北航 飞力实验课实验报告
2015飞力实验班典型模态实验指导书
航空科学与工程学院《飞行力学实验班》课程实验飞机典型模态特性仿真实验报告学生姓名：张恺玲学号：12051265专业方向：飞行器设计指导教师：王维军（2015年6月17日）实验名称: 飞机典型模态特性仿真实验实验所属课程编号：实验所属课程名称:飞行力学（Flight Dynamics）开课学期:春季一.实验目的飞机运动模态是比较抽象的概念, 是课程教学中的重点和难点。
本实验针对这一问题，采用计算机动态仿真和在人-机飞行仿真实验平台上的驾驶员在环仿真实验，让学生身临其境地体会飞机响应与模态特性的关系，加深对飞机运动模态特性的理解。
二．实验内容1．纵向摸态特性实验计算某机在某状态下的短周期运动、长周期运动的模态参数；进行时域的非实时或实时仿真实验，操纵升降舵激发长、短周期运动模态，并由结果曲线分析比较模态参数；放宽飞机静稳定性，观察典型操纵响应曲线，并通过驾驶员在环实时仿真体验飞机的模态特性变化。
2．横航向模态特性实验计算某机在某状态下的滚转、荷兰滚、螺旋模态参数；进行时域仿真计算，操纵副翼或方向舵，激发滚转、荷兰滚等运动模态，并由结果曲线分析比较模态参数。
三、要求及考核方式1．要求学生就上述实验教学内容中的模态特性分析和动态仿真，独立在实验平台上编程、操作，并完成计算和分析报告。
2．实验操作与讨论表现、实验报告质量综合评分。
严禁抄袭。
四、实验步骤1．模态特性分析。
按小扰动线化运动方程和给定的某飞机的数据，理论计算飞机运动的典型模态参数，包括纵向短周期模态、长周期模态及横、航向三个典型模态；2．动态仿真。
对上述模态分析结果，分别进行纵向和横航向的实时或非实时动态仿真，观察飞机的动态响应。
分别给定升降舵，方向舵和副翼典型输入，激发飞机的纵向、横航向模态，通过时域方法获取相应的飞行运动模态参数，并与理论计算结果对比；（横航向通过副翼阶跃来反映滚转收敛模态，螺旋模态可不作。
）尝试改变某些气动参数，观察飞机的模态特性变化。
北航物理实验报告
北航物理实验报告北航物理实验报告引言：物理实验是理论与实践相结合的重要环节，通过实验可以验证理论的正确性，培养学生的实验操作能力和科学精神。
本次实验旨在通过实验操作和数据分析，探究物理现象并得出结论。
实验一：测量重力加速度实验目的：通过自由落体实验测量地球上的重力加速度。
实验步骤：1. 准备一根直线垂直的竖直导轨，将导轨固定在实验台上。
2. 在导轨上设置一个可移动的传感器，用于测量小球自由落体的时间。
3. 在导轨上放置一个小球，使其从静止位置自由下落，并记录下小球经过传感器的时间。
4. 重复实验多次，取平均值计算重力加速度。
实验结果与分析：根据实验数据计算得出的重力加速度为9.81 m/s²，与理论值相符合。
实验误差主要来自于实验仪器的精度和实验操作的不确定性。
实验二：测量光的折射率实验目的：通过测量光的折射率，验证光在不同介质中传播时的折射定律。
实验步骤：1. 准备一个透明的玻璃棱镜和一束光源。
2. 将玻璃棱镜放在光源前方，观察光线经过棱镜后的折射现象。
3. 测量入射角和折射角，并计算折射率。
4. 重复实验多次，取平均值计算折射率。
实验结果与分析：根据实验数据计算得出的折射率与理论值相符合，验证了光的折射定律。
实验误差主要来自于测量角度的精度和光线的衍射现象。
实验三：测量电阻的变化实验目的：通过测量电阻的变化，研究电阻与导线长度、截面积之间的关系。
实验步骤：1. 准备一根导线，测量其长度和截面积。
2. 将导线接入电路中，通过电流表和电压表测量电流和电压。
3. 改变导线长度或截面积，重新测量电流和电压。
4. 计算电阻，并绘制电阻与导线长度、截面积的关系曲线。
实验结果与分析：根据实验数据绘制的曲线表明，电阻与导线长度成正比，与导线截面积成反比。
这符合欧姆定律和电阻公式的预期结果。
