光纤陀螺

本文阐述了光纤陀螺（ＦＯＧ）技术的发展概况、系统组成及工作原理，分析了ＦＯＧ的主要误差源及改善性能的途径，最后通过介绍国外某些具体的ＦＯＧ产品实例来说明当前的ＦＯＧ技术性能。     

GPS载波相位在大型载体姿态测量中的应用

本文针对舰船等大型栽体的姿态测量，采用GPS载波相位双差测量法来确定载体的姿态，应用载波相位确定栽体的姿态需要解决的关键问题是整周模糊度的确定。文中利用空间几何关系，来压缩模糊度的搜索空间，以加快模糊度的解算速度。通过静态和动态试验对文中的方法进行了检验，在静态用3．48米长的基线其偏航角精度优于0．06度，动态时用3．48米长基线来验证了算法的正确性。通过试验该测姿系统在实时性、精度、可靠性等方面能满足精确定姿要求，是实现动基座惯性导航系统快速初始对准的重要手段之一。     

上证指数"百点效应"实证研究——基于前景理论的分析

通过研究上证指数落在百点附近区间的频率和日K线图的表现，揭示了其分布规律和运行特征。实证结果表明，从市场总体看，百点区间内样本较大时上证指数落在百点附近区间的频率接近均匀分布时的概率，上涨行情时，越过大多数百点位比较困难，而下跌行情时比较容易，百点位在某段行情的稳定性与上证指数在该百点附近区间的横盘整理时间有关。     

深空探测器定位在共线平动点附近的线性策略

深空探测器需要定位在日-地(月)系的共线平动点L1或L2附近执行探测任务,但由于共线平动点的不稳定性,必须在运行期间进行轨控。对于条件周期轨道(如晕轨道)必须在控制过程中考虑高次项,控制条件复杂,技术上实现相对困难。而某些探测任务,探测器定位在共线平动点附近的条件拟周期轨道(对应L issajous轨道)上亦可以。这种类型的轨道可以离共线平动点较近,那么只需要在控制过程中考虑线性项即可,控制条件简单。以圆型限制性三体问题作为基本模型,采用预估-校正法逼近线性化模型下的目标轨道,给出在轨运行期间的轨控策略亦是可取的,这种控制措施相对而言较简单,容易实现。仿真计算结果表明是可行的,能够提供较高的位置精度。     

三角翼低速动态大攻角气动特性试验研究

对后掠角分别为X=60°、70°和80°尖前缘平板三角翼模型和一个前缘后掠角为（76° 40°）的双三角翼模型在低速风洞中作大攻角俯仰摩波运动，振幅am=30°、60°和90°，缩减频率K=0.01～0.12，基于根弦长雷诺数Re=2.76×10^5～8.23×10^5。进行了六分量动态气动载荷测量，动态流动显示和70°三角翼上翼面非定常压力测量，并分别与对应的静态试验结果比较。分析了运动参数包括缩减频率、振幅和Re数、后掠角对气流动态迟滞特性的影响。     

亚声速谐振升力面的点偶极子法

本文介绍计算亚声速谐振薄翼非定常气动载荷的点偶极子法(DPM)。网格划分方式与偶极子网格法(DLM)相类似。此法将网格上的载荷分布集中置于网格中央剖面的1/4弦点上,控制点取在3/4弦点上,无需作数值积分计算。很容易用于计算形状复杂机翼的非定常气动载荷。 文中给出了矩形翼和后掠翼定常和非定常气动载荷的数值结果,其精度数值与DLM的相当,计算效率提高一倍。     

飞机机体角运动引起的GPS测速误差的分析方法

提出了飞机机体角运动会引起GPS测速误差这-GPS应用中较为精细的技术问题，推演了机体角运动引起的GPS测速误差与GPS天线安装位置，机体角速度和飞机姿态角，航向角的关系，用真实参数演算分析了这种误差的大小，并通过实际工程应用验证了分析这种误差后对提高试飞结果数据的真实性，准确性的效果，最后指出，飞机机体角运动引起的GPS测速误差是GPS用于飞机测速的一项不可忽视的主要误差。     

速率陀螺仪扭杆扭转刚度及迟滞角测试装置的研究

通过对现有速率陀螺仪中微小弹性元件扭杆扭转刚度及迟滞角测试方法的研究，运用了新的测试方法，重新对测试装置进行了设计并引入了单片机控制系统，提高了测试方法的自动化程度。     

钝锥大攻角超声速分离流场的数值模拟

最近,张涵信等人在传统的Beam-Warming隐式、无迭代、空间推进技术的基础上,根据边界层方程的性质,设计了一种可用小步长推进求解抛物化NS(PNS)方程、而不会引起解的“漂移现象”发生的方法。这种方法对轴对称流动的计算是成功的。本文就是将这一思想推广应用于大攻角有周向分离的流场计算。求解的区域为具有薄亚声速层的有粘与无粘干扰的整个激波层内的流场。在对攻角α=0°和α=20°的球钝锥的计算中,关于壁面上的压力、热流率及流场的涡旋结构均得到了满意的结果。文中特别研究了钝锥大攻角绕流的流动分离图象。 为了增强块三对角矩阵的主对角优势,通常在差分方程的左端附加二阶增量项。本文以选取适当小的推进步长的方法来达到增强主对角优势的目的,不需再附加二阶增量项,从而提高了解的精度。     

用于被动寻的导弹的带末端落角约束的变结构导引律

使被动寻的导弹在较低的平飞弹道情况下，以较小的俯冲过载和最佳攻击姿态精确命中目标；采用带落角约束的变结构导引律，对弹目距离及距离变化率进行估计，克服被动寻的导弹不能测距的约束，同时使切换开关增益随时间自适应变化以减小俯冲过载；利用某型在研被动寻的导弹的气动参数，对此变结构导引律进行了数学仿真，仿真结果表明，在较低的平飞弹道约束条件下及过载要求范围内，该导引律能以期望落角命中静止与机动的坦克目标，对弹目距离变化率及距离的较大估计误差具有较强的鲁棒性。