共查询到20条相似文献，搜索用时 15 毫秒
1.
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
2.
本文论述了在制定飞机的失速/尾旋模型自由飞试验总体方案时必须充分考虑的空间利用问题之重要性;分析了制约试验空间的诸因素;提出了设计飞行剖面的工程估算方法——其中一些半经验方法之使用效果已为我们的自由飞试验所证实;以我们已成功地进行过的带动力遥控试验机、摇控热气飞艇带飞/投放、飞机带飞/投放的失速/尾旋模型自由飞试验为例,剖析了组成整个飞行剖面的各个飞行阶段之特点和影响因素,并以此为据提出了充分利用自由飞试验空间的一些见解。 相似文献
3.
对Ｊ－７飞机作了六自由度运动方程仿真计算，探讨了Ｊ－７飞机在平飞，盘旋和上升转弯三种飞行状态下，以三种操纵方式进入失速／过失速／尾旋的动态特点，并与现有资料作了比较，还研究了Ｊ－７飞机的失速尾旋敏感性。 相似文献
4.
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
5.
6.
7.
本文用六自由度非线性方程组计算分析了J-7(Ⅱ)型飞机的失速/过失速/尾旋特性,特别是按照MIL-S-83691A的验证要求计算检查了飞机的偏离/尾旋敏感性,检查了六自由度计算与判据计算结果的相关性,并提供了计算结果与试验结果的比较. 相似文献
8.
用自由飞模型进行失速／尾旋试验时，雷诺数对试验结果有一定影响。本文对这种影响的大小及修正方法进行了分析研究并作了实例计算。 相似文献
9.
10.
本文首先介绍了飞机失速/尾旋的物理成因.叙述了螺旋桨涡流影响下的空气动力系数、失速特性及操纵飞机的规律.最后提出了右旋螺旋桨飞机,向右偏头时,将导致在操纵范围以内的向右滚转;向左偏头时,将导致超过操纵范围的向左滚转。在螺旋桨大功率条件下,容易进入左尾旋,不易进入右尾旋. 相似文献
11.
ＭИГ－２３飞机是一种变后掠翼战斗机，它的尾旋动态及改出的尾旋的方法很复杂，根据在该机上进行的四次尾旋飞行试验，叙述其尾旋进入的方法，尾旋中的动态和改出尾旋的方法，并举出三个典型的尾旋模态实例，详细记述整个尾旋过程和进行分析，说明ＭИГ－２３飞机尾旋动态的复杂性及其表现出的特点，最后，提出了几点在判断和改进ＭИГ－２３飞机的尾旋时应注意的事项。 相似文献
12.
本文叙述大迎角，失速和尾旋飞行试验的准备，试飞员的试验操纵方法和试验中应评定的项目和注意事项，同时叙述了进人和改出正飞，倒飞尾旋的方法。 相似文献
13.
14.
立式风洞尾旋试验技术 总被引：2，自引：0，他引：2
李永富 《流体力学实验与测量》1999,13(1):13-18
介绍了立式风洞自由飞尾旋试验和旋转天平试验的方法,简述了试验模型的设计。 相似文献
15.
16.
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
17.
18.
在六自由度仿真计算时,综合使用旋转天平数据、振荡天平数据显得尤其重要。沿速度矢量的旋转角速度用于旋转天平试验数据。旋转角速度的其他分量用于振荡天平试验数据。在综合使用数据时提出了综合因子的概念。最后给出了单独使用振荡天平数据、综合使用振荡天平试验数据和旋转天平数据的六自由度仿真结果,以及相应的试飞结果。 相似文献
19.
20.
失速尾旋式飞是高难度、极危险的特技飞行科目,飞机动力装置的工作特性和可靠程度显得非常重要。本文通过对动力装置可靠性分析,对飞机失速尾旋飞行试验提供了可靠性结论。 相似文献