摘要：针对飞机尾旋风洞试验模型姿态测量问题,本文提出了一种基于计算机立体视觉的测量方法。其中对三维信息的恢复主要通过对离散特征点的匹配实现。为得到高效的匹配结果,文中设计出一组易于识别且匹配正确率高的人工特征集。该特征集对于模型体轴线具有对称性且位置已知,可以直接用来计算模型运动姿态。由于运动中的遮挡,特征集具有不稳定性。文中特别分析了特征集的不稳定性及其对计算结果带来的影响,并提出了相应的解决方法。实验结果与分析表明,该测量方法具有较好的稳定性和测量精度。

摘要：我国国军标规定教练机设计定型试飞必须完成大迎角失速/尾旋等科目。尾旋是飞机最复杂的飞行状态之一,在开展尾旋特性试飞之前通过数值模拟的方法获知飞机的尾旋模态特性,对于降低飞行试验风险有着重要的意义。本文根据风洞试验数据建立了某型教练机的大迎角气动力数学模型,通过人在环仿真试验,得到了典型尾旋模态的重要参数,并对设计部门推荐的尾旋改出方法进行了演示验证。仿真计算结果与模型自由飞试验数据取得了良好的一致性,为飞行试验的开展提供了可靠的参考依据。

摘要：尾旋运动是飞机的一种非正常的极限飞行状态,复杂并且危险,极易造成飞行事故。在立式风洞中开展尾旋实验是研究尾旋现象的主要技术手段之一,目的是为了获取实验过程中模型飞机的姿态角,用于对其尾旋特性进行分析。针对尾旋实验运动状态的特点,以及双目测量系统在以往实验应用中的缺陷,设计了一种全视场测量方案,并围绕其关键技术问题开展了研究,使用编码标记识别技术实现特征标记的自动识别,通过基于刚体的三维重建技术实现模型姿态的测量,采用基于共同基准平面的数据标定方法实现多视角姿态数据的有效融合。通过立式风洞尾旋实验验证了该技术的有效性及可靠性,实验结果曲线完整,图像利用率达到了95%,为尾旋运动特性分析提供了更加丰富的数据支撑。

摘要：本文论述了在制定飞机的失速/尾旋模型自由飞试验总体方案时必须充分考虑的空间利用问题之重要性;分析了制约试验空间的诸因素;提出了设计飞行剖面的工程估算方法——其中一些半经验方法之使用效果已为我们的自由飞试验所证实;以我们已成功地进行过的带动力遥控试验机、摇控热气飞艇带飞/投放、飞机带飞/投放的失速/尾旋模型自由飞试验为例,剖析了组成整个飞行剖面的各个飞行阶段之特点和影响因素,并以此为据提出了充分利用自由飞试验空间的一些见解。

摘要：为了保证民用飞机在失速试飞中的飞行安全,基于大迎角测力风洞试验数据对大型民用飞机的失速偏离和尾旋特性进行了理论研究。为了防止在失速试飞中意外进入尾旋,采用工程估算法和原准机类比法设计了9种反尾旋伞,通过尾旋风洞试验完成了尾旋伞的选型后,利用模型自由飞试验对反尾旋伞的参数进行试验验证。结果表明,所设计的反尾旋伞能够有效地使飞机改出失速状态,防止飞机意外进入尾旋,保证失速试飞安全。

摘要：对无动力J—7LP动力学缩比模型进行了遥控试飞,以研究其失速尾旋特性,全偏平尾和方向舵可使模型进八尾旋,舵面全回中即可从各种尾旋中改出。偏转副翼对尾旋特性有明显的影响。

摘要：尾旋预测技术随飞机性能提高而逐步发展完善;

摘要：尾旋是飞机在失速后发生的一种特殊的旋转运动,此飞行状况常常导致飞机的失控坠毁,所以民用飞机在飞行中不允许出现尾旋。但由于种种原因,民用飞机尾旋事故还是时有发生。收集了以往民用飞机发生尾旋事故的实例,详细呈现了飞机尾旋的大致过程,为避免尾旋事故的发生提供参考依据。

摘要：为求解飞机稳态尾旋平衡点,推导了飞机稳态尾旋的动力学方程,并针对该方程给出了三种求解方法:作图法、数值求解法以及在前两种方法的基础上所提出的一种综合求解方法。综合求解方法首先使用作图法得出方程的所有近似解,并用稳态尾旋判据判断解是否为稳定解,然后将稳定近似解作为数值求解法的初值进行精确求解。运用综合求解方法对算例飞机进行了稳态尾旋平衡点的计算,算法收敛迅速,结果精确,表明该方法具有很好的工程应用价值。

摘要：针对飞机失速/尾旋特性飞行仿真中的一些关键问题,包括气动力建模、风洞试验数据使用和飞行动力学模型建模等,提出了相应的解决方法 :采用多维数据组形式的非线性气动力模型建模;对于组合舵偏的旋转效应的附加气动力,采用单舵偏叠加的方法得到风洞试验数据;飞行动力学模型必须采用六自由度仿真模型等。将这些方法应用于某算例飞机并进行了飞机的失速、尾旋仿真计算,仿真得到的失速、尾旋进入和改出方法同自由飞试验的进入和改出方法吻合,表明该方法可以应用于工程仿真。