中等高超声速弹体头,尾形状对气动性能影响的实验研究

六种常规弹体在两种细长比下头部和尾部形状时CN,Xcp的影响进行实验研究，实验名义Mach数为4．0，4．5，5．0和6．0，a＝0°～6°（或0°～8°）。获得了一些对高超声速飞行器研制有实用价值的结果。     

基于变结构控制理论的航向平面导引规律设计

基于变结构控制理论．针对小型水面机动目标，设计了一种新的导弹航向平面导引律．并对导引律中所需要的目标运动信息给出了估算方法。由于导弹的动态特性对脱靶量有较大影响，为此．本文还研究了导弹动态特性补偿的方法。仿真结果表明．在导弹的动态响应特性较好的情况下，该导引律能提供很高的命中精度；在导弹的动态响应特性很差的情况下，对动态特性补偿后，仍可得到很高的命中精度。     

回注蒸汽型燃气轮机动态特性的仿真研究

 本文建立了回注蒸汽型燃气轮机的非线性数学模型。其中考虑了变比热、容积效应和气道中热交换等因素的影响,因此模型精度较高。利用依此编制的数字仿真程序,对所述燃气轮机进行了稳态和动态特性的仿真研究,得出了某些有意义的结论。     

风洞模拟近地面大气边界层

本文通过大气边界层风洞的模拟实验，介绍一种在风洞中模拟近地面大气边界层的方法。根据大风地区的现场实测资料，对大气的风剖面及湍流度等有关参数，提出了一些特殊的要求。常规的模拟方法难以保证与实际风环境的相似，为此专门研制了一种在保证平均风剖面相似的前提下，可使气流产生大湍流度的装置，简称湍流度调节器。通过对模拟边界层的平均风速，湍流度及风速谱的测量分析，证明与实际风区大风环境的风结构相当一致。为解决实     

Mиг－23飞机尾旋试飞体会

Ｍиг－２３飞机是一种变后掠翼战斗机，它的尾旋动态及改出尾旋的方法很复杂。根据在该机上进行的四次尾旋飞行试验，叙述其尾旋进入的方法、尾旋中的动态和改出尾旋的方法。并举出三个典型的尾旋模态实例，详细记述整个尾旋过程和进行分析，说明Ｍиг－２３飞机尾旋动态的复杂性及其表现出的特点。最后，提出了几点在判断和改出Ｍиг－２３飞机的尾旋时应注意的事项。     

质量师系统与型号研制RMSS方案论证

阐述了型号质量师系统参与型号研制方案论证的必要性,着重探讨了型号质量师参与型号可靠性、维修性、安全性和保障性(RMSS)方案工作的内容和要求,以及做好方案论证工作,对建立型号研制RMSS监控的指导意义。     

某型发动机减速特性曲线超过渡态左边界的故障分析

针对某型发动机在台架试车中,多次出现减速特性曲线α2=f(n2换算)超出过渡态允许使用左边界的故障,总结了多台发动机排故情况,分析了故障产生的原因,最后形成排除故障树.     

Y7H—500型飞机高速特性适航试飞

根据民用飞机在投入营运之前，要按飞机适航标准进行适航取证试飞的要求，对Ｙ７Ｈ－５００型飞机进行了高速特性适航试飞验证。简要介绍了试验机概况、试飞方法和测试技术；讨论了Ｙ７Ｈ－５００型飞机的高速特性。试验结果表明，Ｙ７Ｈ－５００型飞机的高速特性符合ＣＣＡＲ－２５部要求。     

校准箱的基本结构和应用

简要地介绍了CARIA校准箱的基本构成和应用，并给出了该校准箱和荷兰NLR校准箱的一些比较。在这个校准箱中、推力和流量的测量精确度可分别达到0．2％和0．3％。     

参数估计中的系统初始状态确定

极大似然方法是应用比较广泛的一种参数估计方法，具有较好的统计特性，但由于所采用的寻优计算方法的限制，在使用过程中需要将系统的初始状态信息作为计算的起点。针对这个问题开展了一些研究工作，提出了系统初始状态与未知参数联合估计和系统初始状态的极大似然估计两种解决方法，并结合某型旋转导弹的气动参数辨识问题进行了仿真计算。