航空技术的发展趋势与航空关键技术

展望了民用和军用航空的发展趋势，综述了民用和军用飞机的主要研究方向，并对面向21世纪的航空关键技术，如空气动力学、先进推进技术、先进航空材料、航空电子和控制技术以及现代制造技术等作了简要论述和预测。     

调和微分求积法权系数矩阵的一种显式计算式

简要介绍了调和微分求积法，导出了求一阶导数权系数矩阵的显式计算公式。利用该公式和其中反心对称的性能，可进一步提高计算效率。由于均匀网点有时不能给出可靠的解，本文导出了几种能出可靠结果的不等距网点公式，其中一种公式虽然用不同的方法导出，但结果与Ｇａｕｓｓ－Ｌｏｂａｔｔｏ方法等价，本文还证明了调和微分求积法权系数矩阵具有中心对称或中心反对称的性质（取决于导数的阶数），利用这些性质可以进一步减少计算工程     

细长体大迎角绕流的滚转角特性

尖拱和钝拱细长体的截面侧向力分布呈现明显的滚转角效应。不同滚转角下尖拱侧向力沿轴向分布曲线(CC～x/D)的相位和半周期各不相同,截面侧向力随滚转角变化(CC～)呈现一定的无规律性;而钝拱CC～x/D曲线的相位和半周期基本相同,但振幅值大小依赖于滚转角,CC～分布呈完全的无规律性。尖拱模型头部的加工精度导致的微扰动使得尖拱CC～x/D分布变成型式基本一致的两簇曲线,其特征点和半周期分别对应相同,CC～分布呈现典型的双周期方波。     

用非交错网格求解曲线坐标系下的流动控制方程

本文采用非交错网格法,求解任意曲线坐标系下的流动控制方程。文中阐述了压力振荡的根本原因和相应的消除措施,导出了压力修正方程中控制体边界上曲线速度分量的修正表达式。在这些表达式中,出现了一个表征一个网格间距和两个网格间距压力梯度差分值的附加差值项。当出现压力振荡时,该差值很大,可以有效地消除振荡,而当压力场没有振荡时,这一差值又很小。作为计算方法可靠性的检验,本文分别计算了二维直通道和渐缩形混合管内的气流流动问题,结果是令人满意的。     

电弧等离子体射流光谱学诊断系统及软件包

本文描述了电弧等离子体射流光谱信号自动化ＣＣＤ测量系统，介绍了自行研制的诊断软件包的功能。我们采用的ＣＣＤ测量系统，数据采集和处理由ＰＣ机实施，其测量速度达到毫秒级，、波长分辨率为０．０１ｎｍ，一次测量光谱范围为２２．０ｎｍ。利用该系统对纯氩和氩、氮混合电弧等离子体射流进行了测量，获得了射流的原子和分子光谱谱图。     

弹丸气动力特性计算方法

本文介绍了制导与非制导单独强身亚、跨、超声速有攻角时的升力、阻力特性及压力中心的计算方法。其中超声速波阻采用 Van Dyke 二级扰动理论计算,跨声速波阻用半经验方法处理。其余如摩阻、底阻、粘性分离和旋转带的阻力均用经验方法计算。无粘升力特性,在超声速时用一级横流理论计算,亚、跨声速时采用半经验方法处理,粘性升力特性则全部用经验方法计算。这套方法已软件化,用一个源程序表出。计算结果表明,该方法对尖头、截平头和半球形头部的实际弹形均有相当好的升力、阻力特性计算精度,并能给出合理的压力中心计算结果。     

高速列车模型尾流测量及数值积分

结合风洞试验首次采用三维尾流数值积分方法对高速列车尾部流场进行了定性与定量的分析，结果表明尾流积分方法用于高速列车三维尾流场分析，深化了对尾流机制的认识。     

对直升机动力学的现状与发展的分析

对以旋翼动力学和飞行动力学为主体的直升机动力学研究进展回顾。主要讨论与飞行力学有关的旋翼气动力模型，旋翼结构动力学、气动弹性力学、飞行动力学模型与控制以及飞行操纵与品质等方面的进展，分析它们的现状，供有关直升机研究人员参考。     

非稳定动态过程非定常气动力建模

现有的大迎角非定常气动力建模方法，通常是以一个或多个频率的稳定振动试验数据来预测稳定滞环。然而，飞机快速机动如过失速机动的过程，不可能是持续的稳定振动，而是一个非稳定的动态过程。因此，这个过程中的气动力不会达到稳定滞环，而是始终处于进入滞环的初始非稳定过程中。基于振动理论分析得出，非定常气动力的动态响应过程存在非稳定和稳定两个阶段，传统建模方法着眼于稳定阶段，而飞机的真实机动过程在非稳定阶段。设计了一种适于非线性系统辨识的激励输入，并以最小二乘支持向量机（LS-SVM）方法为例，实现了在大迎角区幅值和频率范围内任意运动的非定常气动力建模。模型训练完成后，用来预测某机翼在不同基准状态下大迎角范围内做俯仰运动时的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数。结果表明，不仅稳定滞环实现了准确预测，进入滞环的初始非稳定过程也得到了准确预测；此外，基准状态对气动力在初始非稳定过程中的特性存在明显影响。进一步的验证还表明，基于稳定滞环数据只能预测到稳定滞环，无法预测进入滞环的非稳定过程。     

引力模型在导弹制导中的应用

目前国内导弹大部分是以惯性制导为主,一般通过提高惯性器件水平来提高导航精度.而减少引力计算误差,也是提高精度的有效途径.本文定量计算了引力计算误差对导弹精度的影响,提出了一种适用于弹上实时计算的引力高精度快速计算方法及实施流程,为工程应用奠定了基础.