残击机高度分层试飞验证

针对采用气动补偿空速系统以改善测高系统精度的现代飞机，简要介绍了高度分层的要求，阐述了引起飞机空速系统位置误差的主要误差源并进行了分析；给出了通过GPS速度法对残击机高度分层试飞验证结果，并对试飞结果进行了分析和讨论；结果表明，所得到的试飞数据可为飞机气动补偿空速系统设计和高度分层试飞方法研究提供重要依据。     

高度分层与飞行试验

本文叙述了空中交通管制和高度分层的内容及要求,飞机高度位置误差的确定方法和精度分析,为确定的高度分层试飞提供参考。     

用于飞控系统试飞验证的识别方法

为试飞验证飞控系统的稳定性,改进,确认控制律和评价飞机的飞行品质,提出了富氏系数法（ＦＣ）,直接快速富氏变换－功率谱密度地（ＦＦＴ－ＰＳＤ）和相关函数为－功率谱密度法（ＣＦ－ＰＳＤ）确定系统频率响应,进而采用罗森布洛克无约束极值法和最小二乘－高斯牛顿迭代法进行模型参数拟合,另外,给出适合于上述方法的输入激励设计,通过用Ｔｕ－１５４Ｍ空中模拟试验机人机闭环／手动扫频试验数据和ＢＷ－１变稳机手动／自动     

军用飞机试飞验证标准化应用研究

根据军用飞机试飞验证技术特点及标准需求,分析了试飞验证标准化存在的问题;基于标准化的原理、方法,提出了开展试飞验证标准的顶层规划,进行试飞验证标准体系建设,以及开展标准论证、标准编制方法、标准技术内容确定方法等军用飞机试飞验证标准化工作的技术途径,并提出了试飞验证标准的贯彻和应用等标准化工作的内容和方法,为军用飞机试飞验证技术标准化提供了借鉴和指导。     

华山机载测试系统的验证试飞

本文叙述了中国飞行试验研究院于９０年代研制成功的华山机载测试分系统在Ｙ７收音机上进行验证试飞的方法,内容,试飞结果的分析及结论。     

民用飞机大侧风验证试飞方法研究

抗侧风作为飞机飞行的一项重要能力,需要通过试飞的方法进行验证,以表明飞机的抗侧风能力满足民用飞机适航规章条款的要求。主要从大侧风的试飞方法、试飞技术、试飞结果处理方法、适航验证等方面进行研究,提供民用飞机的大侧风验证试飞方法和适航符合性方法研究。     

试飞阶段飞机可靠性维修性评估验证现状及问题分析

正式的试飞阶段飞机可靠性维修性评估验证已近十个年头了，虽然取得一些成效，但从指标要求的制定到研究课题实施上还存在着认识上，管理上和技术上的各种问题，本文对这些问题进行了归结和分析，提出了改进措施，供参与鉴定，定型试飞的人员参考。     

面向智能空战的它机协同试飞验证方法

为验证无人机自主协同算法在空战环境下的适用性,提出了一种高等效的它机协同试飞验证方法。根据算法功能实现的需求,以成熟的民用固定翼无人机平台为基础进行改装,搭建它机试飞平台,对真实空战环境开展模拟和等效设计。以四机协同编队算法为例,在试飞平台上移植算法程序,开展相关科目试飞验证。当需要验证不同控制算法时,无需针对它机试飞平台开发控制策略,只需修改控制算法即可。试验结果表明：编队综合误差较小,算法能够实现无人机编队的稳定控制;同时,它机协同试飞验证方法因其迭代速度快、安全稳定性高、成本低等特点,可用作中间阶段算法的前置试飞手段,为算法的开发迭代提供有效验证。     

GPS速度法确定飞机空速系统位置误差

飞机空速系统位置误差的测定,飞行试验中有多种常规方法,但期精度只能满足常规型号空速系统的验证要求。针对这一问题提出了ＧＰＳ速度法,叙述了该方法的原理、实施过程和数据处理方法,讨论了方法的系统精度并给出了误差估算结果。通过对某型飞机的验证试飞,表明该方法简便易行,可满足气动补偿型空速系统的试飞验证要求。     

空速管位置误差值的试飞测试

提出了试飞测试空速管位置误差值的新方法──以机载无线电高度表为高表的测试基准，在飞机的全M数范围内定高水平飞行，以最经济的试飞方式完成测试。应用于鉴定L8型飞机空速管位置误差的符合性，效果良好。还提供了符合性的试飞鉴定数据表。     

