飞机在尾旋中侧滑和坡度的分析

分析了在飞机在尾旋中产生侧滑和坡度的根本原因，论述了侧滑和坡度在尾中的变化的规律，影响侧滑和坡度的因素，以及侧滑和坡度变化对尾旋动态的影响，同时就尾旋中偏滚对尾旋侧滑的影响，绕铅垂旋轴对坡度的影响等进行了讨论分析，最后通过分析ＪＪ６飞机和ＪＪ５飞机尾旋的测试曲线，进一步说明了ωｘ和ωｙ对坡度的影响，可为飞行员掌握尾旋特性，提高飞行技术和保证飞行安全提供参考。     

J—7飞机失速／过失速／尾旋动态特性研究

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。     

基于适航的通航飞机左边界飞行安全研究

失速/尾旋一直是通航飞机面临的最严重的左边界飞行安全问题，失速/尾旋事故统计结果表明，具备尾旋改出能力，不能避免失速/尾旋造成灾难性后果。为了避免飞机出现无意偏离可控飞行的趋势，通过对“多重防御”理念和基于此理念修订的失速/尾旋条款及其符合性验证方法的解析，提出通过提升飞行员的状态感知、增强飞机抗偏离特性和降低失控危害程度等层面的通航飞机左边界飞行的多重防御体系构建方法。本文提出的方法有助于通航飞机更好的符合新规章中失速尾旋适航条款的要求，达到提升左边界飞行安全的目的。     

某型飞机大迎角试飞液压流量需求仿真分析

某型飞机需要进行大迎角试飞,以验证防偏离尾旋功能,须考虑进入、改出尾旋的意外情况。进入尾旋后,如果飞机双发停车,应急液压系统应具有足够的压力、流量及工作时间满足飞控系统各操纵面偏转需求,顺利改出尾旋并安全着陆。本文利用西门子公司的LMS Imagine.Lab AMESim(简称AMESim)软件和Matlab/Simulink软件对液压部件和飞机进入、改出尾旋的状态进行建模仿真,计算飞行控制系统各操纵面液压部件的液压流量需求情况。     

预测飞机稳定尾旋的解析法和图像法

尾旋是飞机的极限飞行状态,此一状态极易造成机毁人亡。由于尾旋试飞有极大的风险性,所以在试飞前要进行足够的安全论证,包括理论分析和风洞试验,一般采用两者相结合的方式进行。介绍了解析法和图像法两类方法来研究飞机的稳定尾旋。     

米格飞机与尾旋试验

本文以米格飞机为背景，从最早的米格－３飞机到控的米格－２９飞机，比较完整地介绍了前苏联在各个航空发展阶段支尾旋飞行试验的认识以及尾旋飞行试验的情况，介绍了不同时期尾旋试验的特点，预言了未来尾旋飞行试验的前景。     

JJ-5飞机失速/尾旋特性数值计算和图像显示研究

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.     

稳定尾旋特性研究的一种计算图解法

按稳定尾旋的条件对飞机运动方程组作了简化，提出了一种计算图解法和尾旋中侧滑角计算式，并用于Ｊ－７飞机稳定尾旋特性研究和验证。     

Mиг－23飞机尾旋试飞体会

Ｍиг－２３飞机是一种变后掠翼战斗机，它的尾旋动态及改出尾旋的方法很复杂。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出Ｍиг－２３飞机的尾旋时应注意的事项。     

Analysis on Inertial Moment of Spinning Aircraft Basedon Data from Flight Parameter Recorder

决定飞机尾旋动态的力矩包括惯性力矩和气动力矩,破解尾旋的特性需要获取准确的惯性力矩。利用飞参中的三轴角速度,选取训练实例飞机失速性滚摆到进人反平尾旋状态过程飞参数据,计算复杂失速尾旋状态的三轴惯性力矩,说明惯性力矩的变化过程,分析对比惯性力矩在尾旋各阶段的作用特点,并结合飞机的大迎角气动特点,提出失速后预防进入尾旋的操控要点。算法准确实用,动态分析及操控要点提示对保障飞行安全具有借鉴意义。     

