实ＯＨ－５８Ｄ直升机的适航性和飞行特性，评审航空设计标准３３Ｃ－军用直升机操纵品质要求，在ＯＨ－５８Ｄ直升机上进行了频域试飞技术和分析的验证。本报告列举了许多从简单频域试验获得的结果，使人们对影响操纵品质的飞机动力学有更多的了解。本报告也用大量资料证明了用于保障试验的频率扫描试飞技术和数据分析。     

军用航空

Ｘ－３５Ａ的首飞使ＪＳＦ计划竞争进入白热化阶段继９月１８日波音的Ｘ－３２Ａ率先进入首飞验证阶段之后，洛克希德·马丁公司的Ｘ－３５Ａ也在１０月２４日实现了成功的首飞。至此，两家的竞争终于从地面上升到了空中真枪真刀的飞行验证较量阶段。 在Ｘ－３５Ａ持续了２２分钟的首飞中，除了出现了飞机起落架收起之后，起落架舱门关闭不太理想的小问题之外，其余一切正常。其起飞滑跑距离为６００米，飞机起飞后在起落架放下状态，爬升到３０００米高度。首飞表明该机具有不开加力就非常优秀的爬升性能。首飞中，该机在３０００米高度的…     

X—31过失速包线扩展和战术实用性试验

应用推力矢量控制提高战斗机的机动性，从而改进其技术实用性是可能的，Ｘ－３１正是由国际试验组织进行这种探索的一种研究机，本文介绍了大迎角包线的扩展以及对飞机所做的一些必要的改进，文章讨论了包括模拟和试飞在内的战术实用性阶段的试验。     

美国研制高超音速试验飞机

目前，美国ＮＡＳＡ正在执行一项“超高速Ｘ”计划，该计划旨在开发和验证能够把空气发动机用于高超音速飞机和可重复使用航天飞机上的技术．根据该计划，一种正在研制中的命名为Ｘ－４３的飞行器将用于硬件和软件的测试试验．据ＮＡＳＡ称，以空气发动机为动力的高超音速飞行器能载运更大的有效负荷，因为高超音速飞行器的重量要比常规的火箭发射系统轻．据ＮＡＳＡ兰利研究中心称，计划于２０００年初进行的Ｘ-Ｍ３首次飞行速度将被设定在Ｍ７以下；第三次和第四次速度将达Ｍ１０．Ｍ７的飞行高度约为２．９万米，而Ｍ１０的飞行高度将达…     

阻力方向舵在无尾飞机飞行控制中的应用

阻力方向舵在无尾飞机上得到广泛的应用。以一种无尾飞机为例,讨论了阻力方向舵舵效的非线性、耦合性等基本特性,并说明了阻力方向舵张开后对飞机整体的影响。给出了阻力方向舵在无尾飞机航向增稳、空速控制、作为复合舵使用三个方面的应用实例和仿真结果,说明了阻力方向舵在无尾飞机飞行控制应用中存在的一些问题及其解决方法。     

为可重用地面监控系统开发可组配技术

监控设备（ＣＭＵ）采用可组配软件技术，实现航天器的实时遥控、遥测处理、仿真、数据获取、数据归档和地面操作的自动化。下列监控系统正准备采用这种基本技术：移动式空间站检测系统；生命保障系统；空间站后勤运输系统；单级火箭技术计划中Ｄｅｌｔａ特快飞机（ＳＸ－２）的地面系统。ＣＭＵ大量采用商用技术来提高能力，降低开发和寿命期成本。根据有效载荷地面操作合同，麦克唐纳·道格拉斯空间和国防系统正在为ＮＡＳＡ肯尼迪     

缩比模型遥控飞行验证技术的研究及展望

缩比模型遥控飞行验证是飞行试验技术的重要组成部分,本文研究了国内外相关技术发展状况和未来需求,初步分析了需要解决的关键技术,简要介绍了自身团队相关工作进展,并对于该项技术与多学科发展的关系进行了概括。研究表明：缩比模型遥控飞行验证技术是未来飞行器设计研发中的一项重要技术验证途径,在新概念飞机布局设计及飞机新技术应用等方面具有指导作用。     

