试验飞行

摘要： 高速测试飞行中的美国贝尔V-280“勇士”倾转旋翼机。自2017年12月18日首飞到2020年12月初,V-280的试验飞行时间已经突破了200小时关口,试验中表现出的各项性能指标都令人满意。2020年12月,美国军方已经决定授权贝尔公司和西科斯基波音团队继续推进竞标工作。贝尔公司认为V-280的胜算很大。

摘要： 2020年度国外共进行了75次航天发射,69次成功,6次失败,共将1000多颗卫星和3个深空探测器送入太空。还有11是次与国际空间站相关的发射任务,其中4次是载人飞行。另外,还有1次X-37B的试验飞行和3次无载荷或模拟载荷发射。

摘要： 2020年5月1日至9日,“航空地质一号”飞机由拉萨贡嘎机场起飞,先后执行了4个架次珠峰高程空中测量任务。除第一天为试验飞行外,其余皆为正式测量。目前,珠峰航空重力测量任务已完成过半。这是我国首次在珠峰区域开展航空重力和遥感综合调查,将填补相应数据资料的空白,并可将珠峰地区大地水准面精度从米级提高到厘米级。

摘要： 近日,日本政府在东京举行了载人空中移动的“空中飞行汽车”相关官民协议会第3次会议,公布了为实用化进度表草案。草案提出2019年完成可载人的电动试制机并实施试验飞行的目标,并设想在2020年代将其运用于娱乐及货物运输,在地方作为人员移动手段进行普及,在2030年代将作为城市中的移动手段进行推广。

摘要： 1988年12月14日,阎良机场,历经15年艰辛研制的中国“飞豹”歼击轰炸机,在多方瞩目中一声长啸,直入苍穹,成功实现首次试验飞行。“飞豹”的研制始于1977年,几乎与改革开放同步,它是我国第一架在没有原准机参考的情况下完全自行设计的飞机,使中国航空工业实现了从测绘仿制到自行设计的历史性跨越;它是我国第一个抛弃传统的苏联研制规范、大胆采用国际先进技术标准研制的先进飞机,为以后的型号研制打开了一扇崭新的大门;它首次进行全机三维数字化设计,开启了中国飞机全机数字化设计的革命,推动了中国航空数字化发展进程。时隔30年,在诸多先进战机已经加入战斗序列的今天,“飞豹”——这位老兵依然以铿锵的姿态守卫着祖国的天空。

摘要： 2019年8月1日,C919大型客机104架机于5时32分从上海浦东国际机场第四跑道起飞,经过1小时25分钟的飞行,在完成了多个试验点、对飞机各系统进行了初始操纵检查后,于6时57分返航并平稳降落,顺利完成其首次试验飞行任务。104架机是C919大型客机第4架试飞飞机,主要承担航电系统、起飞着陆性能、自动飞行系统和自然结冰等相关科目的试飞任务。

摘要： 据国防航天科技信息网2019年1月15日报道,印度空间研究组织(ISRO)表示,印度月船二号任务的发射将推迟3个月,甚至更长。月船二号的发射现已推迟数次,其最初预定于2018年4月发射,但推迟到当年10月,之后又推迟到2019年1月。印度空间研究组织已经制定了一项规划,将在该国具有研发潜力的地区开展太空技术研究,并在全国建立6个太空技术孵化中心。2019年中期,印度还将进行标准化空间发射飞行器(SSLV)的试验飞行,其将是世界上最便宜的运载火箭。

摘要： 1月12日，这是我今年执行的第3次导弹靶试任务。大漠戈壁，天空蔚蓝。11时许，我驾驶战机挂载国产某新型导弹进行空空打击批抽检试验，按计划，我沿着预定飞行航线起飞，朝靶区加速飞去。

摘要： 1975年7月15目，冷战中激烈竞赛的美苏双方终于在太空望展现了人类的和平温情一面：一艘美国“阿波罗”飞船和一艘苏联“联盟”飞船在地球轨道上成功交会对接，美苏宇航员实现了首次太空握手。为纪念这一重大历史时刻，苏联奠斯科造币厂特地推出了“阿波罗-联盟试验飞行”金质纪念章。

摘要： 据NASASpaceFlight网站6月19日报道，蓝源公司于19日在西德克萨斯的试验场对其亚轨道可重复使用火箭“新谢泼德”及乘员舱进行了第四次飞行与着陆试验。

摘要： 简述中国第一艘载人宇宙飞船“神舟”号的试验飞行的过程,中国运载火箭的概况和飞船设计的技术人才力量.

