摘要：为了保证滑翔增程弹箭在滑翔飞行过程中有效地增程,必须对滑翔弹箭的舵面进行气动设计与分析.阐述了制导炮弹舵面参数确定的原则,研究了滑翔增程弹舵面几何参数的选择、舵面尺寸确定的方法.仿真结果表明,采用该方法确定的舵面气动性能能够保证滑翔增程弹在滑控段飞行过程中稳定性适当,静稳定性储备量约在4%左右;操纵性较好,舵面偏转10°,能够产生约6°的平衡攻角;稳定性与操纵性、舵偏角和平衡攻角匹配较好,为滑翔增程弹舵面的气动设计提供了参考.

摘要：适航性是飞机,尤其是客机必须满足的要求,因此,对适航性的考虑应该贯穿飞机设计的整个过程。飞控系统是客机的重要系统,客机适航性中对飞控系统的设计提出了严格的要求。本文以某客机的飞控系统设计为例,介绍了在需求获取、软硬件设计等方面为满足适航性所采用的一些流程和设计方法等。

摘要：文中采用反求设计的原理与方法,总结了对外引进的弹药产品进行实物反求设计的原则、特点、基本步骤和基本方法,分析了弹药产品实物反求设计中测绘数据的特性,介绍了测绘数据不确定度及其评定方法。

摘要：文中进行了底排—火箭复合增程弹工作时序参数正交试验设计的直观分析与方差分析,揭示了每个参数对射程计算的影响趋势,为进一步确定底排—火箭工作时序参数值的最佳匹配组合奠定了理论基础。

摘要：YF-23A战斗机具有极大的静不安定性,在不开加力的情况下可以实现超声速巡航,其设计目标是在亚声速和超声速均具有优于对手的机动能力,上述要求使得飞行控制作动系统必须具有空前的能力和性能。其独特的飞行和机动包线要求其作动系统在低速时具有高的舵面偏转速率和大的行程,在超声速时要具有附加铰链力矩输出能力,为实现上述目标,开发出具有液压与电能守恒的作动系统。

摘要：介绍了航空发动机机载压力测试设备的自动校准系统设计。该系统可实现机载压力测量设备的全自动现场校准,已成功应用于某型发动机机载压力测试设备的自动校准工作中。在0～7 MPa(表压、绝压)下进行测试、校准,准确度可达0.01%FS。

摘要：以某型航空发动机参数仿真器的研究为工程应用背景,分析了在该仿真器设计中关键的技术问题及解决方案。该仿真器采用物理仿真的方法,实现了多种发动机参数的模拟,在实际应用的过程中取得了良好效果。

摘要：目前各型飞机广泛使用分布式布置的中央杆,其组成特点导致占用空间大、运动部件多、影响座舱气密性、机上安装调整工作量大和维护困难等诸多问题。为解决上述问题,同时提高中央杆的人感特性和技术水平,在某型飞机上开展了中央杆的集成化、小型化研究工作。其关键技术研究目的是将原分布式布置的相关产品和传动杆系集成在一起,形成一个独立的产品装机,其关键技术包括人感特性参数优化设计、纵横向防耦合操纵枢轴设计、传动路线布置和配套产品小型化设计等内容,同时严格控制集成中央杆的外形尺寸,保证飞行员具有足够的操纵空间和舒适性。研究证实,集成中央杆具有技术可行性,技术成熟后作为独立的产品装机,能够在改善人感特性、减少机上安装调整工作量、提高维护性和保障性等方面发挥巨大的作用,同时带来可观的经济效益。

摘要：针对发动机系统线束检查的要求,发动机起动电气控制系统检测设备使用分布式的线束测试控制器实现线束的自动快速测试。针对发动机系统起动逻辑和时序检查的要求,检测设备模拟发动机起动条件给出激励信号,采集发动机的输出信号,判断起动逻辑和时序是否正确。检测设备为保护系统安全,采取许多安全性设计方法。检测设备的软件具有实时测试、数据回放、测试通道选择等多种功能。检测设备的设计思想已经通过现场联机测试得到验证。

摘要：通过求解雷诺平均N-S方程组,完成了涡流发生器绕流流场及其气动影响的数值模拟。通过对安装单个涡流发生器的平板绕流进行数值模拟,验证了计算方法的合理性。在多段机翼的后缘襟翼上安装一排涡流发生器,可以提高升阻比,改善气动特性。