利用实时频率响应技术确定X—36飞机稳定裕度

X－36遥控驾驶飞机是用来演示无垂尾敏捷战斗机构型关键技术的。1997年11月在爱德华兹空军基地Dryden飞行研究中心，X－36非常成功地完成了31项任务试飞计划。为了便于开环传递函数的估计，X－36飞控系统结构在每个轴只包含单一的控制通道。由于利用频率响应技术实时估计单输入，单输出开环传递函数允许X－36飞机飞行包线的扩展快捷而安全。应用实时稳定裕度（RTSM）法获得的飞行数据为深入了解控制律性能够提供了条件并指出了改善稳定裕度所需的变化。此外，RTSM的能力也极大地增加硬件闭环模拟效率并显著减少控制律开发时间。RTSM频率响应技术可在遥测位置使用，能提供有效的声音和数据通讯。本文给出为X－36试飞计划开发的实时稳定裕度测量技术并伴有模拟及试飞结果，同时也叙述了对X－36飞机横侧控制机构多输入多输出奇异值分析的实时应用。     

F—15短距起落和机动技术验证机轴对称飞行试验结果

本文介绍了由Ｆ－１５Ｂ飞机改进的短距起落和机动技术验证机与它的飞行试验计划，试验目标以及飞行试验结果，为工业部门未来飞机设计提供有价值的数据。     

Y7H─500型飞机高速特性适航试飞

根据民用飞机在投入营运之前，要按飞机适航标准进行适航取证试飞的要求，对Ｙ７Ｈ－５００型飞机进行了高速特性适航试飞验证。简要介绍了试验机概况、试飞方法和测试技术；讨论了Ｙ７Ｈ－５００型飞机的高速特性。试验结果表明，Ｙ７Ｈ－５００型飞机的高速特性符合ＣＣＡＲ－２５部要求。     

综合头盔视听系统飞行试验计划与数据采集

海军空战中心武器部（NAWCWPNS）在中国湖，在TAV－8B飞机（AV－8B训练机）上完成了先进联合攻击技术（JAST）综合头视听系统（JHAVS）的飞行验证计划。本文介绍了所采用的系统的试验方法及针对每种试验所确定的一种基本情况的背景。本次飞行试验采用的作战环境非常全面，飞行次数最少，并对飞行试验结果进行了讨论（结果包括视频图象信息、载机数据及地面真实数据）。试验的目的是验证：用于飞行员定向、战术导航及其它飞行任务的头盔显示器的导航信息；便于飞行器完成对预定目标截获的头盔显示器（HMD）成象功能；便于飞行员完成战术武器发射的HMD3信息显示功能（包括离轴功能）；投放常规武器使用HMD和平显（HUD），对其精度进行比较；提高飞机对威胁的机动反应动力的HMD三维（3－D）离轴瞄准音象告警功能；以语音方式接通导航和武器投放的功能；HMD的3－D离轴瞄准音象显示航路点及标识点；IHAVS系统技术使座舱设备减少及提高飞行员状态判别能力的潜力。评估HMD系统试验的关键问题与头盔瞄准系统结构有关，虽然这是系统的验证方案，但试验结果表明要减轻飞行员工作量，需进一步加强系统综合化设计、改善武器使用以增强战术系统性能，并对增加的或现有的系统功能进行评估。评估的主要因素是人的因素,飞行员工作量的降低，从理论上提高飞行员对状态的判断能力。     

Y7H—500型飞机高速特性适航试飞

根据民用飞机在投入营运之前，要按飞机适航标准进行适航取证试飞的要求，对Ｙ７Ｈ－５００型飞机进行了高速特性适航试飞验证。简要介绍了试验机概况、试飞方法和测试技术；讨论了Ｙ７Ｈ－５００型飞机的高速特性。试验结果表明，Ｙ７Ｈ－５００型飞机的高速特性符合ＣＣＡＲ－２５部要求。     

特殊结构外形飞机飞行试验特点综述

本文叙述诸如“无尾”式、“鸭”式，反安定面式、变后掠翼式和垂直起降式等特殊结构外形飞机飞行试验中与常规外形飞机试验的不同点，强调了对这类飞机进行飞行试验时应特别注意和应补充的项目。     

Y12—Ⅱ型飞机结冰对其飞行特性影响的试飞研究

以Ｙ１２－Ⅱ型飞机防冰系统适航验证试飞为例，就确定飞机结冰部位与防护方法，结冰对飞机飞行性能和操稳特性的影响，带冰着陆的可能性及其安全措施等问题进行了分析和讨论。通过飞行试验，初步检查出飞机结冰造成飞机飞行性能的损失和稳特性的降低。仅在新机研制中，为防冰系统适航性验证工作提供参考。