【簡介：】現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的飛行試驗
摘　　　要:根據(jù)近幾年新機飛行試驗的工程實踐,結(jié)合國外飛行試驗的經(jīng)驗,
敘述了現(xiàn)代戰(zhàn)斗機飛行試驗的特點,包括飛行試驗的架次和周期,機載測試和地面

現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的飛行試驗
摘　　　要:根據(jù)近幾年新機飛行試驗的工程實踐,結(jié)合國外飛行試驗的經(jīng)驗,
敘述了現(xiàn)代戰(zhàn)斗機飛行試驗的特點,包括飛行試驗的架次和周期,機載測試和地面實
時監(jiān)控,地面支持設施,它機試飛和組織管理;由于電傳操縱顯得更為突出的飛行試
驗技術(shù),包括飛控系統(tǒng)穩(wěn)定裕度、顫振和氣動伺服彈性(ASE)、人機閉環(huán)飛行品質(zhì)和
大迎角試飛技術(shù),提出了國內(nèi)飛行試驗工作方面目前存在的若干問題.
關(guān)　鍵　詞:飛行試驗;飛行控制;飛行力學;電傳操縱;現(xiàn)代戰(zhàn)斗機
現(xiàn)代戰(zhàn)斗機即所謂第三代戰(zhàn)斗機,如:F16,
F18,CY-27,Rafale,EF2000等,有如下特征:先進的
氣動布局,電傳飛行控制系統(tǒng),高度綜合化的航空
電子系統(tǒng),高性能的動力裝置,包括復合材料的優(yōu)
化結(jié)構(gòu).由于采用了這些新技術(shù),使飛機具有寬闊
的性能包線,優(yōu)良的飛行品質(zhì),突出的機動性,多
功能通訊、導航、武器火控和電子戰(zhàn)的能力.這些
特點給現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的飛行試驗帶來了許多不同于
以往飛機的飛行試驗要求、內(nèi)容、規(guī)模和技術(shù).本
文主要根據(jù)自己的飛行試驗實踐,結(jié)合國外第三
代飛機的試飛經(jīng)驗,概述了現(xiàn)代戰(zhàn)斗機試飛的特
點、組織管理和試飛技術(shù)以及存在的某些問題.
1　現(xiàn)代戰(zhàn)斗機飛行試驗的特點
1.1　試飛架次和周期
現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的試飛架次約1500~4000次,試
飛時間約2000~5000h.試飛周期大約是整個飛
機研制周期的1/4~1/2,自然時間3~8a.之所以
規(guī)模如此之大,耗時如此之長,其主要原因是:
1)飛機包線寬闊
為安全起見,速度、高度、過載、迎角等包線擴
展都要循序漸進,逐步擴展.全加力情況下,每分
鐘耗油達幾百公斤,這樣一個架次中做動作的時
間只有幾分鐘.諸如此類的因素會增加很多試飛
起落.
2)飛機功能多、構(gòu)型多、武器種類多
現(xiàn)代飛機功能全,作戰(zhàn)對象多,模式多,空/
空、空/地、空/海;通訊、導航、識別;作戰(zhàn)、巡航、偵
察,電子戰(zhàn),空中加油等.任務和目的不同,帶來許
多不同試飛剖面和試飛構(gòu)型.
3)新技術(shù)應用多、系統(tǒng)余度多
現(xiàn)代戰(zhàn)斗機是先進技術(shù)的綜合,否則不可能
體現(xiàn)整體作戰(zhàn)性能.這樣就使得飛機需要驗證的
新技術(shù)多,需要考核的系統(tǒng)多.為了飛機的可靠性
和生存力,絕大部分的系統(tǒng)都采用了余度的概念.
多數(shù)情況下,正常系統(tǒng)和應急系統(tǒng),系統(tǒng)重構(gòu)和轉(zhuǎn)
換都要加以驗證,這也是造成飛行架次多的重要
原因.
1.2　機載測試和地面實時監(jiān)控
現(xiàn)代戰(zhàn)斗機試飛的參數(shù)采集量達幾千,地面
實時監(jiān)控參數(shù)達一、兩千個.
1.2.1　機載測試參數(shù)多的原因
1)系統(tǒng)復雜,需測試監(jiān)控和驗證的參數(shù)多
一個四余度的數(shù)字電傳操縱系統(tǒng)所需采集的
參數(shù)約幾百;航電系統(tǒng)主總線的數(shù)據(jù)量一千以上.
