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。     

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     

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。     

AM—X飞机的改出尾旋伞

该报告描述了大迎角飞行试验过程中打算在ＡＭ－Ｘ飞机上安装的改出尾旋伞系统。尤其是其中涉及到所研究的下列问题。改出尾旋伞以及伞与飞机连续结构采用的设计标准，为开伞和投伞设计的正常和应急控制系统。允许伞在飞行中连接绳与飞机结构连接或分离的安全装置。这个报告也包括对系统评定设想的地面和空中试验的描述。     

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.     

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     

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。     

反尾旋伞动态仿真计算研究

简要介绍了研制与安装应急反尾旋伞系统对现代高机动飞机的大迎角特性试验研究的重要作用，特别是对失速／过失速／尾旋特性试验鉴定的必要性和重要性。介绍了反尾旋伞系统的工作原理，建立了反尾旋伞的数学模型，估算确定了反尾旋伞阻力面积，并对用反尾旋伞出尾旋进行了动态仿真计算；同时，研究了不同尺寸反尾旋伞的尾旋改出效果。     

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。     

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。     

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.     

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。     

某型电传飞机尾旋试飞模拟试验

为了完成电传飞机尾旋试飞这样高风险的试飞任务,寻求最优的进入尾旋、快速改出的试飞驾驶技术,研究一旦改出失败后如何掌握开伞、抛伞时机以及开伞后的动态过程,试飞员、试飞工程师在试飞模拟器上进行了多次的试验验证。通过试验,试飞员掌握了电传飞机尾旋试飞驾驶技术,试飞工程师对所编的试飞大纲进行了验证,达到了预期的效果。     

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。     

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。     

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。     

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。     

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。     

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。