H—6部件与外挂天平的研制

介绍了H－6部件与外挂物测力试验的难点，一是天平的设计截荷极不匹配，如机翼天平的滚转力矩是常规天平的10多倍；二是模型尾部是船形尾段。采用常规的支撑方式，支杆强度太弱，试验不安全，同时也不利地多台天平的敷线，总体方案采用模型部与支杆合为一体的结构形式，既保证了试验又安全又便于多台天平的敷线。天平设计首先保证试验安全，用双桥提高天平的输出。试验结果表明：总体试验方案正确，天平设计合理，支撑刚度好，测量精度高。     

联接翼布局直接升力控制特性的初步研究

本文对联接翼气动布局的直接升力控制特性进行了初步的探索。通过前、后机翼上升降舵面的同向偏转组合所产生的直接升力，与相应的正常布局相比较，不仅显示了飞机优异的气动性能：增加了最大升力系数和升力线斜率，改善了失速特性，提高了纵向静稳定性，而且明显改善了ΔＣｙ、Δｎｙ、ΔＨ、ωｚ等参数对操纵输入的瞬态响应品质，给飞机提供独立的姿态或轨迹控制的非同寻常的运动模态。头部鸭翼的增加进一步提高和改善了联接翼布局的直接升力特性。     

嵌入式大气数据传感系统压力传感器设计研究

嵌入式大气数据传感(FADS)系统较之传统的大气数据系统有很大的优势,它依靠飞行器前端的压力传感器间接得到飞行大气数据.在本文中,首先简要介绍了FADS系统的压力模型;然后通过分析压力传感器几何外形设计对系统性能的影响,建立了压力传感器的动力学模型,并提出了FADS系统中的压力传感器的设计准则;最后给出了仿真结果.     

椭圆截面弹身大攻角纵向气动特性的工程计算

对现有的非圆截面弹身气动特性工程计算方法作了回顾和分析,以Jorgensen方法为基础并利用实验数据,建立了一套椭圆截面弹身纵向气动特性工程计算方法,编制出计算软件。攻角可达90°,计算结果与实验数据符合较好。     

三维球坐标系下重力波波包非线性传播过程听数值研究

采用全隐欧拉（FICE）格式，对三维球坐标系下重力波波包在中层大气的非线性传播过程进行了数值模拟，模拟结果完整地反映了重力波波包在中层大气的非线性传播过程，并与线性重力波理论进行了定量比较。     

不同头部形状单孔位微吹气扰动控制实验研究

在亚临界流动范围内,对具有不同头部形状的尖拱形细长旋成体在无侧滑大迎角下进行单孔位微吹气扰动控制实验.通过对物面压力分布、截面侧向力分布和以前细长旋成体结果的对比和分析,发现单孔位微吹气扰动对于细长旋成体横侧向控制作用在于模型头部背风侧非对称二涡结构对扰动的敏感性.实验分析表明,单孔位微吹气扰动这一大迎角非对称控制手段具有较强的适应能力,其控制能力的大小则由该头部形状的初始状态决定.     

基于矩阵逆特征值法的结构动力学设计

结构刚度矩阵和质量矩阵是关于设计参数的函数,而且事实上一般是非线性函数.结构动力学设计通常要求结构具有指定的动力特性,结构动力学设计问题可以归纳为一类含设计参数的广义逆特征值问题.首先给出了结构动力学设计问题的数学描述以及相应的求解准则和方法,然后,利用矩阵逆特征值问题的特点,将原来对整体矩阵的计算转化为对特定的局部矩阵的计算,整体矩阵与局部矩阵之间的数学和物理性质有明确的对应关系,既大大降低了计算量,又能保证计算精度.算例证明了本文方法良好的性能.     

直升机动稳定性分析和增稳系统控制律设计

研究了无铰直升机动稳定性、操纵性和控制问题.在动稳定性计算分析的基础上,认识到定常飞行中的非稳定模态和增稳系统设计的必要性.在完成直升机非线性动力学建模之后,经小扰动线化得到直升机飞行控制状态方程,进行了直升机增稳系统等效导数的计算,性能分析和系统阶跃响应仿真.通过稳定性(增稳系统)设计,改善了直升机动稳定性, 其增稳性能满足设计规范中一级动态品质要求.     

绳系卫星释放及工作态动力学分析

考虑强系卫星系统强索质量的影响，导出三维空间动力学方程，运用Pontryagin极小值理论求出释放过程中张力优化控制规律；得到最佳释放速度变化曲线，对子星工作阶段进行动力学分析。讨论系统质心沿椭圆轨道运动与姿态运动的耦合，文中附有算例。     

结构动力可靠性探讨

结构可靠度是结构设计的重要指标之一。在工程设计中,作用在结构上的载荷往往是一个随机过程,例如,作用在高耸结构上的阵风,作用在建筑物上的地震载荷以及作用在火箭弹体上的脉动载荷等等。本文采用结构有限元分析方法,基于首次超越破坏模型和累积疲劳损伤破坏模型,介绍了一个计算在随机载荷和随机运动约束下的结构动力点可靠度的计算系统。