立式风洞尾旋技术改进及试验验证

为降低立式风洞尾旋试验系统对飞机自由尾旋试验结果的影响,开发了一套适用于尾旋模型的舵面遥控系统、优化了模型悬挂系统,研究了悬挂系统对飞机尾旋特性的影响。研究结果表明：研制的模型操纵面控制系统具备任意操纵面组合偏转的能力,可以满足飞机尾旋试验要求;悬挂系统各部件重量和外形变化对旋转角速度略有影响,对飞机尾旋迎角、尾旋改出方法、尾旋改出圈数等影响很小。     

JJ-6飞机进入和改出尾旋的操纵规律的研究(一)

本文用BACTM法配合时域动态响应研究了JJ-6飞机进入和改出尾旋的操纵规律.文中所用的操纵面是方向舵和升降舵。通过计算、分析,确定出可能出现尾旋的操纵区。最后探讨了尾旋进入和改出的机理。     

JJ-6飞机进入和改出尾旋的操纵规律的研究(二)

本文用BACTM理论配合时域动态响应研究JJ-6飞机进入和改出尾旋的操纵规律.文中所用的操纵面是副翼和升降舵。通过计算、分析,确定出可能出现尾旋的操纵区,最后探讨了进入和改出尾旋的机理.     

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。     

飞机改出尾旋控制规律研究

 本文以分支和突变理论方法(BACTM)为基础,采用六自由度非线性运动方程,通过平衡面特性的分析,研究了飞机改出尾旋的操纵方法,并给出了一定的物理解释。文中运用庞特里亚金的最大值原理,对用BACTM方法导出的尾旋改出方法进行了优化处理,获得了快速改出尾旋的优化操纵方法,并在此基础上,对次优化改出尾旋方法进行了探讨。     

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     

民用飞机反尾旋研究与尾旋风洞试验

为了研究某民用飞机A采用舵面组合偏转法的尾旋改出特性,对大攻角静态测力试验结果进行了详细分析,并利用美国NASA兰利研究中心所研发的TDPF～[(I_x-I_y)/mb~2]判据法对飞机的尾旋改出特性进行了评判。通过尾旋风洞试验对采用舵面组合偏转法飞机尾旋改出特性进行了试验验证,试验结果表明反舵推杆法对常规布局运输飞机改出尾旋效果最佳。此外,为了提高飞机的试飞安全,需要加装反尾旋伞系统,而研制一款合适的反尾旋伞对保证飞机试飞安全是至关重要的。通过使用国际上公开的研制反尾旋伞资料中所提供的方法研制了不同面积大小,不同伞绳长度的反尾旋伞,并通过尾旋风洞试验检验了这些反尾旋伞的效果。结果显示:随着反尾旋伞面积的增大,改出效果越好;中等反尾旋伞伞绳长度改出尾旋效果最佳。     

追求完美(4)——记苏-27是如何被研制的

众所周知,对于具有后重心的飞机很容易进入平尾旋,而且通常很难改出.这对飞机和飞行员都是一种威胁.因此在设计苏-27中特别注意了尾旋问题.可是,风洞试验表明,苏-27不能改出尾旋,用一个大模型从图-16飞机上的高空投放试验也表明,苏-27至少有一半的进入尾旋状态不能改出.这就意味着,即使由驾驶员操纵,他也无法保证能     

根据分歧面研讨飞机的尾旋控制律

本文以分歧突变理论和微分方程定性理论为基础,建立了求解分歧面的完整的数学方法。根据分歧面提供的信息,制订了使飞机进入尾旋和改出尾旋的控制律,并给出了一定的物理解释,为从理论上研讨飞机在大迎角时的操纵规律进行了有益的尝试。所得结论经时间历程检验正确无误,与试飞结果一致。     