实验误差主要来自于测量仪器的精度和导线材料的不均匀性。
结论：通过以上实验，我们验证了自由落体实验中的重力加速度、光的折射定律以及电阻与导线长度、截面积之间的关系。
有关飞行的实验报告
有关飞行的实验报告1. 实验目的本次实验的目的是通过对飞行的研究和实践，了解飞行的原理和飞行器的性能，并通过实验数据分析验证理论模型的正确性。
2. 实验器材与原材料- 飞行模型（如飞机或风筝）- 飞行仪器（如测风仪、气压计）- 操控工具（如遥控器、线缆）3. 实验方法3.1 准备阶段首先，我们选择了一种适用于实验的飞行模型，例如一架小型纸飞机。
接下来，我们收集了实验所需的一些仪器，例如测风仪和气压计，以便测量飞行模型在飞行中的各种因素，如气流速度和气压变化。
3.2 实验步骤1. 首先，我们保证实验环境的稳定性，确保室内没有风或其他干扰。
我们选择一个宽敞的地方进行实验。
2. 我们根据实验需要对飞行模型进行一些预处理。
例如，我们可以调整模型的重心和姿态，以确保其在飞行时的稳定性。
3. 接下来，我们使用测风仪来测量空气中的气流速度。
我们会在不同高度和位置测量风速，并记录测量结果。
4. 同时，我们使用气压计来测量空气压力的变化。
我们会在飞行过程中获取气压的实时数据，并记录下来。
5. 最后，我们通过操控工具，例如遥控器或线缆，控制飞行模型的起飞、飞行和降落。
我们会记录下模型在不同飞行状态下的各种参数和数据。
3.3 数据处理与分析根据实验中记录下来的数据，我们将进行数据处理和分析，以验证理论模型的正确性。
我们会将飞行数据与飞行理论进行对比，并计算误差和偏差，以评估模型的准确性和可靠性。
4. 预期结果通过本次实验，我们预期得出以下结论：- 飞行模型的稳定性和性能会受到气流速度和气压变化的影响。
- 实验数据与理论模型之间可能存在一定的误差和偏差，这是正常现象。
- 飞行模型的设计和调整可以通过对实验数据的分析来改进，以提高其性能和稳定性。
5. 实验风险与安全措施本实验存在一定的风险，如飞行模型意外坠毁或造成人员伤害。
为了确保安全，我们采取了以下措施：- 实验进行在宽敞的环境中，远离人群和易碎物品。
- 操控飞行模型时，要佩戴护目镜和手套，以防止可能的伤害。
北航宇航学院飞设实验报告
飞行器设计工程实验报告——圆柱壳体结构有限元分析ZY1315228 张晶1.圆柱加筋壳体结构有限元分析介绍圆柱加筋壳结构如图1所示，一端固定，表面有分布载荷。
结构、材料特性、约束与载荷的具体形式将在后面给出。
试用MSC.Patran/Nastran 建立圆柱加筋壳的有限元模型并计算它的位移与应力。
图 1 圆柱加筋壳结构2.模型描述2.1 结构1）壳圆柱壳半径为()23100.50.53R m m -=⨯+=，长为6L m =。
它由两部分组成，一部分是复合材料结构，从固定端到中部，长3m ，厚6.2mm ；另一部分是金属材料结构，从中部到自由端，长3m，厚2mm。
2）加筋梁有纵向加筋与环向加筋，沿壳分布如图2所示，均为金属材料。
图 2 圆柱壳上加筋梁分布纵向加筋共八条沿周向对称分布如图3所示，截面形状为L型，具体尺寸与指向如图4所示。
图 3 周向对称分别L型梁R=0.53m 图 4 L型梁截面尺寸w=h=10mm t=3mm 环向加筋共3条，分别位于壳的两端与中部，截面形状为矩形，具体尺寸如图5所示。
图 5 矩形梁截面尺寸 w=h=10mm2.2 材料1）金属材料即copper ，()21.011/E e N m =+，0.33υ=。
2）复合材料面板(facesheet)：()211 1.011/E e N m =+，()222 1.010/E e N m =+，()212 1.510/G e N m =+，120.1υ=。
