一个用于工程开发的飞行模拟器

飞行模拟器在培训民航驾驶员中占有重要的地位。有关飞行模拟器的功能、组成和计算机的配置等在文中作了介绍和说明。     

直升机横侧稳定性试飞数据计算法

运用小扰动理论，通过在力矩方程略去姿态项及横侧受扰运动方程组的线化和降价处理，使横侧运动方程组用标准特征矩阵表示，从而转化成求解特征矩阵的特征根问题，并利用Ｚ１１直长操稳试飞数据，用特征矩阵法对Ｚ１１直升机横侧稳定极进行了求解，所得结果与费拉雷法比较，结果是一致的，这表明该方法正确，可靠，完全可用于直升机横侧稳定性的飞行试验研究。     

颠簸区中的飞行及其对策

根据所掌握的国内外有关参考资料，对颠簸区中的飞行气象条件，影响颠簸的几个主要因素，颠簸对飞行的影响以及在颠簸区中飞行时飞行员应采取的一此措施，作了简要的归纳和介绍，以利用飞行人员和气象人员保障飞行安全。     

编队飞行小卫星空间状态测量方法研究

介绍了编队飞行小卫星特点，提出了小卫星空间状态测量方案。着重论述了星间相对状态自主测量方法，计算了伪码和载波相位跟踪环路、时钟基准频差以及测量设备延迟带来的星间相对距离测量误差，讨论了降低误差的方法。在对误差项进行综合分析后，得出相对距离测量误差可达到厘米级的结论。     

Transonic wing stall of a blended flying wing common research model based on DDES method

Numerical simulation of wing stall of a blended flying wing configuration at transonic speed was conducted using both delayed detached eddy simulation(DDES) and unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes(URANS) equations methods based on the shear stress transport(SST) turbulence model for a free-stream Mach number 0.9 and a Reynolds number 9.6 × 10~6. A joint time step/grid density study is performed based on power spectrum density(PSD) analysis of the frequency content of forces or moments, and medium mesh and the normalized time scale0.010 were suggested for this simulation. The simulation results show that the DDES methods perform more precisely than the URANS method and the aerodynamic coefficient results from DDES method compare very well with the experiment data. The angle of attack of nonlinear vortex lift and abrupt wing stall of DDES results compare well with the experimental data. The flow structure of the DDES computation shows that the wing stall is caused mainly by the leeward vortex breakdown which occurred at x/x_(cr)= 0.6 at angle of attack of 14°. The DDES methods show advantage in the simulation problem with separation flow. The computed result shows that a shock/vortex interaction is responsible for the wing stall caused by the vortex breakdown. The balance of the vortex strength and axial flow, and the shock strength, is examined to provide an explanation of the sensitivity of the breakdown location. Wing body thickness has a great influence on shock and shock/vortex interactions, which can make a significant difference to the vortex breakdown behavior and stall characteristic of the blended flying wing configuration.     

飞机大迎角飞行品质研究的进展

叙述了战斗机大迎角飞行品质研究的进展情况。说明了当代战斗机的作战环境和作战方式以及由此提出的大迎角机动飞行的背景。着重介绍了国外过失速区大迎角飞行品质研究的主要方面,飞行动力学机理,操纵效能,推力矢量及其控制律,飞行品质要求及其验证和评价方法,由此得出相应的结论。     

大迎角纵向短周期飞行品质计算

根据六种短周期飞行品质判据（ＣＡＰ或ω＾２,ｐ／（ｎ／ａ）,ζｓｐ,τθ,ω,ｐＴｏ２,ζｓｐ,τθ瞬时峰值比,上升时间,有效延迟,带宽和时间延迟,闭环Ｎｅａｌ－Ｓｍｉｔｈ准则;Ｇｉｂｓｏｎ时域响应准则）计算了某典型第三代战斗机在失速迎角前的纵向短周期飞行品质,并与国外有关地面模拟试验结果进行了比较,结果表明,失速迎角前的大迎角短周期飞行品质,仍然可以通过综合上述六种小迎角判所的计算结果进行评价,     

小卫星编队飞行应用研究

小卫星编队系统有着成本低、高性能、和较强的灵活性等众多优点,这些特有的优势使其成为目前航天领域的研究热点。通过阐述目前小卫星编队飞行应用的研究方向、关键技术和未来的研究发展趋势,指出了该技术具有广阔的发展前景和空间。     

基于Unscented滤波的伴飞卫星自主相对导航滤波器

为提高导航滤波器的稳定性和计算精度,根据卫星自主导航原理,构造了基于Unscented Kalman滤波（UKF）的伴飞卫星自主相对导航滤波器,建立了算法模型。仿真结果表明：UKF的滤波精度优于扩展Kalman滤波（EKF）,且无需计算量测方程的Jacobi矩阵,计算量小、易于实现。     

深空探测器总体技术

提出了深空探测器的总体设计要点,分析了总体设计约束,以及深空探测任务对探测器需求特点。基于技术的继承性和衔接性,提出了未来我国火星、小行星、金星以及木星等深空探测器的总体方案构想,讨论了任务目标、总体指标、构型和飞行过程等。研究对我国未来深空探测任务的方案设计有一定的参考价值。