1、“.....是由伊留申设计局于年设计并制造的中型客机，为常规双发螺旋桨布局，采用两台克里莫夫设计局研制的涡轮螺旋桨发动机作为动力，飞机的最大起飞重量为。是由雅科夫列夫设计局于上世纪末设计并制造的高级教练机，双发常规布局，并具备定的作战能力，采用两台伊夫琴科进步设计局研制的涡轮风扇发动机作为动力，飞机的最大起飞重量为究，其模拟的范围如图所示，在前苏联俄罗斯的科研记录里，没有采用该试验技术的任何记录。本文重点回顾了前苏联俄罗斯各飞机设计局利用动态试验技术对飞机失速过失速尾旋的研究。本文所涉及的前苏联俄罗斯各飞机设计局所设计的飞机介绍前苏联俄罗斯的飞机设计流程分为个阶段航空工业部按照需求下达飞机研制任务飞机设计局进行飞机设计风洞试验机构进行飞机模型风洞试验研究飞行试验机构进行最终试飞鉴定......”。

2、“.....是由安东诺夫设计局于年开始设计并制造的重型运输飞机，为上单翼翼吊发动机低平尾布局，采用台扎波罗什进步设计局设计的大涵道比涡轮风扇发动机作为动力，飞机的最大起飞重量为。是由安东诺夫设计局于年设计并制造的中型客机，为上单翼翼吊发动机高平尾布局，采用两台扎波罗什进步设计局设计的涡轮风扇发动机作为动力，飞机用两台留里卡土星设计局研制的涡轮风扇发动机作为动力，飞机的最大起飞重量为。本文重点回顾了前苏联俄罗斯各飞机设计局利用动态试验技术对飞机失速过失速尾旋的研究。本文所涉及的前苏联俄罗斯各飞机设计局所设计的飞机介绍前苏联俄罗斯的飞机设计流程分为个阶段航空工业部按照需求下达飞机研制任务飞机设计局进行飞机设计风洞试验机构进行飞机模型风洞试验研究飞行试验机构进行最终试飞鉴定......”。

3、“.....模型飞行速度，模型气压高度，模型定位，模型舵面偏角，结合试验前所进行的模型质量特性调试结果，如图所示，可以逐步回归飞机模型在动态飞行中的气动力。以飞机偏航方向的运动为例，如式。是由伊留申设计局于年设计并制造的中型客机，为常规双发螺旋桨布局，采用两台克里莫夫设计局研制的涡轮螺旋桨发动机作为动力，飞机的最大起飞重量为。是由雅科夫列夫设计局于格罗莫夫飞行试验研究院和中央流体力学研究院主要采用大型轰炸机和直升机带飞模型进行自由飞试验，如图图所示。通过模型自由飞试验不仅获得了尾旋风洞所能够获取的过失速最严酷状态，也获得了从自然失速到最严酷状态的完整过渡过程，从飞行的物理意义上讲也是验证了飞机全域稳定性分析的结果，即从低海拔平衡区域向高海拔平衡区域的跃迁过程分支突变点突变的剧烈程度等，如图所示......”。

4、“.....确定了飞机在种最严酷状态下的飞行模态，以及是否具有改出该严酷状态的能力。但这种研究方法的缺点是，这些严酷状态的建立是人为的，并非飞机自然失速后所发生的连续现象的结果，所以缺少进入阶段的数据，对于飞机动态失速过失速的研究并不完整。大气环境模型自由飞试验大气环境模型自由飞试验是检验飞机失速过失速尾旋特性完整过程的动态飞行试验。通过该项试验可以考察飞机的失速模态偏离特性界超边界飞行的可行性，降低了危险科目飞行的风险，增强了试飞员的飞行信心。参考文献Г科契克飞机螺旋动力学中国人民解放军空军司令部，译，何开锋，毛仲君，汪清，等缩比模型演示验证飞行试验及关键技术空气动力学学报，巴维尔普鲁因斯基苏研制历程传奇的诞生北京航空工业出版社，俄罗斯西伯利亚恰普雷金航空技术研究低速风洞巴施柯夫斯基，列奥诺夫，巴普拉夫斯基，等飞机飞行试验及试验结果的处理北京航识的开始......”。

5、“.....然后用逐步回归法将表达式中的次要项尽可能的简化。飞机模型动态试验的失速过失速过渡过程中偏航力矩经过逐步回归后的计算方式，如式所示。即将所辨识的静动导数与参考值进行对比，参考值中，静导数和舵面偏转导数来源于静态测力试验，动导数来源于动导数风洞试验，如表所示。表系统辨识与风洞试验结果比较表中的误差表明经过逐步回归后的偏航力矩表达式是可以表征飞机在连续运大型客机尾旋风洞试验图战斗机模型虚拟飞行试验通过以上这些对飞机的最严酷状态下进行的研究，确定了飞机在种最严酷状态下的飞行模态，以及是否具有改出该严酷状态的能力。但这种研究方法的缺点是，这些严酷状态的建立是人为的，并非飞机自然失速后所发生的连续现象的结果，所以缺少进入阶段的数据，对于飞机动态失速过失速的研究并不完整......”。