芯(core)：()211100/E N m =，()222100/E N m =，()21250/G N m =，()213 1.06/G e N m =+，()223 1.06/G e N m =+，120.3υ=。
层合板：由面板和芯组成，具体铺层形式和方向如图6所示。
其中每层面板厚0.3mm ，芯厚5mm 。
45º45º-45º-45º0ºfacesheetcore图 6 复合材料铺层2.3 约束与载荷圆柱壳一端固定，如图7所示。
北航飞行器制造专业实验报告
③拉伸机的影响。缓慢加载类似于静载，而快速加载类似于冲击，可以瞬间达到很大的值，这也会影响最后的数据。
七、
在过去的几年大学学习生活中，我们已经做过好多、写了好多报告，像基础物理实验、材料力学等。每个实验都是一个工程，认真对待就会收获很多，而在这次的专业综合实验报告的撰写过程中，我更体会到了在平时所没有感受东西。在之前，我收获的不仅是实验方法与经验，更多以实验为载体而向们传达科学研究思想、方法和一丝不苟的严谨作风。专业综合实验性很强，需要的自主能力也很强，但这也意味着更高的调整要求。
三、
1、LJ—5000A型拉力试验机一台；
2、天平一台；
3、胶水、 、 等化学试剂若干；
4、试件两片；
5、其他工具。
四、
5.
1）启动Femap软软件，如图1。
图1
2）修改参数：选择工具->参数，将合并公差项改为“指定”，填入数值 ，如图2。
3）新建三个层：分别命名为Glue、Plate1和Plate2，并激活Glue层，如图3.
图15
图16
图17
图18
图19
图20
图21
8）建立板2模型：和建立板1模型类似。
9）合并重合的实体：如图22，选择工具—>检查—>重合节点，勾选“合并重合的实体”，如图23。
图22
图23
10）建立约束：选择模型—>约束—>曲线上，选中一块板的一端线，选择“标准类型”为“固定”，如图24、图25所示。
图24
图25
11）建立载荷：选择模型—>载荷—>曲线上，选中一块板的另一端线，修改“FX”为1000，如图26、图27所示。
北航研究性实验报告
北航研究性实验报告北航研究性实验报告引言：研究性实验是大学教育中非常重要的一环，它旨在培养学生的科研能力和创新思维。
作为北航的一名学生，我有幸参与了一项关于飞行器设计的研究性实验，并在此报告中将对该实验进行详细的介绍和分析。
实验目的：本次实验的目的是设计一种新型飞行器，以提高其飞行效率和稳定性。
通过对飞行器的结构和控制系统进行优化，我们希望能够实现更高的飞行速度和更好的操控性能。
实验方法：在实验开始之前，我们首先进行了大量的文献调研，了解了目前飞行器设计领域的最新研究成果和技术发展趋势。
然后，我们组建了一个小组，共同讨论并确定了实验的具体方案。
在设计飞行器结构时，我们采用了轻量化材料和先进的制造技术，以减少飞行器的重量并提高其强度。
同时，我们还对飞行器的气动外形进行了优化，以减小阻力和气动干扰，并提高飞行器的升力系数。
在控制系统设计方面，我们采用了先进的自动控制算法和传感器技术，以实现飞行器的自主导航和稳定飞行。
通过对飞行器的动力学特性进行建模和仿真，我们确定了最佳的控制参数，并进行了实验验证。
实验结果：经过反复的设计和测试，我们成功地设计出了一种新型飞行器，并进行了多次试飞。
实验结果表明，该飞行器具有较高的飞行速度和较好的操控性能，达到了我们的设计目标。
结论：通过参与这个研究性实验，我深刻认识到科研的重要性和挑战性。
在实验过程中，我们不仅学到了专业知识和技能，还培养了团队合作和解决问题的能力。
此外，我们还发现了一些可以进一步改进和优化的方向。
例如，可以通过进一步研究和改进飞行器的结构和控制系统，进一步提高其性能和可靠性。
同时，还可以将所学到的知识和技术应用到其他领域，如航空航天、交通运输等。
总结：通过这次研究性实验，我对飞行器设计和控制有了更深入的了解，并提高了自己的科研能力和创新思维。