面向先进战斗机研制的风洞模型飞行试验技术

高机动性先进战斗机气动布局与飞控系统设计面临愈加严峻的流动/运动/控制耦合问题,大迎角飞行以及推力矢量等高新技术应用也使其在研制过程中面临更高的技术风险,风洞模型飞行试验是实现飞行器气动/飞行/控制一体化研究、降低研制技术风险的重要手段。介绍了低速风洞模型飞行试验技术原理及国内外发展现状,对试验技术主要特点及其在支撑先进战斗机研制中的作用、应用范围、应用阶段以及面临的主要挑战进行了分析,为试验技术发展和应用提供参考。发展和应用低速风洞模型飞行试验技术,有利于充分挖掘战斗机的气动性能与控制性能,降低试飞风险,是新一代战斗机研制、新技术工程化应用的重要支撑技术。     

直升机低速飞行特性试验分析

低速飞行特性是直升机飞行品质的研究重点之一,低速飞行试验是开展直升机低速飞行特性研究重要手段。首先,从直升机低速飞行特性的主要影响因素和直升机低速飞行的配平操纵两个方面进行理论分析;然后,通过直升机低速前后飞行及侧飞时配平飞行试验,对直升机低速飞行时的配平操纵特性和试验直升机低速特性与尾部气动布局的影响进行分析,提出减小平尾面积或降低初始安装角的尾部气动优化建议,直接指导该型直升机设计和更改。     

先进战斗机过失速机动模型飞行试验技术

具有过失速机动能力的战斗机在近距空战中能够取得快速占位、先敌瞄准、有效规避攻击的战术优势,是先进战斗机的标志性性能要求。模型飞行试验技术作为空气动力学研究三大手段之一,在解决飞行器技术难题、实现技术创新方面发挥了重要作用。本文介绍了中国空气动力研究与发展中心利用带动力自主控制模型飞行试验平台发展的过失速机动模型飞行试验技术,以及开展的先进战斗机构型典型过失速机动模型飞行试验,分述了在大迎角非定常气动建模、宽量程气流系参数测量、大迎角非线性控制、推力矢量控制、大迎角非定常气动参数辨识方面的研究工作与解决这些关键问题的技术途径。通过此项研究,在国内首次实现了先进战斗机构型缩比模型典型过失速机动飞行,相关研究成果可为先进战斗机实现过失速机动飞行能力提供有力的技术支撑。     

Y12F飞机局方审定飞行试验研究

审定飞行试验是局方根据TIA所确定的飞行试验科目进行的试飞,民用飞机为获得型号合格证应进行审定飞行试验。回顾了Y12F飞机的整个审定飞行试验历程,提出了审定试飞发现问题的分类方法,给出了问题类别的确认技术,分析了问题对适航规章条款符合性的影响,并研究了问题产生的原因及解决方案,最终确定了需重新进行符合性验证的相关条款。通过补充验证飞行试验表明了飞机工程更改后对适航规章条款的符合性,通过补充审定飞行试验对申请人所提交的符合性验证资料进行了核查,确认了Y12F飞机对适航规章的符合性。     

一种典型的跨声速区颤振试飞方法

由于受空气压缩性的影响,飞机的颤振速度在跨声速区附近一般会出现较大降低。为解决此问题,简要分析了跨声速区颤振凹坑形成的机理,并结合某型飞机的颤振试飞,提出了跨声速区的颤振试飞方法,并给出了数据分析处理结果和结论。     

飞行试验抖振载荷统计技术

随着现代飞机使用要求的不断提高,飞机抖振问题越发突出.在借鉴F/A-18和F/A-22等飞机抖振载荷试飞的基础上,分析、归纳了抖振载荷试飞方法和测量方法,并利用功率谱密度法、统计学方法对某型运输机抖振载荷数据进行了分析研究.结果表明,这些方法在飞机抖振载荷研究方面具有较好的应用价值.     

基于车载平台的飞行管理系统DR/GPS 导航试验验证

飞行管理系统是民用飞机的关键航空电子系统。飞行管理系统制造商有责任对飞行管理系统开展大 量的试验以验证飞行管理系统功能和性能的符合性。考虑数字验证的局限性和飞行试验验证的巨大代价,本文 利用车载平台开展飞行管理系统综合导航功能的验证,试验结果表明设计的飞行管理系统DR/GPS 导航方法能 够满足95% 的飞行时间水平方向达到0.1 海里的导航精度要求,为实际的飞行测试提供了试验数据参考。     

最小离地速度合格审定飞行试验优化方法研究

最小离地速度是制定起飞操作程序表的重要基准速度之一,而最小离地速度飞行试验又是民用飞机适航取证中的高风险科目之一.介绍了起飞速度制定过程中各起飞特征速度间的关系,分析研究了最小离地速度在起飞速度制定中的作用,提出了一种基于起飞速度制定原则的最小离地速度合格审定飞行试验的优化方法.该方法可以优化最小离地速度飞行试验安排,节省适航取证成本和时间.