高超声速风洞测力数据的关联研究

通过比较分析法研究AGARD-B标模在BIA的FD-07风洞中气动力测量数据与其它高超声速风洞设备测量结果的相互关联。其目的，既可以综合鉴定FD-07风洞的流场性能和测试水平，也可以从另外意义上为数值方法的程序校验提供必要的技术支持。结果表明，在Ma=4.94-7.96范围内，所测得AGARD-B标模的力、力矩和压心位置，不仅随Ma和α的变化趋势与其它风洞一致，而且其变化量比较接近于各风洞测力数据拟合的逼近曲线。     

日本版的“宙斯盾”系统 先进技术战斗系统

舰载战斗系统(Combat System)或称为战斗数据系统(Combat Data System)或战斗指挥系统(Combat Direction System)是现代军舰作战的核心，负责由传感器到操作者再到武器系统间的信息综台与数据处理．执行一系列包括分析由传感器所送入的目标资料．进行识别分类、威胁程度判断战术恋势图像的生成作战决策的拟定与执行辅助     

决胜于千里之外——未来战斗系统之科技发展现况

运用计算机支持的指挥与管制，通信，情报和监侦体系（C^4ISR）已重塑现代战斗的形式，虽然局限于诸如频宽不足，通信受阻，架构过于松散和发展新应用时间过长等缺陷，但是美国三军全方位联合立体战斗已在最近的阿富汗和伊拉克战事成型，可以说美国军队的转型（Transformation）已见成效，最具体的展     

近期商用单级入轨飞行器的可行性

讨论了单级入轨火箭推进飞行器,尤其是使用航天飞机外置贮箱和六个航天飞机主发动机的一次性使用飞行器的可靠性和发射费用。减小发动机质量将是方案改进的主要方面。如果低成本、小质量的主发动机研制成功,那么一次性使用 SSTO(单级入轨)飞行器将拥有商用发射前景,而且有利于可重复使用 SSTO 飞行器的研制。     

雷达-火控系统防止战斗操作差错设计问题的探讨

为了防止雷达-火控系统出现战斗操作差错,应进行防止战斗操作差错设计.对战斗操作差错现象和原因进行了剖析,提出了防错设计的要求和措施.在这些要求和措施中,有的已在现役地空导弹武器系统中实现,并取得了较明显的效果.最后提出了评价防错设计的设想,即对防错设计可用定性(用设计核对表)和定量(用系数比较法)两种方法来进行评价.     

人民空军高炮部队早期发展与作战回顾（一）

人民空军地面防空部队是国土防空的重要支柱之一。从解放战争时期初创到现在已经走过了五十多年的历程，为新中国的诞生和国上防空安全作出了突出的贡献，前辈们那种忘我作战、科研创新、战法创新的精神和辉煌战果，是我们今天奋斗永远的激励力量和宝贵的精神财富。在新中国诞生二十年的早期国土防空作战中，人民空军地面防空部队成功运用了“地空导弹机动设伏”、“近快战法”、“高射炮集火近战”等克敌制胜的创新战法。在科研技术上也不断努力创新，例如，在地空导弹制导雷达天线上加装照射天线，使敌机回答式干扰失效；研制28号反干扰电路，反掉了敌机对我地空导弹装备的干扰等。自1949年9月至1969年年底，人民空军共击落敌机95架，击伤200架，其中，被地面防空武器击落敌机57架，击伤158架。本文摘自原空军副司令员林虎中将所著《保卫祖国领空的战斗——新中国二十年国土防空作战回顾》一书的有关章节，这是一部强化我军自信，激励科学创新，鼓舞斗志，令人豪迈，又时常感人泪下的力作。全书洋溢着作者炽盛强烈的爱国激情，坚定不移的革命热情。     

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。     

超声速流中激波/湍流附面层干扰数值模拟

采用修正的B／L湍流模型以及多块结构化网格求解了二维N-S方程。分别对超声速流和高超声速流中的激波／湍流附面层干扰进行了数值研究。本文首先研究了进口马赫数为2．96的超声速流。计算结果准确预测了入射斜激波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征：分离点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反射激波。计算的壁面压力分布与实验值吻合较好，计算的分离区长度与实验值比较有一定误差。本文还对进口马赫数为9．22的高超声速流中压缩角引起的激波／湍流附面层干扰进行了数值研究。计算结果与实验结果吻合较好。     

俄罗斯为美国成功发射“银河—14”通信卫星

8月12日，美国新型火星探测飞船——“火星勘测轨道飞行器”于美国东部时间7时43分（北京时间19时43分）从肯尼迪航天中心发射升空。美宇航局下属的喷气推进实验室说，这艘飞船将探测火星上的水资源和生命线索，并为未来的火星登陆寻找合适的地点。     

某型线加速度传感器故障判定研究

某型线加速度传感器为进口型器件,缺乏相关测试依据,在飞行器修理过程中,若飞行器因该传感器发生故障,只能根据经验,通过逐个更换元器件的方法确定故障。因此亟须研究该线加速度传感器的工作原理和测试方法以优化排故工作。首先对传感器进行解剖,绘制内部结构图并分析其工作原理,然后研究传感器的测试方法,根据传感器工作原理对测试数据进行线性化处理,判定传感器是否故障。