欧洲

俄罗斯 俄罗斯莫斯科留里卡&;#183;土星机械制造公司透露，苏-27、苏-30系列重型战斗机装备的AL-31F发动机的最新改型AL-31F-M1已经在俄国格罗莫夫试飞研究院完成了第-阶段试验任务。格罗莫夫试飞研究院的实验报告称，土星设计局的AL-31F-M1发动机在试验中表现良好，达到了设计的各项战术、技术指标。该报告长达数百页，全面对比了编号为371J的苏-27战斗机在改装AL-31F-M1动协机前后的飞行性能和技术指标，     

F-5E／F“虎”Ⅱ式与F-20“虎鲨”战斗机

F-5A/B“自由战士”战斗机在全球成功的行销策略．使得诺斯罗普厂在五角大楼的授意下．继续研发上述机种的衍生型．以便继续占有原使用国的市场。依据美国空军器材的部件和批号的概念．诺斯罗普厂决定开发的“自由战士”后继机型．不仅须有较高的后勤维护通用性．更要在发动机推力与武器能力上取得“跨世纪的性能跃升．同时，也将新机设定成足以应对前苏联MiG-21“鱼窝”(Fishbed)的高性能战术战斗机。基于以上前提”虎”Ⅱ式战斗机应运而生．并在1969年3月F-5E的原型机进行了首航试飞。     

发动机空中起动包线扩展试飞组织与实施

适航条款要求装配两台发动机的飞机,在单发失效后在一定的高度、速度和发动机状态下具备重新起动的能力。为表明对适航条款的符合性,飞机主制造商必须开展发动机空中起动包线扩展试飞(简称空起扩包试飞)试验。而发动机空起扩包试飞是一项风险高、难度大,影响因素众多而复杂的试飞任务。以某型飞机的空起扩包试飞为参考,从试飞科目分析、试飞准备、试飞组织与实施、试飞试验结果等方面总结了相关试飞经验,分析了试飞员、指挥员、试飞工程师、课题和设计人员在空地决策机制方面的专业知识和角色定位。及时把握飞机的状态,并判读试验点的有效性,是试验高效和安全开展的有力保障。该空起扩包试飞的成功组织与实施为后续试飞活动及未来其他型号的类似试验奠定了良好的基础,提供了一定的技术储备。     

某型飞机HUD系统试飞评估

基于作者及其团队试飞某型飞机HUD系统的研究成果和实践,系统性展示了HUD系统地面静态显示及全飞行剖面试飞评估方法,并给出该机型HUD系统评估结论及建议,为我国民机HUD系统试飞提供思路,并为民用飞机HUD系统研制提供可供借鉴的问题和经验。     

基于高精度模态气动力的跨声速静弹高效分析方法

跨声速静弹分析一直是工程设计中的难点问题,以模态坐标系下的线性静弹方程为基础,提出了基于高精度模态气动力的跨声速静弹高效分析方法,该方法仍需求解线性静弹方程,但对于其中关键的模态变形引起的弹性气动力增量,采用由结构变形到气动力的单向计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)/计算结构动力学(Computational Structural Dynamics,CSD)耦合方法获得,实现了高效线性方法与高精度CFD/CSD耦合方法的有效融合。以某小展弦比机翼基本状态、舵偏状态以及某型战斗机跨声速副翼效率的静弹分析为例,对比分析了本文方法、经典线性方法、CFD/CSD耦合方法的计算结果以及某型机的试飞辨识结果。分析结果表明,所提出的方法在计算效率、精度和鲁棒性方面具备综合优势,具有较高的工程应用价值。     

民用飞机功能和可靠性试飞设计技术研究

为验证中国民用航空规章CCAR 21中有关功能和可靠性的要求,对民用飞机功能和可靠性试飞时间、试飞项目、试飞方法、试飞要求和合格判据等试飞设计技术进行研究,并在我国首款严格按适航条款要求进行合格审定的民用飞机ARJ21-700的飞行试验中进行了验证。结果表明,该试飞设计技术工程应用性强,可为后续其他军民用飞机开展相关试飞提供借鉴和参考。     

大涵道比涡扇发动机风扇叶片动应力测量试飞

为了给风扇叶片设计验证和改进提供依据,针对大涵道比涡扇发动机风扇叶片的结构特点和振动强度设计要求,获取了飞行中发动机风扇叶片的振动特性,对风扇叶片振动强度进行了仿真分析,并将分析结果应用于测试方案设计,对飞机和发动机本体进行了改装,建立了飞行试验方法。基于充分的技术准备,完成了国内首次大涵道比涡扇发动机风扇叶片动应力测量试飞,填补了国内试飞领域的技术空白,掌握了发动机风扇叶片动应力测量试飞技术,为中国开展航空发动机转子叶片动应力测量的研制试飞和适航审定试飞奠定了基础。     

大型民用飞机尾旋运动的系统辨识研究

为了研究某常规布局大型民用飞机的尾旋特性,首次利用一个满足动力相似的缩比模型在Ф5m尾旋风洞中进行研究试验,利用机载传感器所采集的模型运动参数来研判飞机模型的尾旋特性。目前,对于此类飞机模型尾旋运动中所承受的气动力矩研究还十分缺乏,以飞机模型尾旋试验结果为基础,采用飞机六自由度运动学方程来还原模型在尾旋运动中所承受的气动力矩系数,同时利用常规风洞测力试验结果来检验所还原的气动力矩系数的可靠性。进一步采用多元高次方程对模型尾旋运动进行了系统辨识研究,建立了能辨识飞机在尾旋运动条件下的气动力矩系数的数学模型,成功的辨识了重要的气动力系数的导数(Cmα,Cmδe,Cmq,Cnβ,Cnδr,Cnr,Clβ,Clδr,Clp),与相关参考值比较显示其结果具有较高的可信度。     

舰载无人直升机飞行控制与管理系统试飞验证标准研究

针对舰载无人直升机飞行控制与管理系统试飞验证的标准研究,梳理了国内外现有的与舰载无人直升机飞行控制与管理系统试飞验证相关的标准,对其中的科目进行了适用性分析,提出了我国舰载无人直升机飞行控制与管理系统试飞验证的完整框架,为促进我国无人机系统标准体系的建立和完善提供一定借鉴意义。