旋成体在无侧滑大攻角下的横向气动力特性

介绍具有尖锥头部细长旋成体（以下简称弹体）在无侧滑下横向气动力随攻角变化特性，其中包括尖锥头部顶角、旋成体长细比、初始滚转角、试验雷诺数诸参数对横向气动特性的影响。还介绍美国ＮＡＳＡ的一篇综合研究报告的部分结果。试验结果表明，在低亚音速下，弹体气动特性对上述诸参数反应极为敏感，有时呈现随机特性。头部加边条、减小长细比或在后体装尾翼，将有助于减弱横向气动力。采用弹体旋转飞行技术，虽然产生Ｍａｇｎｕｓ侧向力，但有效地克服了气动力的随机性。     

以色列的新型"德比"空空导弹

经过２０多年的秘密研制，以色列的最新型超视距空空导弹“德比”（DERBY）终于撩开了神秘的面纱。“德比”导弹的研制成功，标志着以色列成为继法国（“米卡”）、俄罗斯（R７７）和美国（“先进中程空空导弹”）之后第四个设计、研制和生产出主动雷达寻的制导空空导弹的国家。与俄罗斯和西方国家的类似导弹相比，“德比”导弹有其许多独到之处。“德比”导弹主要是在以色列的“巨蟒”４红外制导格斗导弹的基础上研制而来的。它保持了“巨蟒”４导弹的全动式鸭式翼面（俯仰和偏航控制）和滚动稳定后翼（弹翼）的弹体布局，并采用了“巨…     

多体分离抛撒初条件与分离特征参数

多次风洞自由飞多体分离抛撒实验均证实了被抛撒物运动初条件对抛离成功与否有决定性影响;为此可采取"戴帽"措施;但数值计算结果与此相反,因而需深入开展研究,解决问题。常规形式的风洞测力方法,无法模拟各分离体之间很大的相对速度。分离过程中"特征时间"是很小的,因而风洞实验以及数值计算必须计及非常小的"特征时间"所反映的非定常气动力。多体分离的实践表明,至少在快速分离过程中运动动力学相似是必需的。     

柱形弹体引信天线布局与作用盲点分析

在单天线横截面方向图计算公式的基础上，计算了圆柱体导弹引信双天线、三天线和四天线布局的方向图。讨论了不同布局下引信载频、弹体直径及天线布局与作用盲点的关系。双天线布局的实际测试表明，测试值与计算结果较为吻合，所用的计算方法正确，可为引信天线布局与引信工作频率确定提供设计依据。     

卫星推力器布局方式对高空羽流撞击效应的影响研究

通过对高空羽流流场及其撞击效应进行一体化DSMC仿真,得到了三维羽流场中物理量的分布以及羽流撞击干扰物产生的撞击力、力矩、热流量和质量流量。通过改变推力器与干扰物的相对位置研究了推力器布局方式对羽流撞击效应的影响。     

固体火箭发动机碳/碳喷管喉部表面消蚀的气热化学分析

本文对先进大型固体发动机碳/碳喷管喉部的消蚀过程进行了气热化学分析,分析认为碳/碳喷管喉部表面消蚀的主要原因是水蒸气对碳的化学侵蚀.分析过程中应用了几个专有的数值计算程序,并用碳/碳材料表面消蚀速率和表面粗糙度的实验结果作了验证.计算结果表明,在模型中采用的从点火开始时平滑的初始碳/碳材料表面的层流附面层转变为稳定工作时粗糙的烧蚀碳/碳表面的紊流附面层状态时的假设,使实测消蚀数据和预测值十分吻合.     

再入飞行器优化气动布局研究

本文研究了再入飞行器的优化气动布局问题，提出了单目标和多目标、优化设计方法。通过研究分析，指出了具有高机动性能的带翼机动再入飞行器、弯体机动再入飞行器及带翼锥柱裙机动再入飞行器等再入飞行器的几何参数变化规律。该研究对这类再入飞行器的气动布局选型有重要的参考价值。     

一种新的四路激光跟踪坐标测量系统的基点标定方法

在激光跟踪三维坐标测量系统中,系统首先要经过标定,才可以进行实际测量。因此系统标定的准确度会直接影响系统最终测量准确度。为了提高标定准确度,提出一种新的标定方法,即利用直线法原理,在优化布局下,采用两路激光干涉仪测量出基点的三维坐标。仿真结果表明目标点相对于基点呈对称分布时,测得的基点坐标准确度比非对称分布时高6到7倍,并通过实验得出了在该优化布局下的基点坐标。     

任意偏心率卫星的大气阻力的短周期摄动

通过本文采用的计算方法和CIRA 1972在160～2000公里高度围范的大气密度的分析模型,导出了人造地球卫星大气阻力短周期摄动的一种计算公式,它形式简单,收敛性好,适用于任意偏心率的卫星。     

我国运输机风洞试验实用技术研究

本文通过运输机气动设计要求来说明目前国内运输机风洞实验所存在的一些实验技术问题，例如半模实验技术，运输机的支架干扰与修正，对流场品质要求，发动机与机体干扰，对运输机模型的要求等，并通过分析国外研究的经验提出了一些具体解决办法，供运输机实验研究人员参考。