如果要測試記錄各個分系統(tǒng)的內(nèi)部總線信息,其
總信息量會成倍增加.
2)加裝測試傳感器
為了考核飛機及系統(tǒng)性能,了解飛機及系統(tǒng)
的工作環(huán)境,試飛過程中往往需要測試大量的應
變、振動、流量、壓力、溫度等,需要加裝的傳感器
很多.這一部分的參數(shù)量達幾百個.
3)綜合試飛的需要
為了提高飛行試驗的有效性,縮短試飛周期,
減少試飛起落,盡可能采用綜合試飛技術(shù),要求飛
機測試的參數(shù)盡可能覆蓋各專業(yè)的需要,為此增
加了測試參數(shù)數(shù)量.
4)參試飛機互為備份的概念
參試飛機出現(xiàn)故障甚至出現(xiàn)意外事故的可能
性是存在的.為了不影響整個工程的進度,采取了
參試飛機間互為備份的概念,這就要求兩架飛機
的測試參數(shù)要能夠相互覆蓋,增加了飛機參數(shù)的
測試量.
1.2.2　要求地面實時監(jiān)控的原因
1)保證飛行安全
現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的座艙信息非常豐富,但仍然是
總體性的.對于系統(tǒng)內(nèi)部的細微變化不可能都顯
示出來.即使能調(diào)出詳細信息,由于試飛員精力有
限,必須靠地面專業(yè)人員協(xié)助監(jiān)控飛機及其系統(tǒng)
的狀況.
對于那些需要計算而且通過判據(jù)識別風險的
特性參數(shù),如顫振阻尼,系統(tǒng)穩(wěn)定裕度等更需要地
面實時解算和監(jiān)控.
2)提高試飛效率
由于地面監(jiān)控具有實時計算能力,試飛結(jié)果
可以及時得知,這就可以決策下一個起落可否進
行,如何進行,是否需要補充試驗點或增加試飛動
作等等,這樣可以大大提高飛行效率.
1.3　地面支持設施
現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的飛行試驗更大程度地依賴地面
設施的支持.這里僅列舉三項地面設施.
1)飛行仿真
飛行仿真對于飛控系統(tǒng)控制律開發(fā)、驗證和
優(yōu)化起著至關(guān)重要的作用.對于試飛,它對試飛員
的培訓、試飛計劃編排、任務單演練、試飛結(jié)果預
測、安全措施擬訂都具有重要的作用.特別是對那
些風險科目,意義更加重大.把飛行模擬器作為一
個培訓和交流平臺,可收到多、快、好、省的效果.
2)航空電子實驗室
這是系統(tǒng)綜合、開發(fā)和驗證設施,也是試飛過
程中排故、試飛方案制定和預演的平臺.從經(jīng)驗來
看,一個綜合性強、使用方便的試飛現(xiàn)場航空電子
系統(tǒng)支持設施是非常必要的.
3)機載測試系統(tǒng)地面支持設施
現(xiàn)代戰(zhàn)斗機試飛,要求有很復雜的機載測試
系統(tǒng).這個系統(tǒng)的規(guī)模和復雜性不亞于飛機上一
個大型的子系統(tǒng),其采集記錄和遙測傳輸?shù)男盘?br>類型幾乎覆蓋了全機系統(tǒng)所有的信號類型.為了
保證這套系統(tǒng)配套合理、檢校準確、集成可靠、操
作方便、排故迅速,同樣需要一套完備的地面支持
實驗室.
1.4　它機試飛
它機試飛,是型號試飛的重要組成部分,其主
要目的是減少主機風險,縮短主機試飛周期,培訓
試飛員.
這里主要提及兩種試驗機,一是空中飛行模
擬試驗機;二是空中航空電子試驗機.空中飛行模
擬試驗機主要是驗證本機飛行控制律是否滿足飛
行品質(zhì)規(guī)范要求,從而優(yōu)化設計;另外一個主要目
的就是培訓試飛員.美國空軍所有新機必須經(jīng)過
空中飛行模擬這個環(huán)節(jié).
