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。     

横滚飞行操纵

横滚飞行是不同于一般运动表演飞行的一种复杂特技飞行。文章对横滚飞行(主要是尾旋横滚)中的必要矢量参数和操纵技术作了介绍。     

飞机在尾旋中侧滑和坡度的分析

分析了在飞机在尾旋中产生侧滑和坡度的根本原因，论述了侧滑和坡度在尾中的变化的规律，影响侧滑和坡度的因素，以及侧滑和坡度变化对尾旋动态的影响，同时就尾旋中偏滚对尾旋侧滑的影响，绕铅垂旋轴对坡度的影响等进行了讨论分析，最后通过分析ＪＪ６飞机和ＪＪ５飞机尾旋的测试曲线，进一步说明了ωｘ和ωｙ对坡度的影响，可为飞行员掌握尾旋特性，提高飞行技术和保证飞行安全提供参考。     

浅析动导数对飞机大攻角动态性的影响

在分析飞机大攻角动态特性时必须考虑非线性空气动力影响，因为大攻角下的空气动力现象比较复杂，难以定量预测。近年来由于对飞行品质要求的提高及扩大飞行包线使用范围的需要，对大攻角的动态特性提出了更高的要求。本文简要介绍了大攻角动态特性、动导数研究方法，并就动导数对大攻角飞行特性的影响作了一些定性分析。     

水平风洞中开展飞机尾旋特性研究的理论分析

以某飞机尾旋特性为例,在水平风洞中利用具有3自由度的模型支撑装置开展飞机尾旋特性研究并进行理论分析;将基于3自由度装置的建模仿真结果与传统的6自由度飞行仿真、立式风洞尾旋试验结果进行对比,结果显示,三者具有较好的一致性;利用3自由度支撑装置开展飞机尾旋特性研究还可获得飞机尾旋进入和发展阶段的运动参数,可实现尾旋进入、发展及改出的全过程模拟。同时,研究了支撑装置曲杆惯量、机构摩擦和质心偏离等因素对飞机尾旋特性试验结果的影响,结果表明在曲杆及飞机模型设计时,需严格控制曲杆惯量和质心偏移,机构摩擦对试验结果的影响不大。     

民用飞机尾旋特性预测与尾旋风洞试验验证

通过查阅资料,收集在不同试验技术条件下研究所获得的不同固定翼飞机的尾旋特性数据,进行分析和比较获得了一些有意义的经验性结论。选取了几架在布局上与飞机A最为相似的飞机进行了尾旋特性的初步预测,并进一步利用飞机在完全发展尾旋条件下的力矩平衡原理,结合作图法(交点法)预测了飞机A在完全发展稳定尾旋条件下的攻角(α)与无因次旋转角速度(λ)。最后利用一个动力相似缩比飞机模型在尾旋风洞中进行尾旋试验研究,所获得的试验结果也印证了上述预测方法的合理性。