基本概念
直升機飛行試驗，對直升機進行所規定的各項飛行試驗，通常包括定型試飛、調整試飛、研究和專題試飛、適應性試飛等。具體試驗項目有：起飛、著陸、下降（包括自轉）、懸停、爬升、平飛性能測量和平衡特性試驗；機動性、操縱性、穩定性和氣動導數測量；機體和各部件靜、動應力和載荷測量；環境振動測量；電器、儀表和導航設備性能和可靠性測量；武器和外掛裝置性能和機體相容性試驗；海洋、沙漠和熱氣候條件下的綜合性試驗等。
試驗內容
直升機和飛機同屬於航空設備，同樣要在空中活動，有相同的性能，但在原理和結構方面又有相當大的差別，功能又有所不同。主要有以下內容。
懸停性能試驗
確定直升機懸停狀態的需用功率，進而確定靜升限和評定旋翼性能等。試驗方法有自由飛行懸停法和系留懸停法兩種。自由懸停法是以不同的起飛質量和不同的旋翼轉速（直升機旋翼轉速可調），從有地效到無地效的不同離地高度進行穩定的懸停飛行。系留懸停法是用系留鋼索將直升機緊系在地面的固定裝置上，並通過安裝在系留鋼索上的載荷指示器測量鋼索的張力，旋翼的拉力等於直升機的質量和鋼索的張力之和。現廣泛採用自由飛行懸停法。
起飛性能試驗
用以驗證設計計算結果，確定各種使用條件下直升機的起飛著陸性能和最佳操縱方法等。起飛試驗方法主要有滑跑起飛法、懸停轉入平飛加速法、同時爬升加速法和垂直爬升法。
平飛性能試驗
確定直升機的平飛需用功率特性、巡航特性，由振動、最大可用功率和操縱機構位置等限制的最大速度以及由振動和功率限制的最小速度等直升機平飛性能。
爬升性能試驗
在不同發動機功率和旋翼總距下確定直升機的垂直爬升性能、垂直爬升修正因子和檢驗由懸停試驗所得數據經外推得到的無地效懸停升限。
著陸性能試驗
直升機著陸有兩種：動力著陸和無動力著陸，動力著陸試驗主要確定滑跑著陸距離和著陸速度。無動力著陸就是自轉下降著陸。自轉下降著陸試驗主要是確定直升機進入旋翼自轉、穩定下降和安全著陸時的特性及其最佳處理方法。
機動性試驗
確定在不同高度和發動機狀態下直升機所能達到和保持的最大法向過載與前飛速度或前進比的關係曲線，並由這些曲線確定受功率、極限姿態角、操縱和旋翼失速等限制的過載包線或特定條件的過載值。
環境振動試驗
在地面和飛行中測量直升機結構和部件上的振動參數，為編制設計和試驗規範、評價直升機的動力環境及驗證直升機結構、設備有無過度振動提供依據。直升機的振動主要來自主旋翼、尾槳、發動機和傳動系統、吊掛、武器發射和投放、陣風、起飛著陸載荷等。
噪聲試驗
主要是測定直升機內部噪聲、外部噪聲和武器發射噪聲。
直升機飛行噪聲的試驗研究
直升機的用途廣泛，但其噪聲問題非常突出。就目前廣泛採用渦輪軸發動機為動力的直升機來說，旋翼（尾槳）的空氣動力噪聲對遠場噪聲的貢獻最大，是直升機最主要的噪聲源。隨著軍用直升機對隱身要求的提高和適航條例對民用直升機噪聲的嚴格限制，旋翼噪聲機理及其降噪技術研究已經成為直升機技術研究中的一個最重要分支。由於直升機在飛行過程中，旋翼槳葉經歷著揮舞、擺振、變距等運動，加上尾渦等對槳葉的氣動干擾，使得旋翼噪聲機理異常複雜，僅僅通過求解FH-W方程計算旋翼噪聲難以獲得令人滿意的結果。
近30年來，國外在對旋翼噪聲進行理論研究的同時，集中力量廣泛地開展了試驗研究，通過試驗研究直升機的噪聲機理，驗證噪聲預估方法，發展降噪技術陣。我國在旋翼噪聲研究方面起步較晚，和國外先進水平相比有一定的差距，在直升機噪聲的試驗研究方面差距尤為明顯。“九五” 期間，中國航空研究院（CAE）和德國宇航院（DLR）合作開展直升機噪聲的研究，1997年，中國和德國研究人員採用一架單旋翼帶尾槳的輕型直升機，首次在哈爾濱平房機場完成了10個飛行狀態的噪聲測量，並根據國際民航組織（ICAO）關於直升機噪聲適航的有關規定記錄了航跡、噪聲、氣象等數據。