航空電子試驗機在現(xiàn)代戰(zhàn)斗機試飛中承擔著
非常重要的任務,這是因為現(xiàn)代航空電子系統(tǒng)的
綜合程度高,軟件復雜,敏感單元多,天線既多又
密,對環(huán)境非常敏感,地面環(huán)境很難代替空中.一
般說來,包括雷達和電子戰(zhàn)的航空電子系統(tǒng)在空
中它機試飛的時間需要有幾百飛行小時.
總之,現(xiàn)代戰(zhàn)斗機應用的新技術(shù)越多,它機試
飛越需要.
1.5　現(xiàn)代戰(zhàn)斗機試飛的組織管理
一流飛機的誕生需要有一流的設計、制造,也
需要有一流的試飛.而從事一流試飛又必須有一
個集研制、試飛和使用方于一體的聯(lián)合試飛力量.
基于這種理念,現(xiàn)代試飛的組織管理出現(xiàn)兩個原
則:即聯(lián)合試飛和主場地原則.所謂聯(lián)合試飛,即
飛機及其系統(tǒng)的研制廠所,試飛鑒定單位和使用
部隊共同組織一個試飛隊伍,從制定試飛方案和
計劃到處理和分析技術(shù)問題,分工負責,共同磋
商,相互支持.對于一個重大型號來講,參加這種
試飛的人數(shù)多達數(shù)百人.
為了開展聯(lián)合試飛,在試飛地點的選擇上采
用主場地原則(principale site),即整個試飛盡可能
集中于一地進行.力求避免重復,縮短周期,也便
于集中優(yōu)勢力量讓試飛順利進行.
2　飛行試驗技術(shù)
任何一種航空新技術(shù)應用都要有相應的新的
試飛手段來考核驗證.或者是試飛新機動動作,或
者是新采集記錄方法,或者是新的數(shù)據(jù)處理軟件.
但是對現(xiàn)代戰(zhàn)斗機來說,對飛行試驗技術(shù)影響最
大的莫過于電傳飛機的飛行控制系統(tǒng),這里僅就
這方面的某些試飛科目做一簡述.
2.1　飛控系統(tǒng)穩(wěn)定裕度試飛
控制系統(tǒng)穩(wěn)定裕度測試這是一般實驗室利用
通用設備進行的一項常規(guī)工作.但是要在飛行中
測試飛行控制系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度就要解決許多特殊
問題.
1)系統(tǒng)輸入
系統(tǒng)的輸入是駕駛桿力或位移,它是通過駕
駛員手工掃頻來實現(xiàn)的.頻率為0·2~5Hz.要求
駕駛員從低頻到高頻連續(xù)掃瞄,盡可能使各個頻
點有足夠的諧波信息.掃頻的幅值要適當大,以便
克服非線性影響.不同頻率下的幅值也盡可能保
持相等.與此同時,還要盡可能保持飛行狀態(tài)不
變.要做到這一點主要靠試飛員平日訓練,特別是
飛行模擬器上的訓練.
2)系統(tǒng)輸出
系統(tǒng)輸出點的選擇要根據(jù)系統(tǒng)狀態(tài),因為飛
控系統(tǒng)是一個多回路系統(tǒng),多個操縱舵面,且舵面
之間有交聯(lián).一般說來,將駕駛桿指令作為輸入,
而系統(tǒng)總反饋信號作為輸出,計算出開環(huán)頻率特
性,即可得出系統(tǒng)的相位儲備和增益儲備.特殊情
況下,需要測試某一特定控制環(huán)的穩(wěn)定儲備,只要
這個特定控制環(huán)的輸入和綜合反饋信號是可測
的,或是間接可測的.
3)數(shù)據(jù)處理
可以采用專用的頻率特性處理軟件得到系統(tǒng)
頻率特性,但是對信號的濾波處理非常重要,它直
接影響處理結(jié)果的有效性.
2.2　顫振激勵
顫振試飛歷來是飛機試飛中最受關(guān)注的課
題,因為它直接影響飛行安全.顫振激勵的方式很
多,其中火箭激振是傳統(tǒng)的試飛方法,這種方法簡
單、作用時間短,特別在全加力或俯沖狀態(tài)情況
下,作用時間顯得十分寶貴,但對于電傳操縱的飛
機來說,必須采用一種新型的顫振激勵系統(tǒng),即用
一種機載信號發(fā)生單元將各種激勵信號通過飛控
舵機驅(qū)動舵面,從而激勵飛機結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)響應.這
種激勵方法的優(yōu)點是各諧波激勵能量集中,效果
好;更重要的是,這種方法能測取所需測量點的輸
入信號,從而進行頻率特性分析,得出氣動伺服彈
性(ASE)穩(wěn)定裕度.這種方法的最大問題是把飛
控系統(tǒng)的動態(tài)特性帶入整個系統(tǒng)動態(tài)特性中去.