6、“.....在前苏联航空历史上采用了火箭助推式和母机带飞式两种技术进行模型自由飞试验。哈尔科夫航空技术研究所擅长采用火箭助推式进行模型自由飞试验，如图所示。通过火箭助推模型自由飞试验，深入研究了飞机的失速过失速尾旋特性，并且首次飞出了著名的眼镜蛇动作，比普加乔夫驾驶原型机飞出眼镜蛇动作还要早。基于俄罗斯飞机研制过程的失速过失速模态的动态试验分析流体力学论文过失速尾旋试验方式外，的低速风洞利用了风洞虚拟飞行试验技术研究了飞机的稳定尾旋特性，如图所示。图和战斗机的旋转天平试验图教练机尾旋风洞试验图大型客机自由飞尾旋试验图中型客机自由飞尾旋试验图中型客机自由飞尾旋试验图中型客机自由飞尾旋试验图支线客机旋转天平试验图大型客机尾旋风洞试验图大型客机尾旋风洞试验图战斗机模型虚拟飞行试验通过以上这些角......”。

7、“.....如图所示，可以逐步回归飞机模型在动态飞行中的气动力。以飞机偏航方向的运动为例，如式。商用旅客机在商业运营中不允许进行大攻角失速过失速飞行，在鉴定试飞中进行失速演示，但不进行尾旋试飞，但飞机研制单位仍然对过失速尾旋特性进行研究，目的在于摸清飞机的过失速模态，将潜在的不利因素充分的挖掘，针对不安全因素提出正确的处臵方式，给试飞员以足够空工业出版社，颜巍俄罗斯飞机模型动态试验与失速过失速模态研究回顾民用飞机设计与研究，。商用旅客机在商业运营中不允许进行大攻角失速过失速飞行，在鉴定试飞中进行失速演示，但不进行尾旋试飞，但飞机研制单位仍然对过失速尾旋特性进行研究，目的在于摸清飞机的过失速模态，将潜在的不利因素充分的挖掘，针对不安全因素提出正确的处臵方式，给试飞员以足够的试飞信心。部分商用旅客机的尾旋风洞试验如图图所示......”。

8、“.....结论回顾了前苏联俄罗斯在研制飞机过程中利用动态试验技术尾旋风洞试验和模型自由飞试验来研究飞机的失速过失速尾旋问题，为国内研制大型飞机提供参考。不难看出前苏联俄罗斯军机民机均进行了飞机的失速过失速尾旋研究，均通过了尾旋风洞试验确定飞机的尾旋模态与最佳改出措施通过多种高低速飞机缩比模型自由飞试验技术在真实大气环境内研究飞机的失速偏离尾旋改出的全部过程。通过这些研究确定了原型机边整过程的动态飞行试验。通过该项试验可以考察飞机的失速模态偏离特性过失速尾旋特性以及飞机失速尾旋的改出能力。在前苏联航空历史上采用了火箭助推式和母机带飞式两种技术进行模型自由飞试验。哈尔科夫航空技术研究所擅长采用火箭助推式进行模型自由飞试验，如图所示。通过火箭助推模型自由飞试验，深入研究了飞机的失速过失速尾旋特性，并且首次飞出了著名的眼镜蛇动作，比普加乔夫驾驶原型机飞出眼镜蛇动作还要早......”。

9、“.....部分商用旅客机的尾旋风洞试验如图图所示。除以上两种过失速尾旋试验方式外，的低速风洞利用了风洞虚拟飞行试验技术研究了飞机的稳定尾旋特性，如图所示。图和战斗机的旋转天平试验图教练机尾旋风洞试验图大型客机自由飞尾旋试验图中型客机自由飞尾旋试验图中型客机自由飞尾旋试验图中型客机自由飞尾旋试验图支线客机旋转天平试验图大型客机尾旋风洞试验图基于俄罗斯飞机研制过程的失速过失速模态的动态试验分析流体力学论文机模型投放式自由飞试验母机图模型投放式自由飞试验母机图验证机模型投放式自由飞试验母机图运输机投放式自由飞试验模型母机固定翼飞机图飞机全域稳定性分析示意图动态试验的分析流程飞机模型动态试验获得的是在当地流场条件下的系列参数，气流夹角а，模型过载，模型角速率，模型角加速度，模型飞行速度，模型气压高度，模型定位，模型舵面偏......”。