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新加坡１９９６年亚洲航空展观感严京林，鲍亚平（西安飞行试验研究院，西安，７１００８９）我们代表飞行力学杂志社，以航空工业总公司新闻组新闻记者的身份参加了新加坡１９９６年亚洲航空展。除于２月５日至１１日直接参观和采访外，还得到了美国贝尔直升机公司、新加...
以Ｆ－１５战斗机为例，研究了失速及推力矢量对飞机瞬时转弯性能的影响。主要研究了迎角、推力、推力矢量角及气动力等的变化对飞机瞬时转弯性能的影响。通过与无推力矢量及非失速情况的比较，指出了推力矢量和失速机动的优缺点。
在介绍第四代战斗机将采用的新技术的基础上，讨论并提出了一些评定飞机飞行品质的新标准和相应的试飞方法及试飞驾驶技术，以满足飞机过失速机动飞行和机敏性飞行试验的需要。这些标准和试飞驾驶技术慨念清楚，操作简便，而且易于测量，适用于新一代战斗机的飞行试验。
研究了较大升阻比航天器采用负升力返回时的再入走廊与最优轨迹，通过数字仿真并与正升力再入时的结果比较，得到结论：采用负升力再入时的返回走廊前１／３段比采用正升力的相应部分宽度有较大增加；离轨点所耗燃料质量与热防护系统质量之和较正升力再入时的情况有一定减少。由此可见，负升力再入概念在提高有效载荷上明显优越于正升力再入概念。
介绍了１９９４年在俄罗斯格罗莫夫飞行研究院（ＦＲＩ）的Ｔｙ—１５４Ｍ空中飞行模拟器上进行的现代电传操纵飞机试飞演示的情况，其中包括试飞文件编写、飞行前训练、飞行试验、驾驶员评定、数据处理和编写技术报告等内容。对现代电传操纵飞机驾驶员手操纵器试飞方法进行了综合分析与研究，获得了一些实践经验．可供国内同行参考。
介绍了飞机做非常规机动—直接升力控制的方法，讨论了直接升力控制与飞机常规控制的兼容性，以及直接升为操纵控制策略。给出了某鸭式布局飞机直接升力控制律动态解耦过程。六自由度仿真计算结果表明：前向控制形式成功地避免了直接升力控制与常规控制增稳系统之间的干扰，实现了兼容；通过直接升力的开闭环控制以实现静态解耦和动态修正，满足了飞机的机动要求．
飞机的飞行品质不仅取决于飞机本体动力学特性和驾驶员操纵动力学特性，更重要的是取决于驾驶员─飞机系统闭环特性。通过一名驾驶员在模拟工作台上，完成对某机在不同飞行状态下的俯仰跟踪仿真任务，辨识得出驾驶员操纵动力学模型；对驾驶员─飞机闭环系统数学模型进行数字仿真得出系统动态响应；再按Ｎｅａｌ—Ｓｍｉｔｈ准则评价了该机的飞行品质，并且与按ＭＩＬ—Ｆ—８７８５Ｃ规范要求的飞行品质进行了对比。
过失速机动飞机具有快速机头瞄准能力。在格斗过程中，可以获得攻击敌机的有利时机，飞机处于开火状态的时间（ＴＷＩＦＥ）是衡量过失速飞机格斗优势的一个敏捷性尺度。现通过对两种典型格斗过程的计算，讨论了首次可实行攻击时刻ｔ１的重要性，提出了ｔ１作为衡量格斗优势敏捷性尺度的可行性，并进一步分析了迎角变化率（ａ）和允许离轴发射角（μ０）等因素对这两个尺度的影响。计算和分析表明：ＴＷＩＦＥ和ｔ１均可作为衡量过失速机动飞机敏捷性的尺度，并具有同等的重要地位。
针对频域内驾驶员描述函数的辨识方法和最小二乘的驾驶员模型参数的估计方法，按照精度公式的规范条件建立了驾驶员模型建模精度评价公式。并对驾驶员完成俯仰跟踪任务时的仿真结果和驾驶员模型辨识结果进行了精度检验计算，同时还探讨了提高建模精度的有关技术问题（包括非参数模型与参数模型）。
介绍了过失速机动战斗机飞行控制系统的结构及控制律的设计方法，并对控制中各回路增益的计算做了详细的描述。此外，还论述了推力矢量（ＴＶ，ＴｈｒｕｓｔＶｅｃｔｏｒｉｎｇ）控制与气动操纵面的协调操纵等问题。通过分析与研究，总结出飞行控制律设计的几个关键问题，为从事推力矢量研究的科技人员提供了参考。
续航性能是飞机的主要战术技术指标之一．从飞机巡航段航程的基本公式出发，利用导数求极值的性质，推导出确定飞机巡航爬升和平流层内最佳巡航条件的方程，证明了最优巡航马赫数出现在飞机阻力增加区段，最优巡航高度存在于飞机阻力最小处。最后以某型飞机的巡航爬升条件和平流层平飞最优马赫数和高度的确定作为算例，说明用此方法确定飞机巡航条件，将使飞机获得最大航程。
应用目前国外许多著名飞机公司及研究机构关于起飞着陆阶段的驾驶员诱发振荡（ＰＩＯ）问题的预测方法和设计判据，对某数字电传飞控系统起飞着陆控制系统进行了纵向ＰＩＯ研究。经多种设计准则的迭代优化及ＰＩＯ预测方法的评定，使所设计的系统性能处于最优区，无纵向ＰＩＯ趋势。
基于飞行力学的原理，建了飞行器攻击地面目标的运动方程，进而运用计算结构力学与最优控制的相似性原理，将求解Ｒｉｃｃａｔｉ方程的一种新方法引入飞行器再入机动制导问题中。由于采用的是结构静力学中的子结构消元法，从而避免了本征值问题的求解。该方法大幅度地提高了计算速度，同时具有很好的数值稳定性，计算结果表明该方法的有效性。
系统特性主要取决于系统闭环传递函数中零极点的分布。采用零极点偶配置法，将零极点合理地配置在理想位置，不但能使系统简化，降低其价次，而且可以改善系统性能，使系统满足各方面的指标要求．现以某飞行器横向自动驾驶仪控制律设计为例，介绍了这一方法的应用，并根据所获得的控制律进行了数字仿真。仿真结果表明系统具有良好的动态响应特性，零极点偶配置法是方便可行的方法。
主要阐述直升机回避区曲线的试验确定方法，分析了影响回避区曲线的各种因素，导出了回避区曲线与直升机的自转性能、总距操纵响应和着陆装置承受能力等参数的关系。该方法经飞行试验证明是切实可行的，可用于各种直升机的飞行试验，解决了新机试飞中的难题。
过去已进行过多个机种的自由飞模型大迎角特性试验，但均为单一项目的试验。现介绍了将获取放宽静稳定度特性和气动导数两个项目综合于一个自由飞模型飞行试验项目中的情况，用脉冲升降舵激发起模型的纵向短周期运动，用参数辨识方法获取气动导数。试验结果表明这种方法是可行的，为从事本专业及相关专业的科研人员提供了参考。
概述了负拉力测试的意义和途径，介绍了在Ｙ８飞机进行ＷＪ—６发动机空中起动试飞中，用一台摄像机和一台高速摄影机测定发动机负拉力的实施过程及数据处理过程。并进一步探讨分析了Ｙ８飞机发动机空中起动试飞中排气温度、转速和桨叶角等参数的变化情况。通过研究，可以判断飞机负拉力特性及操纵安全裕度，从而验证理论计算或修正理论计算。可供从事本专业的飞行试验人员参考。