摘要： 本发明公开了一种地面飞行控制试验装置及地面飞行控制试验方法。所述地面飞行控制试验装置包括：第一液压马达组件，所述第一液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体(5)上的地面试验挂点连接；第二液压马达组件，所述第二液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体(5)上的地面试验挂点连接；测控计算机，所述测控计算机分别与所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件连接。本发明的优点和有益效果：提出了一种地面飞行控制试验装置，具有简单易实现、经济性好的显著特点。

摘要： 本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台，包括：飞行器或飞行器模型、三自由度平台、液压作动筒、高压水枪、柔性压力传感器阵列，所述柔性压力传感器阵列覆盖在飞行器或飞行器模型表面，高压水枪分布于飞行器或飞行器模型四周，三自由度平台和液压作动筒位于飞行器或飞行器模型的内部，三自由度平台用于根据飞行控制系统指令控制三自由度平台的摇摆角，液压作动筒用于调节飞行器或飞行器模型的摇摆中心，高压水枪用于模拟飞行器或飞行器模型在飞行过程中遇到的阻力，柔性压力传感器阵列用于测量飞行器或飞行器模型的表面压力。本发明可以模拟在实际飞行时的工况，从而大大节省研发和实际飞行实验成本。

摘要： 本发明提供一种高超声速飞行试验中飞行器边界层转捩过程特性的测量方法，步骤如下：1)对飞行器周围流场进行仿真计算，获取飞行器表面流动特性；2)确定飞行器表面适合进行边界层转捩过程测量的区域；3)对飞行器的表面热流和结构热响应进行仿真计算，获取沿整个飞行剖面的飞行器表面热流和结构温度计算结果，对热流传感器和温度传感器进行选型；4)评估转捩测量区域内传感器安装的可行性；5)根据飞行器表面流动和转捩特性的分析结果，确定传感器位置、传感器测点个数和传感器测点间距；6)对步骤1)‑5)确定的转捩过程测量方案获取的飞行试验数据进行分析，并画出表面热流或温度沿流向变化的曲线；7)对热流或温度沿流向变化曲线的变化规律进行分析，确定边界层转捩过程特性。

摘要： 本公开涉及航空领域，提供一种飞行器拦阻试验装置及飞行器拦阻载荷传递模拟设备，飞行器拦阻试验装置包括：加载连杆，所述加载连杆与所述飞行器连接，用于推动或拦阻所述飞行器运动；作动筒，所述作动筒的第一端与第一承载面连接，第二端通过一张力组件与所述加载连杆的第一端连接，用于牵引所述加载连杆沿着第一方向运动；弹性组件，所述弹性组件的第一端与所述加载连杆的第二端连接，第二端与第二承载面连接，所述第二承载面与所述第一承载面相对设置；用于在载荷达到预定载荷后带动所述加载连杆沿着与所述第一方向相反的方向运动，以拦阻所述飞行器。本公开能够对飞行器施加惯性载荷，避免静力加载的不利影响；还可模拟拦阻的动态试验，提高研究结果的准确率。