我相信，在北航这样的优秀学府中，我将有更多机会参与和开展类似的研究工作，为科技进步和社会发展做出更多贡献。
飞行力学实验报告
飞行力学实验报告摘要：本实验旨在通过飞行力学实验，研究飞机的基本稳定性和操纵性能，并分析其对飞机飞行的影响。
实验中使用了一种小型模型飞机，并对其进行了各种不同条件下的测试，包括无动力滑翔、有动力飞行、操纵稳定性测试等。
通过实验数据的收集和分析，得出了飞机在不同条件下的稳定性和操纵性能数据，并提出了相应的改进建议。
1. 引言飞行力学是航空领域的一个重要分支，研究飞机的运动和力学特性。
飞机的稳定性和操纵性能对于飞行安全和飞行效率至关重要。
本实验旨在通过飞行力学实验，研究飞机在不同条件下的稳定性和操纵性能，并分析其对飞机飞行的影响。
2. 实验设备和方法2.1 实验设备本实验使用了一种小型模型飞机，具有可控尾翼、可变机翼和动力装置等设备。
实验中还使用了数据采集仪和相应的软件，用于记录实验数据。
2.2 实验方法本实验分为以下几个部分：2.2.1 无动力滑翔实验在这个实验中，我们将模型飞机从一定高度释放，观察其在没有动力推动的情况下的飞行特性。
通过记录模型飞机的下降速度和滑翔距离，我们可以评估其空气动力学特性和稳定性水平。
2.2.2 有动力飞行实验在有动力飞行实验中，我们将给模型飞机提供动力，观察其在不同速度下的飞行情况。
通过记录模型飞机的速度、升力和阻力等数据，我们可以评估其操纵稳定性和动力性能。
2.2.3 操纵稳定性测试在这个实验中，我们将对模型飞机进行操纵稳定性测试，包括升降舵和方向舵的操纵测试。
通过观察模型飞机的姿态和路线变化，我们可以评估其操纵性能和稳定性水平。
3. 实验结果与讨论3.1 无动力滑翔实验结果根据实验数据，我们得到了模型飞机在不同高度释放时的滑翔距离和下降速度。
通过对数据的统计和分析，我们发现模型飞机的空气动力学特性和稳定性随着高度的增加而改变。
具体结果如下：3.2 有动力飞行实验结果根据实验数据，我们得到了模型飞机在不同速度下的升力、阻力和动力参数。
通过对数据的统计和分析，我们发现模型飞机的操纵稳定性和动力性能随着速度的变化而改变。
北航飞行力学实验班飞机典型模态特性仿真实验报告(精)
航空科学与工程学院《飞行力学实验班》课程实验飞机典型模态特性仿真实验报告学生姓名:姜南学号:11051136专业方向:飞行器设计与工程指导教师:王维军(2014年 6 月29日一、实验目的飞机运动模态是比较抽象的概念, 是课程教学中的重点和难点。
本实验针对这一问题,采用计算机动态仿真和在人-机飞行仿真实验平台上的驾驶员在环仿真实验,让学生身临其境地体会飞机响应与模态特性的关系,加深对飞机运动模态特性的理解。
二、实验内容1.纵向摸态特性实验计算某机在某状态下的短周期运动、长周期运动的模态参数;进行时域的非实时或实时仿真实验,操纵升降舵激发长、短周期运动模态,并由结果曲线分析比较模态参数;放宽飞机静稳定性,观察典型操纵响应曲线,并通过驾驶员在环实时仿真体验飞机的模态特性变化。
2.横航向模态特性实验计算某机在某状态下的滚转、荷兰滚、螺旋模态参数;进行时域仿真计算,操纵副翼或方向舵,激发滚转、荷兰滚等运动模态,并由结果曲线分析比较模态参数。
三、各典型模态理论计算方法及模态参数结果表1 纵向模态纵向小扰动运动方程00001000ep ep ep u w e u w q pu w q X X u u X X g Z Z w w Z Z Z q q M M M M M δδδδδδδδθθ⎡⎤∆∆⎡⎤⎡⎤-⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥=+⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆∆⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦A =[ Xu X ̅w Z uZ w 0−g Z q 0M ̅u M ̅w 0Mq 010]=[−0.01999980.0159027−0.0426897−0.04034850−32.2869.6279 0−0.00005547−0.001893500−0.54005010] A 的特征值方程|λ+0.0199998−0.01590270.0426897λ+0.0403485032.2−869.627900.000055470.001893500λ+0.540050−1λ|=0 特征根λ1,2=−0.290657205979137±1.25842158268078iλ3,4=−0.00954194402086311±0.0377636398212079i半衰期t 1/2由公式t 1/2=−ln2λ求得,分别为t 1/2,1=2.38475828674173s t 1/2,3=72.6421344585972s振荡频率ω分别为ω1=1.25842158268078rad/s ω3=0.0377636398212079rad/s周期T 由公式T =2πω求得,分别为T 1=4.99290968436404s T 3=166.381877830828s半衰期内振荡次数N 1/2由公式N 1/2=t 1/2T求得,分别为N 1/2,1=0.436598837599716周 N 1/2,3=0.477628965372620周模态参数结果表如下:特征根t 1/2/sω/(rad/s T /s N 1/2/周模态命名−0.2907±1.2584i 2.38481.25844.99290.4366短周期模态−0.0095±0.0378i 72.6421 0.0378166.3819 0.4776长周期模态2 横航向模态横侧小扰动方程为0001000a r ar a r v p r av p r r v p r Y Y v v Y Y Y g p L L p L L L r r N N N N Nδδδδδδδδφφ⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥=+⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦A =[ YvY ̅p L ̅v L ̅p Yr g L ̅r 0N ̅v N ̅p 01N ̅r 000]=[−0.06059630−0.0015153−0.4602834−87132.20.28001300.00111489−0.020782201−0.140994000] A 的特征值方程|λ+0.060596300.0015153λ+0.4602834871−32.2−0.2800130−0.001114890.02078220−1λ+0.1409940 0λ|=0 特征根λ1=−0.529224752834596 λ2=0.00594271142566856λ3,4=−0.0692958292955363±1.00201868823874i半衰期t 1/2由公式t 1/2=−ln2λ求得,分别为t 1/2,1=1.30974066660216s t 1/2,2=−116.638202818668st 1/2,3=10.0027258149084sλ1和λ2对应的运动不存在振荡,没有振荡频率、周期和半衰期内振荡次数。
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课程代码：051709
研究生课程试卷
2017－2018学年第一学期期末
《飞行力学实验I》
飞行原理实验报告
考试时间2018年 11月 1日
姓名：苏雨
学号：ZY1805316
专业：飞行器设计
指导教师：王维军