這就要求數(shù)據(jù)處理分析中把這些特性分辨出來,
以便進行結(jié)構(gòu)動特性分析.另一方面,由于舵機頻
帶限制,使高達50~70Hz的結(jié)構(gòu)模態(tài)很難激勵出
來,這就要求在激勵幅值的選擇上采取隨頻率變
化,激勵幅值也自動改變.如果不這樣做,從低頻
到高頻采用同一幅值,要么低頻響應過大,影響安
全;要么高頻響應激勵不出來,無法分析.
各種激勵方法都有其優(yōu)缺點,發(fā)展趨勢是用
多種激勵方法進行關(guān)鍵狀態(tài)的顫振試飛,以便得
出合理和可靠的結(jié)果,所付出的代價是增加了飛
行起落和時間.值得注意的是,利用飛行中大氣紊
流對飛機激勵響應,進行顫振分析是極有前途的,
既安全又節(jié)省.事實表明,許多情況下大氣紊流的
激勵能量是相當可觀的,甚至比人工激勵的能量
還要大.
還應該指出,在新機試飛中采用的顫振激勵
系統(tǒng)(FES)不但用于顫振和ASE激勵,還可以進
行飛控穩(wěn)定裕度試飛.尤其是航向系統(tǒng)穩(wěn)定裕度
試飛,必須依賴這種設備,因為駕駛員很難用腳蹬
去進行人工掃頻.FES還可以產(chǎn)生其它信號進行
其它科目的試飛,如:階躍、脈沖,“3211”等,這對
操穩(wěn)分析和系統(tǒng)辯識具有極重要的意義.總之,
FES對于試飛工程師們來說具有無限的潛力.
2.3　人機閉環(huán)飛行品質(zhì)試飛
只要是有人駕駛飛行器都有人機閉環(huán)飛行品
質(zhì)問題.由于電傳操縱系統(tǒng)具有突出的高階性、高
增益性和時間延遲,加上系統(tǒng)內(nèi)增加了各種信號
交聯(lián),使得飛機和駕駛員行為之間的耦合關(guān)系更
為復雜.在一般情況下,因為控制律不斷的優(yōu)化和
迭代,使電傳飛機具有優(yōu)良的飛行品質(zhì);但在特殊
情況下,如駕駛員執(zhí)行高增益的任務,就有可能形
成飛行品質(zhì)的突降(cliff),產(chǎn)生人機閉環(huán)耦合振
蕩.因為這種情況不是經(jīng)典的開環(huán)品質(zhì)指標所能
反映的,所以現(xiàn)代戰(zhàn)斗機試飛強調(diào)人機閉環(huán)飛行
品質(zhì)試飛.這種試飛就是給飛行員一個高增益任
務,如精確跟蹤、空中加油、定點糾偏著陸等等,飛
行結(jié)果和結(jié)論主要依賴駕駛員定性評述,參考一
定的飛行參數(shù),甚至整理出一定的閉環(huán)性能指標,
如HQDT(跟蹤操縱品質(zhì))等.應指出的是,這些試
飛驗證能說明一定問題,但不能說明全部問題.主
要原因是所謂的駕駛員高增益與心理有關(guān),很難
形成和確定.截止目前為止,沒有一套公認的、可
用于工程判斷的性能指標去辯識是否存在可能的
駕駛員誘發(fā)振蕩(PIO)問題.既要按常規(guī)品質(zhì)規(guī)范
檢查各種開環(huán)指標要求,也要進行人機閉環(huán)飛行
品質(zhì)試飛.同時,還要用變穩(wěn)飛機對試飛員進行飛
行品質(zhì)培訓.
應該特別指出的是,速率飽和非線性是造成
人機閉環(huán)耦合振蕩的主要因素之一.如果由于某
種原因,如臨近跑道的局部氣流擾動引起駕駛桿
修正過快過大,造成飛控系統(tǒng)速率飽和,從而使飛
機響應對操縱指令的相位滯后達到180°,形成
PIO,這是一種非常危險的情形.不少電傳飛機失
事都與此相關(guān),對此應引起新機研制者和飛行試
驗工程師足夠警惕,應從飛控系統(tǒng)研制、飛行員培
訓和飛行試驗方案上做更多的工作,防止事故發(fā)
生.