某型教练飞机尾旋特性试飞研究

为了解决某型教练机大迎角/失速/尾旋设计定型的技术难题,依据GJB3814《军用飞机失速/过失速/尾旋试飞验证要求》,开展了尾旋试飞技术研究,提出了符合军标验证要求的尾旋特性试飞方法,包括不同进入方法、不同改出方法、最佳改出方法以及改出过程中误操纵等。通过试飞发现：该飞机对偏离是敏感的,但对尾旋等过失速模态是阻抗的;该飞机存在＂过失速旋转＂、＂落叶飘＂、＂振荡正飞陡尾旋＂以及＂倒飞尾旋＂四种典型的过失速模态;＂三中立＂法可以较迅速改出发现的四种过失速模态,与失速改出方法具有同一性且不需要过多驾驶技巧,为试飞员推荐的最佳改出动作。     

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。     

飞机抗失速/尾旋研究述评

一、抗失速/尾旋研究由来及发展飞行中飞机因某些内外因素,如驾驶失误、旋转初始角速度太大、操纵系统损坏,进入了前面飞着的飞机尾迹之中、遇到了强爆炸波的作用及大气扰动等,而进入了一种自动滚转、俯仰、偏航,同时又绕着垂直轴旋转下降的运动,这就是尾旋。影响尾旋的因素很多,尾旋的种类也很多。若无法防止和改出尾旋,则会造成机毁人亡,     

惯量特性对飞机尾旋特性及改出的影响研究

从尾旋运动的机理和惯性力矩产生的物理原因出发,通过分析惯性俯仰力矩、惯性偏航力矩、惯性滚转力矩在尾旋中的作用,研究了惯量特性对飞机尾旋特性的影响;通过分析各舵面在尾旋改出时的作用,研究了惯量特性对尾旋改出方法的影响。     

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。     

发动机内部流量对飞机尾旋特性的影响研究

为了研究某型民用飞机的高涵道比发动机不同内部流量对飞机尾旋特性的影响,首次通过在飞机自由尾旋模型的发房内部添加能模拟不同通气流量的堵块,在尾旋风洞中进行自由尾旋试验和改出试验。通过试验发现,添加模拟不同发房通气流量堵块对模型尾旋中的攻角和偏航角速率没有明显的影响,对尾旋改出特性也没有本质的影响;但对模型在尾旋中的滚转角速率和侧滑角有影响,随着通气量的减小和阻塞效应的增大,滚转角速率和侧滑角随时间记录数据的振幅也在增加。而左右发房通气量的不对称对飞机模型的尾旋特性有明显的影响。     

基于Simulink的反尾旋伞系统建模与仿真

为完整模拟飞机尾旋及使用反尾旋伞进行尾旋改出过程,本文在Matlab/Simulink环境下开展反尾旋伞系统建模并进行了仿真分析。     

JJ5飞机中空意外进入尾旋的研究

首先分析了ＪＪ５飞机中空意外进入尾旋的原因，说明了意外尾旋的特点。其次，估算了Ｊ空意外尾旋各阶段的高度损失，计算了尾旋最低安全跳伞高度。重点分析了尾旋同的机会，并指出了尾旋安全跳伞时机，最后，根据多年来ＪＪ５飞机高空尾旋飞行成功的经验与体会，以及近年来中空意外尾改出成功率低的实际情况，提出了几点建议，人飞行人员参考。     

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。     

757-200飞机液压部件漏油故障分析

757—200飞机舵面操纵、起落架收放、刹车、飞机转弯系统以及飞机发动机反推力装置等系统的工作都离不开液压部件作动。由于这些部件管路通常工作在高压状态，工作位置在活动部位，部件及管路工作负荷大，因此，经常发生漏油事故，常常导致飞机操纵困难，造成飞机返航、备降和航班延误，甚至成为重大安全隐患。本文将就757—200机队中液压部件漏油多发部位的情况进行分析，便于工作者对相关部位加强检查，采取必要的措施，减少由于液压部件漏油影响飞行安全和航班正点的情况发生。     

LE-500飞机尾旋试飞的体会

按CCAR-23部适航审定要求对LE-500飞机进行了尾旋试飞。结合LE-500飞机试飞实践，阐述了尾旋试飞的进入和改出，以及退出俯冲的具体操作方法。就尾旋试飞的全过程，即从试飞前的准备到空中实施动作及安全注意事项等进行了总结，提出了新研制的小型飞机尾旋试飞工作的程序和建议。