JJ6飞机进入和改出尾旋的分析

 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。     

飞机尾旋三维测量试验的改进方法

飞机尾旋试验是研究飞机进入尾旋特征以及提出如何改出尾旋的方法。传统测量飞机尾旋运动姿态的实验自动化程度低、人工操作复杂费时,因此针对这些问题开发了一套基于特征点测量的改进方法。主要是基于机器视觉的三维测量原理,能动态测量飞机模型的三维特征点并计算出模型的各个姿态角度。在标记检测时采用了新的标记检测方法,提高了标记布局及图像识别的灵活度;姿态角的计算是根据坐标系转换而得到的。根据改进方法研制的系统操作简单、整个测量过程只需30min左右;并且数据有效率控制在90％以上;姿态角的精度控制在±1°以内。该系统在中国空气动力研究与发展中心立式风洞中的飞机自由尾旋实验中得到了很好的应用。     

救生伞收口性能分析

通过对ACESⅡ弹射座椅所使用的C－9伞收口速度补偿曲线的理论。分析了救生伞采用收口技术后,＿能在高速状态下降低开伞动载,在低速状态下不降低最低安全高度的原因;并对国产ＨＴＹ－4型弹射座椅装备了收口的救生－13型伞后的性能进行了估算。假如收口阻力特征等于210m2、收口时间等于10ｓ则在3000m高度上开伞动载将减小40％;并论述了收口阻力特征和收口时间选取的原则。     

战斗机飞行姿态对最低安全救生高度影响的仿真研究

战斗机飞行员在飞机出现危险情况时采用火箭弹射座椅作为救生装备的主要形式,在低空不利姿态下弹射时,往往需要一定的最低安全高度来保证弹射救生的成功率,在座椅性能确定的情况下,最低安全救生高度取决于弹射时飞机的飞行姿态。为此,根据火箭弹射座椅的工作原理,针对弹射过程的不同阶段,建立相应的数学模型,用仿真计算的手段来研究不同飞行姿态对最低安全救生高度的影响,以期为飞行员如何选择正确的弹射时机提供一定的理论支撑。     

农林飞机结构抗坠毁设计技术

农林飞机通常在3-5m的超低空进行作业飞行,在离地面3m以上的空中往往会有树木、电线杆、电线、堤坝、土堆、山丘、建筑物等障碍物,稍有不慎,就有与之撞击的可能。这样的工作条件除要求飞机具有良好的超低空飞行性能以外,还要求飞机具有一定的耐坠撞能力。本文针对农林飞机执行任务过程中可能发生的碰撞、坠毁等特点,研究了农林飞机抗坠毁设计技术、计算分析仿真技术。     

停车转弯掉高度问题的探讨

首先从分析停车转弯的基本运动入手,根据停车转可能出现的各种情况,重点讨论了停车转弯高度损失的问题,然后较详细地分析了各种转弯情况引起高度损失,最后,以Ｈ６飞机为例进行计算和分析,结果表明,在迫降处置中,可作较大坡度的转弯,以减少高度的损失,为实际飞行提供了最优的操纵手段。     

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。     

辅助动力装置（APU）状态监控故障诊断系统研究

当代大型喷气式客机的机载辅助动力装置（APU）是飞机中一个重要系统,为了提高飞机维修的经济性、减少延误,开发出了APU状态监控和故障诊断系统。该系统有极大的创新性,为飞机系统的状态监控故障诊断领域奠定了基础。     

小型民用正常类飞机尾旋特性试飞技术研究

简要介绍了按照CCAR-23部进行合格审定正常类飞机对尾旋试飞的要求,对小型民用飞机尾旋特性试飞方法进行了研究,结合具体型号进行了飞行试验验证,给出了该飞机的尾旋试飞结果。结果证明,该试飞技术适用于小型民用飞机型号合格审定尾旋试飞。     

飞机穿越微下击暴流风场进场着陆运动特性

应用模糊逻辑建模与辨识的方法建立了微下击暴流模型，利用此模型对A300飞机进场着陆时穿越微下击暴流进行了模拟，分析了低空风切变模型中高度因素的影响，说明了二维模型比一维模型更为优越。结果表明，提出的建模方法能够更好地以映出飞机穿赵微下击暴流的动态特性。通过分析初始高度对飞机穿越微下击暴流动态性能的影响，得出了一些重要的结论，从而对低空风切变危害飞机安全的物理本质有了进一步的认识。