民用飞机失速试飞研究

民机纵向静稳定性试飞方法研究殷湘涛;王勇;赖培军;朱海云;孙明明;裘志杰【摘要】目前国内民用运输机执行纵向静稳定性试飞时主要采用稳态法，而此方法存在试验时因飞行高度变化过大过快而难以采集足够试飞数据的缺点。

针对FAA咨询通告AC25-7 C中提出的两种关于纵向静稳定性的试飞方法进行对比分析，从而考察平飞加减速法的可执行性，分析传统的稳态法和新的平飞加减速法的优缺点和实际飞行试验时的可行性，得出初步结论为平飞加减速法有其独特的优点，主要适用于能平飞配平的试验点，而对于飞机发动机设置于最大推力和慢车推力试验点的适用性，还需通过试验进一步考察确定。

%The conventional way to perform the longitudinal static stability flight test for civil transport aircraft is stabilized method. While the main disadvantage of the stabilized method is insufficiency of flight test data due to the fast and large altitude changing. This article focuses on the advantage and disadvantage about the applicability of the longitudinal flight test methods proposed by AC25-7C, which are stabilized method and acceleration-decelera-tion method. The initial conclusion is that the acceleration-deceleration method can apply to the level flight trim test points, and the method is still to be confirmed by simulator test and flight test during the applicability of the maximum thrust and idle thrust test points.【期刊名称】《民用飞机设计与研究》【年(卷),期】2016(000)001【总页数】3页(P25-27)【关键词】飞行试验;纵向静稳定性;平飞加减速法【作者】殷湘涛;王勇;赖培军;朱海云;孙明明;裘志杰【作者单位】中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232;中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232;中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232;中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232;中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232;中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232【正文语种】中文【中图分类】V217+.33在某型号飞机纵向静稳定性试飞过程中，采用了AC25-7A推荐的“stabilized method”，即稳态法，该方法在实际试飞中发现存在高度变化过大过快，难以满足AC要求的高度容差的问题。

本章主要讲解失速及失速改出一、失速的形成。

当飞机上升时，我们总是通过让飞机上仰来获得更大的升力，但是大家会发现当仰角达到一定值时，升力就无法增加，有时不升反降，这就是失速现象。

失速往往发生在仰角过高时，例如下图。

此时，飞机的仰角已经达到了近20度，而速度已经降到了最低可操控速度。

当飞机仰角抬升时，相对飞机的气流要流过机翼上表面就越困难。

相当于一辆汽车要爬一个更陡的坡。

那么当这个坡陡到一定程度时，车就爬不上去了，此时在机翼上发生的现象就是上表面的气流开始与机翼分离，不再沿机翼方向行进而是产生湍流。

气流刚刚开始分离的这个角度称为临界仰角，过了这个仰角机翼产生的升力值急剧下降。

二、超临界翼型的失速（浅谈）。

普通低速翼型的气流分离发生在机翼上表面最突出处，然后逐渐向前缘扩展，因此失速发生时，升力降低会比较慢。

而超临界翼型（像757/767以及320之类的飞机都在用）由于上表面比较平坦，所以一旦失速，气流就在前缘分离，整个机翼就无法产生升力。

三、失速的表现。

1、升力急剧降低。

2、一些操纵面不可控制，例如副翼处在湍流之中，无法有效控制飞机滚转。

3、在进入失速前飞机会发生振颤。

4、进入深度失速时，飞机可能会进入所谓尾旋，是一种螺旋形下坠过程。

（5）、之所以打括号是觉得写在这总有点不合适，不过想想不想单辟栏目了，一些告警会发出报警声，常见的有飞机上的主告警器，以及一些大型客机上的振杆系统（操纵杆振动）。

