某型飞机纵向静稳定性试飞方法研究

纵向静稳定性试飞属于飞行试验科目中的经典科目,依据CCAR25部要求,传统民用运输机执行此科目时主要考察飞机改变速度所需的杆力方向、杆力-速度平衡曲线以及操纵结束后飞机速度的恢复能力。但对于具有纵向中立静稳定性设计特点的全电传飞机,传统的适航条款和试飞方法都已不再适用。在咨询通告AC25 7C和某型飞机专用条件的基础上,给出了使用操纵品质等级评定方法（HQRM）来开展纵向静稳定性试飞的基本方法和判据要求。     

微型飞机降低重心位置对稳定性的影响

由于微型飞机有最大尺寸的限制,通常平尾/升降舵距离机翼和全机重心很近,造成气动效率和纵向静稳定性都比较低。研究了不使用平尾/升降舵、而是通过降低微型飞机重心位置来获得纵向静稳定性的思路。分析了重心低置情况下的纵向力矩平衡关系,推导了相应的纵向静稳定性的计算公式,并构造了计算模型和试飞样机进行实例分析。结果表明,通过降低重心位置可以有效地增大微型飞机的纵向静稳定性,并可以在没有平尾的情况下实现纵向力矩平衡和获得静稳定性。其静稳定性裕度可以通过重心与气动中心的纵向距离来调节。     

水上飞机着水纵向稳定性试飞方法研究

针对水上飞机着水纵向稳定性的要求,进行了流体动力学的理论研究,归纳出影响飞机性能的主要因素;同时,提出了水上飞机着水纵向稳定性的试验方法和试飞技术,并在某型水上飞机上开展了相关的飞行试验。结果表明,该试验方法能满足试飞要求,可以用来开展新型水上飞机着水纵向稳定性的鉴定试飞。     

一种非线性部分极曲线的试飞方法

介绍了一种不测推力获取非线性部分极曲线的试飞方法。从飞机纵向动力学方程出发,推导出了利用试飞数据计算非线性部分诱导阻力系数Ａ值的公式,在铅垂对称平面内进行了飞行试验。试验结果表明：不测推力法试飞结果同测推力法试飞结果、风洞预测值以及Ｊ７原型机资料值具有良好的一致性,不测推力法是一种经济、可靠、简便而有效的试飞方法,可用于同类型飞机的非线性曲线试飞研究。     

折叠机翼变体飞机纵向操纵性与稳定性研究

针对一种飞翼布局折叠机翼变体飞机方案,建立了相应的研究模型,使用涡格估算方法计算出机翼折叠角度对全机纵向静稳定性的影响.利用飞机纵向小扰动运动方程,分别得到了机翼展开和折叠状态的长、短周期模态,并对其动稳定性进行了讨论.结合工程估算方法和风洞试验方法,计算出内段机翼折叠过程全机力矩系数、升降舵操纵导数以及升降舵配平偏角...     

民机纵向静稳定性试飞方法研究

目前国内民用运输机执行纵向静稳定性试飞时主要采用稳态法,而此方法存在试验时因飞行高度变化过大过快而难以采集足够试飞数据的缺点。针对FAA 咨询通告AC25-7C 中提出的两种关于纵向静稳定性的试飞方法进行对比分析,从而考察平飞加减速法的可执行性,分析传统的稳态法和新的平飞加减速法的优缺点和实际飞行试验时的可行性,得出初步结论为平飞加减速法有其独特的优点,主要适用于能平飞配平的试验点,而对于飞机发动机设置于最大推力和慢车推力试验点的适用性,还需通过试验进一步考察确定。     

K—8飞机操稳特性试飞

主要介绍Ｋ－８飞机在鉴定试飞中的操纵性，稳定性试飞方法和结果，其中包括起飞，着陆，速度稳定性，过载稳定性，机动点，中性点的确定，同时还对纵向模态特性，横侧静稳定性，操纵性，滚转效率，横侧动态特性进行了测定，并在各特性的测定中谈了飞行体会。     

K－8飞机操稳特性试飞

主要介绍Ｋ－８飞机在鉴定试飞中的操纵性、稳定性试飞方法和结果，其中包括起飞、着陆、速度稳定性、过载稳定性、机动点、中性点的确定，同时还对纵向模态特性、横侧静稳定住、操纵性、滚转效率、横侧动态特性进行了测定，并在各特性的测定中谈了飞行体会。     

气动助力操纵飞机的纵向特性计算

本文根据气动助力操纵升降舵系统的特点,推导了飞机纵向静稳定性和纵向阻尼及洗流时差导数的计算公式。导出了飞机由初始定直飞行状态转入到ω_2、ΔV和Δn_y均为常值的稳态机动飞行中升降舵和调整片的偏角。杆位移和杆力以及它们分别对速度和过载的梯度计算公式。利用本文的计算方法,对一架典型的气动助力操纵的大型喷气式飞机(H=8公里,M=0.8)的纵向静态飞行品质进行了验证计算。其结果是可信的,表明计算方法是可行的。     

飞机在低空风切变中下滑问题探讨

本文主要是探讨飞机在垂直风梯度(水平风随高度的变化)中下滑时的稳定性和操纵性,系统地推导了飞机纵向运动全量方程和线化模型;用Runge-Kutta方法求解全量方程得到了飞机在固定操纵条件下风切变中下滑的轨迹;用线化模型讨论了飞机的纵向静稳定性和高度模态稳定性。本文还对操纵方式和最优操纵等问题进行了理论分析和计算。     

