某型导弹射击模型研究和精度分析

阐明了分布式导弹发射控制系统,即以多微机结构处理导弹发射控制过程的一种控制系统,这是当代导弹武器发射控制系统所广泛采用的一种先进技术.文中讨论了典型导弹的射击原理和数学模型,通过解标准题证明了模型计算参数的精确度和可信度.     

10°尖锥标模高超声速动导数的实验测量

在中科院力学所JP－4B高超声速脉冲风洞中，用模型自由飞方法对1°尖锥开展动态实验测量，并用参数微分法辨识得到了该模型的俯仰阻尼导数。文中还介绍了在模型优化设计，模型工艺以及实验测量记录和数据判读技术方面的一些进展。实验结果表明；脉冲风洞中模型自由飞方法得到的10°尖锥标模高超声速动态气动特性测量值与国外可比数据一致，重复测量精度与弹道把试验相当。     

歼击机抖振边界试飞技术研究

本文介绍歼击机抖振边界的试飞技术，比较了几种试飞方法的优缺点及驾驶技术，指出平飞拉起的试飞方法在过载和迎角的关系上较其它方法对应较好，可以作为主要的试飞方法，测试技术采用翼尖加速度和翼根弯矩法。数据处理除常用的均方根值法外，还提出了用功率谱密度的方法来建立与迎角的关系曲线，由此得到抖振起始迎角，还指出，为较确切抖振起始迎角，采用翼尖加速度，翼根弯矩的均方根值法和功率谱密度法进行综合分析，是一种行之     

在非结构网格上求解非线性航空声学问题的高精度有限体积法

介绍了有限体积数值方法,该方法适用于在任意非结构网格上求解线性和非线性的航空声学问题.本方法基于角点-中心的多参数格式,可在笛卡尔网格上达到六阶精度,对于可能的不连续性采用了自适应耗散.通过一系列算例研究了该方法的特性,结果表明:在模拟谐振型管中的噪声抑制中,所提出的方法是很有效的.     

鸟撞击叶片时的载荷模型

为了预估叶片的鸟撞击响应 ,首先要建立鸟撞击载荷模型。为此 ,开展了以下研究工作 :运用高速冲击动力学理论分析鸟撞击的物理过程 ;进行鸟撞击载荷试验 ;采用计算机数值模拟分析鸟撞击载荷的各种因素对叶片响应的影响。在综合运用上述研究结果的基础上 ,本文从鸟撞击载荷的冲量与加载持续时间的确定、力—时间函数的选择以及载荷空间因素的确定三个方面论述了有关的方法与原则 ,供建立鸟撞击载荷模型时参照使用     

智能结构应用给飞行力学带来的挑战

探讨了智能结构在航空航天中的应用可能性和应用领域，包括智能结构的发展概况。概述了智能结构技术的发展和应用给飞行力学学科带来的新课题和新挑战，如具有智能结构的飞行器的动力学建模问题，参数辩识问题，稳定性与操纵性分析及飞行试验问题，智能结构机械特性，电磁特性等相互耦合及其飞行器性能的影响等问题，智能结构设计技术将是下一世纪飞行器设计中最重要的技术这一。     

基于产品全生命周期的工艺信息模型

工艺信息模型是工艺数字化系统的基础,是实现产品信息集成与管理的关键。本文提出了完整意义上的工艺设计,包括基于产品的装配工艺规划、基于零件的加工工艺规划和基于客户服务的产品服务工艺规划;分析了工艺规划与产品全生命周期各阶段的关系;论述了产品设计模型向工艺信息模型的转化过程。     

飞行力学与飞行试验

阐述了新形势下飞行力学专业所面临的任务,强调了飞行力学与飞行试验密不可分的关系,分析了现阶段飞行力学,飞行试验研究中存在的问题,并提出了飞行力学专业近期急需研究的课题;最后,论述了《飞行力学》杂志在飞行力学与飞行试验研究中所起的作用和当前的工作方针。     

大型挠性充液卫星的动力学模型

研究了带有多个挠性附件和液体燃料贮箱的中继卫星系统的动力学建模问题。给出了微重力下小幅线性晃动等效模型基本参数，用混合坐标法描述中继卫星系统的构形，利用虚功原理推导出的矩阵形式的中继卫星动力学模型简洁且具有一般性，适用于许多开链飞行器系统。     

飞机综合保障建模分析

从系统学和系统工程的角度对飞机综合保障模型研究对象的分析描述。结合现代复杂系统建模技术。提出飞机综合保障建模总体思路和框架。通过建立装备体系的战备完好与持续能力评价体系。按飞机综合保障仿真模型进行仿真试验。仿真结果分析和模型修改优化．在现在武器装备信息系统基础上，进行改造和扩充．完成对作战单元的战备完好性、任务成功性和保障能力评价。进一步对联合作战的保障需求进行分析决策打下良好的基础。[编者按]