攻角传感器的安装与校准

提出了攻角传感器的最佳安装选位条件、安装要求和典型的安装结构，重点阐述了攻角传感器的校准问题。为了校准，必须进行攻角试飞，以探求攻角修正值的规律。攻角试飞的测试基准，选用装在机头空速管支杆上的风标式攻角传感器，并以表速为参量，对攻角试飞数据进行处理。这种处理攻角试飞数据的模式有其独特之处，应用于L8型飞机，效果良好。

飞机全、静压系统的迟滞分析与测试

分析静压系统的动态响应，确定表征系统迟滞特性的指标，并未得该指标与试验多数的关系式，提出系统迟滞指标值和压力迟滞量的测试与计算方法，具体应用于JL8飞机静压系统迟滞指标值的测试与计算，以检验其对美军杯MIL－P－26292C的符合性．

机头空速管位置误差值的计算

取得机头空速管的位置误差是消除这个误差的先决条件。本文应用旋成体理论分析、计算了旋成体顺流扰动的压力场,得出了较精确的计算结果,可应用于计算机头空速管的静压探测特性。为检验本文理论分析的有效性,具体计算了××型飞机机头空速管的位置误差值,与试飞结果比较,两者的符合性很好。本文还指出了消除空速管位置误差的可能方法,并简要地介绍了机头空速管的气动补偿设计。

K8飞机机身静压盘的选位安装

阐述了机身静压盘选位安装的条件，安装在机身上扰动压力为零的点位处就能探测到真实的大气静压。应用旋成体理论计算了这一点在机身上的位置，实际的安装位置是根据机身的风洞实验数据确定的，经试飞检验使用效果良好。

补偿空速管与飞机的匹配性设计

阐述了空速管位置误差形成的机理及其计算方法，提出采用补偿空速管与飞机进行匹配性设计来补偿这一误差，匹配性设计的目的是要确定补偿空速管的长度。对补偿特性的校正和符合性检验问题也作了说明。

空速管位置误差值的试飞测试

提出了试飞测试空速管位置误差值的新方法──以机载无线电高度表为高表的测试基准，在飞机的全M数范围内定高水平飞行，以最经济的试飞方式完成测试。应用于鉴定L8型飞机空速管位置误差的符合性，效果良好。还提供了符合性的试飞鉴定数据表。

N5A飞机失速警告器的安装与校准

探讨失速警告器的选位安装与校准问题。失速警告器的选位安装与校准均由试飞实验确定。提出了如何调整失速警告器安装位置和安装角的指导性原则,论述了用表速计量失速预警速度的理由。

飞机静压系统气密性的等效检验

对静压系统的漏气进行数理分析，提出非气密性指标值新概念，运用这一新概念解决系统气密性等效检验问题，并据此计算出等效检验的气密性曲线。

飞机全、静压系统性能指标值的设计要求与检验

飞机全、静压系统的性能指标值应符合MIL-P-26292C规范。本文主要讨论其性能指标值的达标检验问题。并对规定的各性能指标值的意义和超差调整作了简要的阐述。为适应我国的现实情况,对规范中气密性要求的等效检验问题作了重点论述。

攻角试飞测试基准的误差修正

阐述了攻角测量误差的成因和攻角试飞校准的必要性。选定机头空速管攻角传感器为攻角试飞的测试基准，分析其攻角探测特性，并运用细长旋成体理论重点计算了机体绕流对攻角测量的影响量。探讨了攻角试飞测试基准的误差修正问题。

空速管位置误差的滤波消隐

论述了利用计算机的计算功能对空速管的位置误差进行滤波消隐的概念,讨论了位置误差的计算和试飞测定问题,给出了静压的滤波函数。已应用在K-8型飞机上,取得了很好的使用效果。

多个静压受感器静压探测特性的互补设计

本文介绍了多个静压受感器静压探测特性互补设计的原理和计算方法，具体研究了二个和三个静压受感器互补系统的设计与计算问题，作为应用实例，对××型飞机的静压探测系统进行互补设计，并此此阐明互补设计的概念和设计特点，对提高静压探测精度提供了一种可供选用的有效的技术手段。

滚珠摆式地平表的修正运动分析

介绍了滚珠摆式地平表的工作原理,分析了滚珠形成的修正力矩,计算出陀螺的修正运动规律,绘出了尖顶运动的轨迹图。指出:陀螺自转轴的起始指向对地平表的指示精度有严重影响,必须严格遵循地平表的启动程序,才能使仪表处于正常工作状态。

飞机全、静压系统除水研究

阐述了全、静压系统中水的形成及其在导管中运动的方式，以及水柱移动的稳定位置与仪表的水柱误差指示值，提出了沉淀器的安装和管路的敷设要求。

过载表安装在减振仪表板上的指示特性

分析、计算了过载表安装在减振仪表板上所引起的原理误差，指出这项误差一般很小，实际上并不构成问题，说明过载表的这种安装方式是允许的。

飞机静压系统导管内径的优选

推导出静压系统迟滞指标值与结构参数的关系式，指出减小迟滞指标值的最有效措施是增大导管的内径。同时阐述了迟滞的成因及其对飞机的负效应。

飞机过载与过载表的指示

阐速了飞机过载和过载指标值的意义，指出过载表正确测试飞机过载的条件，并说明了L8飞机前、后舱中过载表指示的不一致性及议表指示值的修正计算问题。