民用飞机俯仰操纵力特性设计研究

首先提出了民用飞机俯仰操纵力设计要求,结合某新型民用飞机的特点,提出了改善俯仰操纵力的相关措施,即提高纵向静稳定性、优化升降舵限偏曲线、增加电子配重、杆位移指令整形、提高俯仰操纵力等。计算结果表明,该系列措施使得某新型民用飞机俯仰操纵力特性满足适航要求,确保飞机获得满意的俯仰力特性。     

Research on parafoil stability using a rapid estimate model

With the consideration of rotation between canopy and payload of parafoil system,a four-degree-of-freedom (4-DOF) longitudinal static model was used to solve parafoil state variables in straight steady flight.The aerodynamic solution of parafoil system was a combination of vortex lattice method (VLM) and engineering estimation method.Based on small disturbance assumption,a 6-DOF linear model that considers canopy additional mass was established with benchmark state calculated by 4-DOF static model.Modal analysis of a dynamic model was used to calculate the stability parameters.This method,which is based on a small disturbance linear model and modal analysis,is high-efficiency to the study of parafoil stability.It is well suited for rapid stability analysis in the preliminary stage of parafoil design.Using this method,this paper shows that longitudinal and lateral stability will both decrease when a steady climbing angle increases.This explains the wavy track of the parafoil observed during climbing.     

共轴式直升机悬停纵向稳定性和操纵性分析

基于准静态假设，研究了共轴式直升机悬停纵向稳定和操纵性，给出了稳定性条件和动稳定性与静稳定性的关系及改善稳定性的方法；最后给出了气动导数和悬停高度对稳定性和操纵性的影响。研究表明：共轴式直升机悬停纵向振动运动主要表现为不稳定的周期性运动，而静稳定性和静操纵特性是成正比的。研究结果对进一步研究共轴式直升机的纵缶操纵稳性能具有一定的参考价值。     

地效飞机的纵向稳定性和气动布局特点研究

分析了地面效应对飞机气动力特性的影响,以及地效飞机不同于常规飞机的纵向稳定性准则,包括重心与迎角焦点和高度焦点的位置关系、影响其纵向稳定性的主要气动导数等。研究结果表明,地效区内飞机的气动力随高度呈非线性变化,而重心必须位于迎角焦点与高度焦点之间并且靠近高度焦点才能保证地效飞机的纵向稳定性。最后根据地效飞机的稳定性准则,讨论了保证地效飞机良好飞行品质的气动布局要求。     

双自由度侧杆操纵力测量系统设计与实现

在侧杆操纵的民机中,侧杆的操纵力需要满足飞行品质以及适航规章的要求,因此必须对侧杆的操纵力进行准确测量。针对侧杆具有的双自由度运动及侧杆表面形态复杂的特性,设计了一套操纵力测量系统。该系统能够精确控制侧杆的运动方向,使侧杆在一个平面内运动,并通过特殊的机制使力传感器与侧杆运动轴线垂直,保证测试的精度。基于LabView 设计了测试软件,能够实时地显示力、位移以及滞环曲线。     

先进战斗机纵向飞行特性与放宽静稳定度研究

放宽静稳定度在先进战斗机设计领域已获得广泛应用,与其相关的主动控制技术仍有进一步研究的价值,需要对放宽静稳定度对飞机纵向飞行性能的影响进行更全面的分析。以重心后移作为放宽静稳定度的方式,分析放宽静稳定度与某型战斗机俯仰力矩系数的关系,构建战斗机非线性模型并进行开环特性分析,在此基础上,分析放宽静稳定度对飞机运行平衡点的影响机理,对战斗机非线性模型进行线性化,并分析放宽静稳定度对飞机纵向线性模型阶跃响应特性和长短周期模态特性的影响。结果表明：放宽静稳定度可增大战斗机的俯仰力矩系数,提高飞机性能,但可能会使飞机本体模态特性变差,需要在设计控制率时予以考虑。     

无人机气动特性改进及风洞试验研究

为延长某无人机的留空时间，加大航程和提高升限，用适当加大机翼展弦比和加装翼尖小翼的办法对原型机的气动特性进行了改进，以期能使该无人机的升阻比有较大提高。在工程估算的基础上，对改进后的气动特性和几十种翼尖小翼的组合方案进行了风洞试验研究和优化分析，得出了可供该无人机使用的气动特性改进的最佳方案。风洞试验结果表明：和原型机相比，改型机的最大升阻比可提高20．6％。     

鸭式布局地效飞行器纵向静稳定性数值研究

针对地效飞行器纵向静稳定性这一重要技术问题,应用数值模拟的方法对鸭式布局地效飞行器的纵向静稳定性进行了研究。首先对传统布局与鸭式布局纵向静稳定性的特点进行了对比分析;然后,通过改变前置鸭翼展弦比分析其对纵向静稳定性的影响。研究结果对地效飞行器的气动布局设计和研究有一定的指导和参考价值。     

由稳态飞行确定纵向气动导数

研究了从稳态对称飞行数据估计气动导数的一种方法，要估计的导数是纵向静稳定性和操纵性导数，尾翼产生的阻尼导数、速度对升力和俯仰力矩系数影响的导数，其方法是基于扩展的纵向静稳定性和操纵性理论以及相应的飞行试验数据表示方法，对于大多数气导数，假设飞行测量数据是以平衡曲线和ＣＬ（α）曲线形式给出的，导数估计表达式是由已知常数，直接或非直接测量量的代数关系式构成，估计精度用结果标准误差或系统误差带表示。所研