现代飞机失速／过失速／尾旋飞行试验技术

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。     

M_ИΓ──21型飞机失速／尾旋飞行试验

在系统地进行ＴИΓ—２１型飞机失速／尾旋理论培训和试验飞行的基础上，结合实际飞行中的机载测试记录和体会，详细介绍了失速／尾族试飞的准备、试飞驾驶技术和失速尾旋特性。给出了ＭИΓ－２１型飞机典型的正常尾旋和倒飞尾旋的试飞结果曲线。最后针对ＭИΓ－２１型飞机的特点，给出了失速／尾旋试飞中特别的限制说明。供同类型飞机失速／尾旋试飞时参考。     

现代机动飞机的失速／尾旋试飞方法

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     

МИГ——21型飞机失速／尾旋飞行试验

在系统地进行了ＭИГ－－２１型飞机失速／尾旋理论培训和试验飞行的基础上，结合实际飞行中的机载测试记录和体会，详细介绍了失速／尾旋试飞的准备、试飞驾驶技术和失速尾旋特性。     

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。     

J—7（Ⅱ）型飞机失速／过失速／尾旋特性预测计算

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.     

JL8飞机失速尾旋飞行试验研究

叙述了JL8飞机失速尾旋试飞状态、试飞试验和试飞结果。试飞结果表明，JL8飞机具有良好的大迎角特性及低速和高速失速特性。其正飞尾旋获得了三种模态，即“落叶飘”型非定常尾旋、非定常陡振荡尾旋和左均匀平尾旋；倒飞尾旋呈不稳定型态。而且各种尾旋都能成功地改出。另外，还评价了误操纵对失速和尾旋的影响。可供飞机大迎角和失速、尾旋特性研究人员参考。     

螺旋桨涡流对飞机失速／尾旋特性的影响

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.     

失速尾旋度飞动力装置可靠性分析

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。     

民用飞机失速尾旋(螺旋)事故

尾旋是飞机在失速后发生的一种特殊的旋转运动,此飞行状况常常导致飞机的失控坠毁,所以民用飞机在飞行中不允许出现尾旋。但由于种种原因,民用飞机尾旋事故还是时有发生。收集了以往民用飞机发生尾旋事故的实例,详细呈现了飞机尾旋的大致过程,为避免尾旋事故的发生提供参考依据。     

带动力模型自由飞试验研究

主要阐述带动力模型自由飞的技术难题，诸如相似准则、螺旋桨的动力模拟及滑流模拟、陀螺力矩的模拟，燃油变化对尾旋试验影响的以及模型的起飞与回收等问题，最后，以ＣＪ－６及Ｎ－５飞机带动力模型自由飞的失速／尾旋试验为例，说明解决问题的有效性，试飞证明，试验结果与真实飞机的结果相关性好。     

用模型自由飞试验预测K8飞机的失速／尾旋特性

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。     

失速尾旋试飞动力装置可靠性分析

失速尾旋试飞是高难度、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。     

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。     

Y7—200A飞机失速速度与失速特性试飞

介绍了Ｙ７－２００Ａ飞机失速度度和失速特性试飞采用的测试设备，试飞内容与试飞方示，数据处理方法，试飞结果与结果分析，动力装置空中慢车拉力的确定方法，该机无动力失速速度的确定方法与常规方法的差别。     

Y7—200B飞机的失速试飞

根据Ｙ７－２００Ｂ飞机失速试飞结果，从飞机的设计特点出发，与原地比分析了飞机的失速特性，结果表明，Ｙ７－２００Ｂ飞机的设计改进目前还没有达到降低失速速度，提高安全裕度的预期设计目标。主要原因在于设计和操纵系统的改进针对性不强，改进措施不协调，为此必须进行综合的分析，系统地采取有效改进措施。     

Y7－200B飞机的失速试飞

根据Ｙ７－２００Ｂ飞机失速试飞结果，从飞机的气动设计特点出发，与原型机对比分析了飞机的失速特性。结果表明，Ｙ７－２００Ｂ飞机的气动设计改进目前还没有达到降低失速速度，提高安全裕度的预期设计目标。主要原因在于气动设计和操纵系统的改进针对性不强，改进措施不协调，为此必须进行综合的分析，系统地采取有效改进措施。     

失速／尾旋模型自由飞试验的空间设计问题

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。     

F—16飞机大迎角飞行特性分析

采用六自由度全量运动方程和三通道飞行控制系统模型，使用时域动态响应的方法，研究了Ｆ－１６飞机在大迎角下飞行的深失速特性和尾旋特性，并对尾旋进入和改出的机理进行了探讨。通过分析研究可午出结论：Ｆ－１６飞机具有深失速特性，若进入深失速后，可用先拉杆后推杜操纵方法改出；Ｆ－１６飞机进入尾旋的主要原因是航向自转和偏航、滚转气动交感；在改出尾旋过程中，方向舵操纵力矩、航向静不稳定力矩、偏航惯性交感力矩对制止     

飞机失速试验

阐述了飞机失速试验的作用和意义，讨论了飞机的失速特性，分析了失速试验的三个阶段，介绍了失速试验的基本技术。