2.4　大迎角試飛
航空技術(shù)愈發(fā)展,大迎角試飛變得愈重要.
過去的戰(zhàn)斗機研究大迎角主要是研究飛機氣動特
性,防止飛機進入失速/尾旋,一旦進入如何改出,
保證飛行安全.那時的飛機機動只把迎角使用到
十幾度的范圍;今天的三代機除研究它的氣動特
性外,還要研究大迎角的控制律,把正常的飛機使
用機動迎角擴展到限制器的范圍,例如近30°,而
且要驗證控制律能否自動防止進入失速/尾旋,一
旦進入也能自動改出到安全范圍.隨著矢量推力
技術(shù)的應用,下一代戰(zhàn)斗機把飛機更大范圍的迎
角作為正常使用迎角,即過失速機動,使用迎角達
50°以上.所有這些都必須通過飛行試驗來驗證,
迎角越大,地面風洞數(shù)據(jù)可靠性越需要飛行試驗
來驗證.
對現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的試飛,大迎角試飛分為可控
區(qū)和非可控區(qū)兩個階段,在迎角限制范圍內(nèi)為可
控區(qū);在迎角限制器范圍之外為非可控區(qū).在可控
區(qū)范圍內(nèi),通過試飛來考核飛機在20°~30°迎角
范圍的操縱性和穩(wěn)定性;確定最小機動速度和最
小平飛速度;檢查和驗證迎角限制控制律的正確
性和合理性.在試飛方法上,用常規(guī)的操縱動作,
如階躍、脈沖、掃頻、縱橫航向復合操縱來考核飛
機的飛行品質(zhì).不過其操縱幅值較常規(guī)操縱要大,
逐步達到極值,操縱速度也偏于急猛.因為在迎角
限制器范圍內(nèi),失速迎角尚未確定,但確定最小機
動速度和最小平飛速度對部隊使用又非常重要,
為此用保持45°穩(wěn)定盤旋所達到的表速確定為最
小機動表速;用穩(wěn)定平飛所達到的最小表速作為
最小平飛表速;用收斂轉(zhuǎn)彎和減速轉(zhuǎn)彎來驗證迎
角限制器邊界.應該指出,即使進行可控區(qū)內(nèi)的大
迎角試飛也應該采取適當?shù)陌踩胧?這種措施
應包括兩個方面:一是在控制律中設置臨時限制
邊界,即在最大邊界內(nèi)按2°之差設置2個臨時邊
界,即αmax-4°和αmax-2°,逐步達到αmax;另一個
措施是加裝反尾旋傘,一旦由于某種特殊原因使
飛機進入失速/尾旋,通過正常方式又無法使飛機
改出來時,可以通過反尾旋傘使飛機恢復到可控
狀態(tài).有了這些措施,還可以進行一些較為激烈的
戰(zhàn)術(shù)機動動作來考核迎角限制器的可靠性.如果
這些試飛表明,飛機還有放寬迎角限制器的潛力,
還可以在αmax的基礎上按2°的增量適當擴大飛機
的迎角限制包線.
可控區(qū)試飛結(jié)束后,應進行超出α限制值的
非可控區(qū)的大迎角試飛.進入該區(qū)有兩種方法:一
是使用飛控系統(tǒng)的直鏈摸態(tài),直接進入失速/尾旋
試飛,前提是此時飛機應可控;另一種方法是人工
切斷迎角限制器,試飛員通過正常系統(tǒng)使飛機進
入非可控的大迎角區(qū),首先考核飛機失速和偏離
特性以及反尾旋摸態(tài)的功能和可靠性;最后還要
進行失速/尾旋試飛,確定飛機大迎角氣動特性以
及進入失速/尾旋后的改出方法.
大迎角試飛是一項風險性極大的試飛科目,
最大風險在于飛機的行為難以準確予測.為了減
少風險,作好充分的技術(shù)準備是非常必要的,包括
仔細研究風洞試驗結(jié)果,特別是垂直風洞試驗結(jié)
果;進行模型試飛,摸清飛機的尾旋摸態(tài)和改尾旋
方法;在此基礎上,進行充分的地面模擬和試飛員
培訓.同時,還要研制和落實有效的反尾旋措施,
一般反尾旋傘更為合適.飛機測試對于尾旋試飛
也特別重要,尤其是迎角傳感器,其范圍選擇和校
準顯得更為突出,必要時要專門研制能適應大范
圍測試的迎角傳感器.
