侧滑对后掠翼飞机俯仰操纵影响的探讨

运用基础理论，对后掠翼飞机出现侧滑时的地仰状态变化进行分析。文中推导了后掠翼飞机的后掠角在有侧滑时对升力的影响，以及下洗角大小和分布的变化在水平尾翼处引起的俯仰力矩变化。通过时几种飞机的计算和分析比较，说明了后掠角在侧滑中具有提供上仰力矩的作用，从而在理论上解决了大后掠角飞机（如Ｊ—６飞机）出现侧滑时的急剧上仰现象和操纵措施问题，为在飞行中出现偏差进行修正提供了理论依据。对提高飞行员的驾驶技术和保证飞行安全有着积极的作用。     

多面棱体和多齿分度台差分实现基准小角度

介绍了目前常使用的正多面棱体和多齿分度台 ,阐述了它们之间如何实现基准小角度的方法 ,最后介绍了一个用 2 3面棱体和 36 0齿盘差分出小角度 1°/ 2 3,测量感应同步器的测角系统每 1°内 2 3点的角位置误差的方法     

某瞄准吊舱跟踪精度评估技术研究

采用VC 编程语言和数字图像处理技术实现了机载某瞄准吊舱电视/红外系统图像中的瞄准十字线的自动检测,可对图像中叠加的GPS时间进行自动识别,并采用滤波技术对识别出的时间进行滤波。对电视/红外图像跟踪精度测量数据的不确定度分析表明,测量结果的标准差满足测试精度的要求。     

用VOF方法模拟环氧树脂在毛细管中的浸润过程

为确定液体在毛细管中流动模拟的边界条件，对标准液和树脂在玻璃毛细管中的浸润实验进行了研究，获得了质量随时间增大的浸润实验曲线，并利用CFD软件VOF数值方法对毛细浸润过程进行计算机模拟，获得质量与时间关系的模拟曲线。通过比较模拟曲线与实验曲线，确定了标准液在单毛细管中浸润模拟的边界条件为静态接触角，树脂在单毛细管中浸润模拟的边界条件为动态接触角，为纤维束集合体中的轴向毛细浸润模拟奠定了基础。     

三角翼大迎角绕流数值模拟中网格的影响研究

在大迎角条件下的数值模拟,计算的结果往往是要受多方面因素的综合影响.本文对三角翼大迎角的定常绕流进行一系列数值模拟,详细研究了计算网格等因素对模拟结果的影响.得到了一些有益的结论.     

直XX型机桨叶折叠角度符合性计算

本文简要介绍了直XX型机旋翼折叠的工作原理,重点介绍了桨叶折叠角度的计算方法。之后就安装后折叠角度不符合设计要求进行分析,并提出了具体解决方案。     

大攻角非线性问题的局部线化方法

 本文引用局部线化的概念,提出一种数值计算方法,用以研究小展弦比、大攻角带前缘或侧缘分离流机翼的双重非线性问题,即基本方程的非线性（包含了速势方程的所有二阶非线性项）和边界条件的非线性（离体涡位置不能预先给定）。该方法适用于亚临界下的所有Mach数,计算简单,工作量小。通过算例计算表明,该方法计算结果与实验值是一致的。     

二维可压缩自由剪切层的理论分析

本文从"二维可压缩自由剪切层存在相对稳定的大尺度拟序涡结构,流场应该满足什么样的条件"这样一个反问题出发,应用常微分方程奇点理论对NS方程进行了分析,维持大尺度拟序涡结构的条件是流场内有交替出现的能量不平衡点,鞍点是温度极大值点,结点是温度极小值点;压缩性增加抑制了结点的生成和持续,是导致可压缩自由剪切层厚度增长速度比不可压情况变小的机理;得到的结论可以合理解释现有的物理现象.其次,对于目前研究可压缩自由剪切层广泛应用的对流马赫数进行讨论,认为在建立过程中采用鞍点是压力极大值点假设条件不合理,得出的公式不能反映介质特性,本文采用鞍点是温度极大值点作为假设条件,提出新的求解对流马赫数的公式.根据流动机理分析,提出通过在流场内建立交替出现的鞍点和结点,触发大尺度拟序涡结构,解决超燃冲压发动机混合问题;理论上给出大尺度拟序涡结构频率条件.     

Optical flow based guidance system design for semi-strapdown image homing guided missiles

This paper focuses mainly on semi-strapdown image homing guided (SSIHG) system design based on optical flow for a six-degree-of-freedom (6-DOF) axial-symmetric skid-to-turn mis-sile. Three optical flow algorithms suitable for large displacements are introduced and compared. The influence of different displacements on computational accuracy of the three algorithms is ana-lyzed statistically. The total optical flow of the SSIHG missile is obtained using the Scale Invariant Feature Transform (SIFT) algorithm, which is the best among the three for large displacements. After removing the rotational optical flow caused by rotation of the gimbal and missile body from the total optical flow, the remaining translational optical flow is smoothed via Kalman filtering. The circular navigation guidance (CNG) law with impact angle constraint is then obtained utilizing the smoothed translational optical flow and position of the target image. Simulations are carried out under both disturbed and undisturbed conditions, and results indicate the proposed guidance strat-egy for SSIHG missiles can result in a precise target hit with a desired impact angle without the need for the time-to-go parameter.