民航飞机深失速的机理分析

本文通过建立失速后的飞机平尾力矩系数表达式，提出平尾重要参数变差角，分析脱体涡卷对平尾的作用效果，所得出的飞机ｍｚ～α曲线与实验曲线基本一致，从而阐明了民航飞机深失速的机理以及预防和消除的途径。     

垂直喷流与外流干扰的计算方法

将实验数据库方法应用于侧喷与主流干扰的绕流单独体的复杂流动，得到了相似参数Q，即一比与干扰因子Kn、Km和Q之积的线性关系。应用该线性关系，成功地相关了关于Kn、Km和Q的实验数据，并使用这一关系式，很容易计算出干扰气动力和压力中心，计算结果表明，该 具有纠正实验偏差的能力，并提出了获得可靠实验结果的建议。     

外排屑深孔推镗刀的设计

本文从刀具的受力分析、刀具材料的选择等实验数据出发，论述了运用外排屑深孔推镗刀加工热轧管料坯深孔、改进其加工工艺的过程。实践结果表明，运用外排屑深孔推镗刀加工热轧管料坯深孔可保证粗糙度3．2↓A，直线度0．0／100mm，提高工效5倍。     

远程弹头机动突防方案初步研究

提出了战略弹头机动突防的思想，研究了弹头轴向及法向机动时拦截弹进行成功拦截所需过载的计算方法，通过算例说明了弹头法向机动方案能够大大提高弹头的突防性能，并指出采用这种方案后，通过导航制导控制规律的设计还有可能提高弹头的落点精度。     

超声速底凹弹侧壁开孔对飞行阻力的影响

提出了一个底凹弹在超声速条件下侧壁开孔减小底阻的数学力学模型。模型经计算结果表明与以往的实验结果相吻合，可作为探索底凹弹侧壁开孔减阻效应工程计算的基础。     

旋转导弹风洞六自由度自由飞动导数实验研究

风洞六自由度自由飞实验,是国内首次开展的一项新的风洞实验研究。实验设备为0.2米×0.2米的超声速风洞,求流马赫数为2和2.5。当超声速流场建立后,将以每分钟一万多转的高速旋转导弹模型,向实验段上游发射。模型在风洞观察窗区飞行时,用高速立体摄影拍摄模型飞行姿态随时间的变化。然后根据飞行姿态记录,通过数据辨识,求得俯仰力矩系数斜率,俯仰阻尼力矩系数和马格努斯力矩系数。实验精度优于国外弹道靶自由飞实验结果,尤其是动导数数据取得了满意的结果。     

弹用涡轮喷气发动机火箭橇试验研究

为了研究弹用涡轮喷气发动机动态启动加速过程，开展了发动机火箭橇试验研究。通过火箭橇试验，可掌握导弹发射条件下弹用涡轮喷气发动机启动加速特征，暴露发动机在启动加速方面的设计缺陷。火箭橇试验能够真实的模拟导弹发射条件，它对于弹用涡轮喷气发动机研究具有十分重要的意义。     

新型桨尖的旋翼气弹稳定性研究及其应用

本文介绍了所开发的新型桨尖的气弹稳定性分析软件的结构模型、气动模型特点,采用ITR旋翼进行了算例验证,并用25B1.1全尺寸尖削桨叶进行了应用对比分析。结果表明所开发软件计算结果合理、可靠,是一个工程实用的软件。     

航空火箭弹射座椅抛放弹工艺技术设计

对航空火箭弹射座椅机加黄铜类、引伸黄铜类抛放弹的基体材料、外形结构进行了对比分析;着重介绍了机加黄铜类具有延期功能的抛放弹冷、热加工、装配、包装工艺技术难点,并对制造验收全过程工艺流程、检测试验方法及注意事项等进行了总结提炼,在工艺技术设计及应用过程中取得了一定的技术积累,对于该类抛放弹保质批量稳定生产具有较高的促进作用,对于其他类型抛放弹的生产制造具有良好的借鉴、推广应用意义.     

利用遥测技术探测弹道式导弹实战效果

本文探讨如何利用遥测技术，以无人机、卫星或导弹本身作为观测平台获取有关弹道导弹实战效果信息的技术途径。