北京航空航天大学
航空科学与工程学院
2018年11月
飞机失速尾旋现象研究
第一章：失速尾旋现象介绍
在我从事航模生涯这些年以来，有一种十分危险的飞行现象，导致了我多架模型飞机坠毁。
这就是在飞行中有时会出现飞机突然失去控制，一边下坠，一边偏侧翻转，操纵无效直到坠地。
经查阅资料，了解到这种飞行现象称为失速尾旋。
失速：失速是当机翼攻角（迎角）增大到一定的程度（临界迎角）后，机翼上表面气流分离，导致升力减小所发生的现象。
飞机将低头下沉，直至获得足够升力飞行。
在高度低时发生失速是危险的，高度足够高时，可以练习失速的改出，改出失速的基本操作是迅速推杆到底采用俯冲姿态，等速度大于等于1.3倍失速速度时，缓慢向后拉杆改出至平飞。
尾旋（螺旋）：当一侧机翼先于另一侧机翼失速时，飞机会朝先失速的一侧机翼方向沿飞机的纵轴旋转，称为螺旋或尾旋。
发生螺旋式非常危险的事情，有些飞机在设计制造时是禁止飞机进入螺旋的，这样的飞机进入螺旋姿态后，很难改出。
可以改出的飞机改出尾旋的基本方法是推杆到底，并向相反方向拉杆，如果发动机以高速运转，必须立即收油门到慢车，向螺旋相反方向蹬满舵，螺旋停止后，使用失速改平的方法。
成功的关键是飞行员的技术和飞机的性能。
全世界每年飞机事故中因失速发生的占事故总数约30%～40%，如果飞行员认知不清、处置不及时准确，飞机很可能在极短时间内进入失速尾旋，若在低空小高度时飞机进入失速尾旋处置不当，很可能会造成机毁人亡的等级事故，研究失速与尾旋的预防措施与改出方法，对考核飞机边界飞行的操控性、安全性，挖掘飞机的机动性能以及保证战斗生存率与飞行安全意义重大。
第二章：失速尾旋现象原理分析
2.1失速现象原理分析
飞机在飞行时，机翼翼型中心与气流来流方向的夹角为迎角，当迎角增加到抖振迎角时，机翼上气流开始分离，机翼开始出现了抖振，此时机翼升力系数还在上升，当迎角增加到临界迎角时，机翼表面气流分离出现了严重分离，飞机升力系数急剧下降，可见失速根源是由于机翼表面气流分离造成，失速也包括平尾、鸭翼等控制翼面的气流分离，导致机翼和飞机其它控制翼面失去部分或全部效能,在失速过程中如果飞机升力支撑不了飞机重量，飞机就会掉高度（图1、图2），临界迎角表征着飞机抗失速能力，飞机临界迎角越大，飞机抗失速能力越大，其中一代、二代战机临界迎角约为10°～25°、三代战机约为25°～50°、四代战机约为50°～70°,飞行中仰角，其中θ为俯仰角、φ为偏航角、γ为滚转
角（下同）。
图1飞机失速状况
在失速初期，机翼翼型中心迎角小于抖动迎角，机翼气流虽然分离，但对其它翼面无影响，此时飞行员对飞机操纵感觉仍正常。
当继续增大接近抖振迎角时，飞机结构对翼面上较强的分离气流产生气动激励振动响应现象，即机翼抖振，同时飞机也可能出现轻微自动仰俯和机头横摆等现象。
在失速中期，机翼翼型中心迎角介于抖振迎角和临界迎角之间，飞行员可以明显感觉翼面出现较强的抖振现象，但升力仍然随迎角增大而增大。
飞机失速后期，机翼翼型中心迎角超过临界迎角时，飞机进入深失速，翼面上强烈的气流分离会影响到副翼、平尾、方向舵等后翼面的稳定性，使飞机出现了剧烈抖振与颠簸、侧滑、航向发散（如俯仰振荡、机头摇晃等不稳定现象）、飞机下坠、飞行阻力增加、飞行速度急剧减小等变态现象。
2.2尾旋现象原理分析
飞机失速后期，当翼型中心迎角远超过临界迎角后，失速加剧，飞机速度、升力、舵面操纵性、航向稳定性都会减小，飞机带有侧滑现象，当一侧机翼先于另一侧机翼失速（侧滑时，侧滑侧机翼先失速）时，飞机会朝先失速的一侧机翼方向沿飞机的纵轴边滚转边急剧下滑（侧滑角很大，侧滑小球甚至偏置极限），同时也绕立轴、横轴不断旋转，飞机出现这种重心沿小半径螺旋线轨迹急剧下滑的气动自转现象，说明飞机已经进入失速尾旋，飞行员必须立即处置。
可见失速与尾旋的主要危害是来自飞机的变态失控、飞行员失去方向感、飞机安全高度丧失三个方面。
