来源：期刊VIP网 时间：
作者：陈明;
单位：中国飞行试验研究院;
摘要：针对典型三代战机大迎角控制律设计及试飞问题，为了研究其大迎角飞行特性和控制效果，结合气动布局特点和大迎角特性，设计了大迎角控制律。根据动力学相似准则要求，构建了缩比模型飞行试验平台，推导了控制律相似转换方法，并通过缩比模型飞行试验技术进行了验证。试飞结果表明：大迎角控制律设计合理有效，误操纵下迎角瞬间超限后能迅速被抑制，进入尾旋后能自动改出，防失速和抗尾旋的控制效果达到预期，为后续全尺寸飞机大迎角控制律设计优化和试飞评估提供了技术支撑。
关键词：失速尾旋;;缩比模型;;相似准则;;飞行试验
