高速风洞品字形低阻弹外挂测力试验研究

在ＦＬ－２４风洞中，采用８台天平分别对母机、六枚“品”字形低阻弹及其外挂组合体同时进行了外挂测力试验。结果表明，各外挂物受机翼下洗流影响，其法向力、俯仰力矩特性与其单个外挂物在自由流中呈现的特性大不相同；翼下挂低阻弹及其挂架受侧洗流影响较大，零侧滑角时产生了横向气动特性；处于机翼复杂流场下的外挂物，除滚转力矩量值不大外，侧向力和偏航力矩量值分别与法向力和俯仰力矩量值相当。     

翼身融合民机总体气动技术研究进展与展望

翼身融合（BWB）布局作为下一代亚声速民机主流方案已得到共识，研究步伐正在加快，进入工程应用指日可待。在回顾国内外BWB民机发展历程的基础上，简要阐述了飞翼布局（FW）和BWB布局的差异，明确了BWB概念特征及应用范围。聚焦BWB飞机总体气动设计中的技术挑战和对策，重点论述分析了BWB布局技术瓶颈及设计思想演化，新型结构与重量估算、适航符合性等总体设计问题，气动布局设计原则、高-低速性能协调等气动布局设计问题，飞-发干扰与一体化设计、新型发动机技术应用等飞机-发动机综合集成设计问题，降噪技术及其衍生的设计冲突、考虑噪声指标的总体设计策略等问题。并从技术进展和工程可实现性角度，展望了BWB民机的发展趋势。     

某电动飞机螺旋桨气动特性数值模拟与风洞试验

以某型电动飞机螺旋桨为研究对象,基于RANS方程和SST湍流模型的MRF方法对螺旋桨进行高精度滑流准定常数值模拟和性能计算。为了验证计算和设计的合理性,对该型螺旋桨进行了缩比模型风洞试验。试验结果表明,数值模拟计算结果与风洞试验数据吻合较好,证明该方法可为螺旋桨设计提供指导。     

舰载战斗机拦阻钩系统总体参数分析

从舰载飞机拦阻钩系统着舰布局图中进场着舰的物理图像出发,根据飞行力学的基本原理,对等角下滑技术的关键参数,包括飞机质量、推荐的下滑道设置、下滑航迹角、基准迎角、进场着舰速度和航空母舰运动速度、回收逆风、钩眼距（H/E）等参数对进舰着舰的影响及其相互关系进行了分析。     

无人机基于Matlab/Simulink仿真技术研究

基于Matlab/Simulink实时仿真技术,阐述了无人机飞控系统及其半实物仿真原理,对无人机数学模型进行了建模和封装.运用xPC目标解决方案搭建了飞控半实物仿真系统,并用该系统对某型无人机飞控系统进行了实时仿真.     

Coastal salinity measurement using a Doppler Radiometer

Coastal salinity is characterised by large and variable salinity contrasts on relatively small scales. Measurements of salinity at a resolution compatible with these coastal regions on a regular basis would provide a rich source of information that could be used for a number of applications that have a fundamental bearing on the world’s lifestyle. Doppler radiometry offers an approach to capture such measurements, as it reduces the number of required antennas needed to form an image, compared with an Interferometer type instrument.     

飞机刹车制动引起的谐振解决措施

分析了飞机着陆过程起落架和机轮受力情况,针对刹车制动引起谐振的机理,并从刹车系统角度出发,就跑道识别、智能控制技术、多级偏压调节(PBM)技术、轮速采集及滤波、防振加固等方面,介绍了一些有效解决制动引起的振动的方法和措施。为后续解决实际问题提供了具体思路。     

飞行器轨迹控制若干术语探讨

分析比较了领航、指挥引导、导航、制导、载机导引和导弹导引等飞行器轨迹控制中常用的若干术语,明确了这些术语的区别与联系.依据不同条件下不同飞行器轨迹控制的具体问题,提出了规范使用这些术语的建议.     

组合冲模在飞机制造中的应用

本文以Ｊ８机和航空标准件工装的设计数据为基础，对组合冲模可替代的项目进行了筛选，根据一些零件的组合冲模应用情况对推广组冲技术的经济效益进行了粗略的分析，认为在飞行机体制造中应用组织冲模能够有效地缩短新机研制和试制周期，降低成本，并对增强航空企业在国际市场中的竞争能力有重要意义。     

一种改进型松耦合方法在机翼摇滚计算中的应用

提出了一种简单实用的松耦合机翼摇滚计算方法,该方法采用隐式和显式公式相结合来计算刚体动力学方程并升级网格,使计算结果的收敛性和稳定性随时间步长的增大更好,可以在较大的时间步长下得到合理的计算结果。该方法是在隐式和显式的松耦合方法基础上得到的,通过分析机翼摇滚计算中松耦合方法时间精度低的原因,发现如果基于隐式方法计算角速度和角度,由于计算力矩时网格位置滞后,导致气动力相对于运动滞后,时间步长较大时计算的机翼摇滚振幅偏大;而如果基于显式方法计算角速度和角度,计算力矩时网格位置超前,导致计算的机翼摇滚振幅偏小。通过计算80°后掠三角翼的机翼摇滚,证明了改进型松耦合方法的有效性。