正螺旋是由正飞进入的螺旋，发生正螺旋时，飞行员身体一直没有离开座椅，飞机座舱盖基本向上，通过前风挡看到机头在地面画圈，看不到旋转地中心地标；反螺旋是由倒飞进入的螺旋，发生反螺旋时，飞行员身体离开座椅，头盔顶着座舱盖，飞机座舱盖基本冲下，能看到旋转地中心地标；根据尾旋时飞机俯仰角的不同，尾旋还可分为陡尾旋、缓尾旋和平尾旋。
图2飞机尾旋
第三章：飞机失速尾旋的预防
3.1飞机设计中预防尾旋措施
飞机设计中预防失速尾旋的措施主要有：合理设计飞机增升装置（如加装鸭翼、边条翼、涡流发生器、吹风襟翼、翼刀等），采用新的飞行控制技术（如放宽静稳定性RSS控制技术、推力矢量控制技术、主动涡流控制AVC技术、机动载荷控VLC技术、多变量重构技术等），能使飞机临界迎角不断扩大，飞机甚至在0°-360°迎角范围，飞机操控性依然稳定；优化迎角限制器（推杆器或抖杆器）、音响与灯光等失速告警装置设计，使告警鲜明可靠；视情增装尾旋改出伞和尾旋改出火箭，使飞机进入尾旋后仍然能从容安全地改出。
3.2飞行操作中预防尾旋措施
在飞力实验课程中操作塞斯纳飞机进行飞行时就能发现，当飞机速度很低，并且操纵杆控制量较大，打舵较猛时飞机容易发生失速。
因此，为了避免飞机失速和失速尾旋，飞机在包括盘旋、收敛转弯等特技机动飞行时，飞行员对杆舵的动作量不要过大过猛，否则俯迎角变化速率过快，在惯性作用下，飞机很容易出现迎角超控现象，尤其对于后掠翼和三角翼飞机或是临界迎角较小的飞机，飞行员更应依据飞行速度时刻掌控好飞行迎角。
在飞行员训练时，应当防患于未然，加入失速尾旋改出科目训练。
更换机型飞行与危险科目飞行，飞行前要有技术交底、编写专门的应急处置预案，并组织必要的飞行预先演练，飞行员对抖动迎角、临界迎角、失速告警、演练高度、飞
机最低安全高度、飞行包线边界等飞行知识有充分的认知。
3.3飞行环境中预防尾旋措施
避免飞机在恶劣气象条件下，如风切变、垂直阵风、飓风、晴空湍流、飓风、突风等大气乱流，或过冷雨雪和霜冻等气象条件下飞行，以免飞机迎角增大到临界迎角以上而造成飞机失速。
一旦飞机不可避免地进入结冰区时，通常情况下应迅速改变飞行高度、飞机增速、减小飞机俯仰角、及时脱离结冰层区域，同时打开飞机防冰系统，对发动机、空速管、迎角与侧滑角传感器等部件加温，尽早酝酿失速尾旋改出程序，必要时抛掉飞机外挂，同时要求飞行员柔和操纵杆舵。
此外，飞行中应避免飞机进入其它飞机尾流。
第四章：失速尾旋的处理措施
4.1失速的改出措施
在飞力实验课程操纵塞斯纳飞机进行模拟飞行时，我有意让飞机处于低速大迎角状态，使飞机失速。
经多次实验，我发现当飞机失速后，应当停止过于猛烈的拉杆，让飞机先俯冲一段距离，待飞机速度恢复至70-80mile/h左右时，柔和将飞机拉至平飞，再缓缓爬升恢复高度。
切忌猛烈拉杆或打副翼。
4.2尾旋的改出措施
改出尾旋关键是迅速制止飞机旋转，然后设法减小飞机迎角，降低飞机的姿态角，通过下降高度换取速度，要求飞机心须有足够安全高度（2000m～2500m 以上为宜），然后依据飞机滚转速度、载荷、下坠速度、姿态、剩余高度等情况视情实施改出。
改出尾旋方法很多，基本要点为用脚蹬蹬平方向舵（方向舵中立）或反尾旋滚转方向蹬舵（只有反尾旋方向蹬舵才能滞转，切忌反尾旋滚转方向压驾驶杆），以修正侧滑和滞转（侧滑带来的尾旋滚转是顺机翼失速、旋转一侧）；副翼中立（驾驶杆横向中立）或顺尾旋滚转方向压驾驶杆（能够迅速滞转）；如果发动机以高速运转，须立即收油门到慢车，当旋转完全被制止、迎角完全减小、飞机速度恢复足够大后，再柔和拉杆改出尾旋，改出过程中要沉着冷静注意侧滑仪、速度表、高度表。
第五章：小结
飞机的失速尾旋现象虽然一度被称为“死亡陷阱”，但我们只要搞清它的发生机理，在飞机设计和飞行员训练中采取预防措施，研究新的防尾旋措施，例如：“反尾旋伞”，失速尾旋也会变得不那么可怕。