此外在游戏中画面右下角会有红底白字的STALL（失速）提示。

四、失速的改出。

这里只讲一般失速的改出，关于尾旋的问题建议上网搜索。

首先你有一架即将/刚刚进入失速状态的飞机，你应该已经感觉到了飞机操纵变得艰难，并且伴有振颤现象。

此时不要慌张，第一，你应该全程使用方向舵使飞机始终处于协调状态（不侧滑）这对失速改出以及尾旋的防止有很大作用。

第二，如果高度允许，把操纵杆释放，让飞机自己低头降低仰角。

失速改出的第一要诀就是降低仰角。

民用飞机失速告警系统设计概述作者：王延刚来源：《科技视界》2017年第14期【摘要】飞机失速会导致飞机失控，进而造成恶劣的飞行事故。

失速警告系统的功能就是在发生失速前向飞行员提供警告。

本文论述失速告警系统原理、功能以及基本架构设计，为民用飞机失速告警系统设计提供参考。

【关键词】民用飞机；失速告警；失速保护；迎角指示器；低速指示带0 引言在危及飞行安全的各种因素中，失速一直是对飞行安全的重要影响因素之一。

飞机失速是飞机迎角超过临界迎角，机翼升力面出现严重的气流分离，导致飞机升力骤然下降，阻力急剧增大的现象。

伴随着飞机失速，还会出现抖振，操纵杆、脚蹬抖动，并出现非指令性的转动，如机翼下坠，机头上仰，俯仰震荡等现象，许多飞行事故都是由于进入失速引起的。

为保证飞行安全，避免飞机进入失速状态，各国适航当局很早就在条款中规定失速告警系统作为民用飞机必须装备的设备。

适航条款对失速告警系统的一般要求是：在各种正常使用构型或故障构型下并结合结冰气象，必须给飞行员以有效清晰可辨、具有足够余量的警告提示。

1 失速告警系统功能架构失速告警系统由传感器、失速告警计算机和警告装置组成，其功能架构如图 1所示。

2 失速告警系统关键技术当飞机迫近失速时，失速告警计算机向机组提供包括触觉、听觉和视觉的警告，以减少飞行员不经意拉杆使飞机进入失速状态的可能性。

2.1 失速告警计算机失速告警计算机是失速告警系统核心处理设备，可以是独立的电子设备，通常以软件的形式驻留在飞控计算机或航电计算机内。

迎角传感器将测量的飞机迎角信号发送到失速告警计算机，后者将瞬时迎角与预设的失速告警迎角比较，当飞机的瞬时迎角大于失速告警迎角时接通警告装置，向飞行员发出警告信号。

由于失速迎角随飞机襟翼位置、起落架状态、马赫数＼空速、迎角、姿态角速率而变化，失速告警计算机要首先将飞机的瞬时迎角对这些参数进行修正。

在结冰、大气、高升力等传感器故障情况下，失速告警逻辑计算还会采用不同提前量。

民用飞机尾旋特性预测与尾旋风洞试验验证颜巍;黄灵恩【摘要】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.【期刊名称】《民用飞机设计与研究》【年(卷),期】2018(000)001【总页数】7页(P75-81)【关键词】发展尾旋特性;交点法;尾旋风洞试验【作者】颜巍;黄灵恩【作者单位】上海飞机设计研究院,上海201210;上海飞机设计研究院,上海201210【正文语种】中文【中图分类】V211.740 引言为降低民用飞机A的失速试飞风险，增强试飞员信心，需要对飞机的过失速特性(尾旋、气动惯性旋转等)进行研究。

尾旋是飞机在超临界攻角条件下飞行时发生的复杂旋转运动，也是飞机的极限飞行状态之一。

飞机发生尾旋时，沿自身三个轴向进行直线运动的同时，还围绕三个轴发生自转运动，飞机沿着小半径的螺旋形轨迹下落[1]。

飞机尾旋运动复杂多变，这种特殊飞行条件下的飞机运动方程，以及飞机的空气动力表现出强烈的非线性，飞机的运动必须用高阶非线性微分方程组来描述。

对这类微分方程组，目前只有数值解没有解析解，因此要研究飞机的运动特性与稳定性就需要采用常微分方程定性理论与数值解相结合方法来处理，即利用分支分析与突变理论方法(BACTM)来分析这类在大扰动条件下飞机的运动特性与稳定性。

通过此法来获取飞机的尾旋特性，需要完整的飞机模型大攻角静态测力试验数据、动导数试验数据、旋转天平试验数据和带动力影响试验数据，需要多专业配合进行多期风洞试验和编辑复杂的分析软件等，不利于工程应用。