3　飛行試驗存在的問題
幾年來,飛行試驗事業(yè)有了質(zhì)的飛躍.從試飛
技術(shù)、設施建設、試飛員培訓、軟件開發(fā)、機務保障
以及試飛組織管理等各方面都有長足的進步.但
是我國的飛行試驗仍然存在許多不足之處.
1)對飛行試驗的認識較為膚淺
許多人簡單認為,試飛是型號研制的最后階
段,沒有從頂層上、從深度上把它作為一個系統(tǒng)的
工程科學來認識.一種新型號,往往一到試飛就急
功近利,急于求成.正確的做法是從工程總體方案
中就應規(guī)劃試飛,從飛機設計開始就要進行飛行
試驗設計,從投入和周期上都要給飛行試驗留有
充分的余地.應該認識到,所謂原型機不過是為了
達到使用技術(shù)要求而研制出來的試驗機.有了這
個思想,許多飛行試驗的問題在設計中均應考慮.
試飛員和試飛工程師是飛機設計成員的一部分.
只有這樣才不至于使型號試飛過于吃力,捉襟見
肘,甚至把許多重要問題留到部隊使用中.
2)預研和技術(shù)攻關(guān)不夠
試飛是一門實踐性極強的科學,要與時俱進,
許多技術(shù)發(fā)展要領先研究.由于基礎工作開展得
不夠扎實,真正到了型號定型試飛,時間和人力都
不允許做過細工作,這勢必影響試飛的安全、質(zhì)量
和效率;有些最基礎的科目都無法全面進行.
3)它機預先驗證不夠
型號試飛的一個基本原則是:能在地面解決
的問題不要帶到天上;能在它機上分擔的風險,不
要帶到本機上.對這個基本原則貫徹不夠.特別是
航空電子系統(tǒng).航空電子系統(tǒng)本機試飛周期最長,
實際起落不多,大部分時間在排故和優(yōu)化系統(tǒng).有
些功能和性能考驗不充分.飛機到了部隊還在不
斷改,不斷飛,難以形成戰(zhàn)斗力.不能不說是一種
教訓.美國F22的航電軟件系統(tǒng)在地面綜合試驗
達1~2萬小時,在波音757飛機改裝的電子試驗
機上綜合飛行達4~5百小時.他們的做法值得借
鑒.
4)試飛員培訓仍有較大差距
與國際水平相比,試飛員理論和實踐培訓都
不夠,與國際交流也非常不夠.在一些人的頭腦
里,似乎試飛員和飛行員沒有多大差別,這是試飛
科目進行得不夠深入的重要原因之一.
5)試飛與設計結(jié)合的不緊密
當前飛機設計介入試飛的深度有了改觀,但
試飛介入設計的深度太淺,這種情況直接影響到
試飛的質(zhì)量.應該說這是兩門學問,彼此不能相互
代替,只能是互相結(jié)合,才有利于航空事業(yè)的發(fā)
展.
4　結(jié)　論
1)現(xiàn)代戰(zhàn)斗機飛行試驗的特點是試飛起落
多;機載采集記錄和地面實時監(jiān)控參數(shù)多;更大程
度依賴地面設施支持;它機試飛是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機試
飛工作的重要組成部分;在組織管理上貫徹聯(lián)合
試飛和主場地原則.
2)在試飛技術(shù)上,電傳操縱的應用使現(xiàn)代戰(zhàn)
斗機的試飛技術(shù)與以往飛機有很大區(qū)別,如飛控
穩(wěn)定裕度試飛;顫振/ASE試飛;人機閉環(huán)飛行品
質(zhì)試飛;大迎角試飛等等,都必須高度重視.
3)雖然我國飛行試飛技術(shù)較以前有了很大
的提高,但仍然存在許多問題有待于去思考和改
進.這些問題主要是對飛行試驗的認識膚淺,對試
飛技術(shù)的予研和攻關(guān)不夠,對它機試飛的作用重
視不夠,對試飛員的技術(shù)培訓有待加強;試飛和設
計彼此之間的融合仍需努力.