飞机的稳定性对于飞机的安全至关重要。对飞机进行风洞稳定性试验，获得飞机在侧风情况下停放时的受力情况，同时分析其原因，并为系留装置的设计提供相应的依据。

根据经典理论力学原理分析可知，飞机停留时所受外部的气动力是影响飞机停放安全性和稳定性的重要因素，在设计地面停留方案时必须将以上因素考虑在内。尤其是在大侧风的情况下，飞机的升力、俯仰力矩、侧向力会发生不同程度的变化，其变化规律和变化程度与飞机本身的布局及气动外形密切相关。

风洞稳定性试验

因此，有必要通过有效的方式获得飞机在侧风情况下停放时的受力情况，同时分析其原因，并为系留装置的设计提供相应的依据。

试验开始前在风洞试验段中铺设地板，然后将飞机缩比模型通过支桿安装于地板上方，支桿的另一端与六分量应变式天平连线。

试验时通过 β 机构使模型在 0°≤β≤180°的範围内绕参考重心转动改变其与来流的夹角，以此来模拟不同侧风环境。

根据空气动力学中的相关论述，当 M<0.2 时，飞机的气动特性( 如升力特性曲线、俯仰力矩曲线等) 与飞机本身的外形及其布局关係较大，与来流速度关係较小，因此试验结果的雷诺数影响可以不予修正。

为了準确地反映实际情况，来流速度选取适航条例所要求的 35m/s( 65 节) 。模型的姿态以飞机停放时的状态为準。保持迎角 α=0°。前起落架与两主起落架同时着地，各增升装置保持收起状态，各操纵面归零。但为了避免机轮接地对天平测力结果的影响，起落架轮与地板之间留有不大于 5mm的缝隙。为了研究不同方向侧风对飞机停放稳定性的影响，选取侧滑角 β = 0°作为初始状态。当风洞来流速度达到 35m/s 并保持稳定后，通过转动 β机构改变模型的侧滑角。从 β = 0°的初始状态开始，每隔 5°对六分量天平的测量结果进行读取并保存，直至 β=180°为止，视为一个完整的车次。试验中採用的六分量应变天平所测得的结果基于风轴坐标系，而在计算飞机所受气动力时应该在机体轴坐标系下进行。