摘要： 本发明公开了用于旋成体飞行器模型风洞虚拟飞行试验的支撑装置和试验系统，支撑装置中尾撑杆式六分量天平分别通过模型前部的前锥套和具有反扣式套筒的天平后锥套固接，天平后锥套的反扣式套筒端部的镂空法兰边与滚转轴承内圈固接，模型前后两部分由若干穿过天平后锥套的镂空法兰边和滚转轴承内圈的连接杆串接为一体，俯仰轴承、偏航轴承安装于滚转轴承的外圈，支撑模型的牵引索分别连接于俯仰轴承和偏航轴承的内圈轴，收放单元通过牵引索牵拉俯仰轴承和偏航轴承，进而牵拉滚转轴承；采用上述技术方案，可保持旋成体飞行器模型质心不动且释放模型滚转、俯仰和偏航自由度进行风洞虚拟飞行试验，并可同时用尾撑杆式六分量天平测量模型的气动力参数。

摘要： 本发明公开了一种地面飞行控制试验装置及地面飞行控制试验方法。所述地面飞行控制试验装置包括：第一液压马达组件，所述第一液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体(5)上的地面试验挂点连接；第二液压马达组件，所述第二液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体(5)上的地面试验挂点连接；测控计算机，所述测控计算机分别与所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件连接。本发明的优点和有益效果：提出了一种地面飞行控制试验装置，具有简单易实现、经济性好的显著特点。

摘要： 本发明公开一种变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统及方法。所述系统包括设有惯导设备、舵机和可变翼面的变体飞行器试验模型、多自由度组合轴承、支撑机构、限位保护机构和数据采集与测控设备。所述方法包括：构建变体飞行器的动力学模型和气动模型；基于气动模型获取稳定状态下的变体飞行器的不同后掠角下的攻角线性试验区间以及该区间内的不同攻角下的配平舵偏角，基于动力学模型和气动模型获取不同攻角下的配平舵偏角对应的控制反馈参数；基于获取的攻角线性试验区间、不同攻角下的配平舵偏角及其对应的控制反馈参数进行闭环控制试验和开环控制试验。根据本发明，能够解决现有的风洞试验方法无法有效地模拟变体飞行器的真实机动飞行过程的问题。

摘要： 本发明涉及宇宙飞行设备发动机技术领域，具体涉及一种宇宙飞行设备发动机满流试验装置及宇宙飞行设备发动机。一种宇宙飞行设备发动机满流试验装置，包括：发动机喷管，具有扩张段和圆筒段，以及设于所述扩张段和圆筒段之间的收缩段；导流结构，设于所述扩张段的开口处，以占据开口处的部分空间，并预留气体通道；支撑结构，与所述导流结构连接。本发明提供了一种结构简单，重量较小，成本较低的宇宙飞行设备发动机满流试验装置及宇宙飞行设备发动机。

摘要： 本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台，包括：飞行器或飞行器模型、三自由度平台、液压作动筒、高压水枪、柔性压力传感器阵列，所述柔性压力传感器阵列覆盖在飞行器或飞行器模型表面，高压水枪分布于飞行器或飞行器模型四周，三自由度平台和液压作动筒位于飞行器或飞行器模型的内部，三自由度平台用于根据飞行控制系统指令控制三自由度平台的摇摆角，液压作动筒用于调节飞行器或飞行器模型的摇摆中心，高压水枪用于模拟飞行器或飞行器模型在飞行过程中遇到的阻力，柔性压力传感器阵列用于测量飞行器或飞行器模型的表面压力。本发明可以模拟在实际飞行时的工况，从而大大节省研发和实际飞行实验成本。

摘要： 本实用新型是一种风洞虚拟飞行试验的飞行控制系统，属于风洞虚拟飞行试验领域，目的是解决识别模型偏航角，功能单一，无法满足复杂的风洞试验需求等问题。该系统由可编程自动驾驶仪、遥控器接收机、遥控器、电源、适配电路、电台、陀螺仪、编码器、飞行控制程序等构成，通过三自由度支撑装置与模型支杆连接，以及飞行控制装置按照控制律及控制程序控制模型舵面，实现模型姿态和姿态角速度测量，同时实现设备与外部计算机的无线通讯，省去操作人员的现场手动作业，降低风洞模拟飞行试验中飞行器的控制难度，提高控制效率，解决了开发板尺寸较大，占用模型空间，有效的减小了模型重量，大大降低了开发难度。