摘要：在简要地叙述了飞行模拟器的特点和构成之后，着重对飞行模拟器使用的实时飞行仿真软件的结构设计在开发设计中所应涉及的一些关键问题，如任务分析，功能分解，子系统的划分，模块式分层结构的建立等进行了某些探讨。

摘要：本文着重搜集、归纳了那些重要的,且又便于在飞机初步设计阶段使用的品质要求,并将它们用平尾相对面积和飞机重心之间的解析关系表达出来。利用这种解析关系,可以在平尾相对面积和飞机重心位置的参数平面上,绘制出各种限制边界,形成所谓“剪刀图”。如果所要求的飞机重心变化范围给定,则可在这种边界限制图上很容易地确定出所需要的平尾相对面积.为说明本文方法的可行性和可靠性,最后还以Y-7飞机为算例进行了验证性计算.

摘要：横航向飞行品质要求是飞机设计时,选择垂尾和机翼上反角的主要依据.在对主要的横航向飞行品质要求进行分析整理的基础上,本文提出了一种“界限线”法,可供飞机初步设计时,选择合适的垂尾和机翼上反角之用.为说明这种方法的可行性和可靠性,以Y—7型飞机为算例进行了验证性计算。

摘要：论述了综合运用非线性动态逆、自适应模糊系统和滑模控制的优点进行飞行控制律设计的方法。运用非线性动态逆理论对非线性系统进行近似线性化 ,用模糊自适应系统来抵消近似非线性逆带来的误差 ,最终的残差由滑模控制项补偿。根据李亚普诺夫稳定性理论推导了自适应系统权值的调整规律 ,从而保证了闭环系统的稳定性。将此方法应用于带推力矢量飞机重构飞行控制 ,对两类故障的仿真结果表明 :即使系统未检测到故障 ,在较大的舵面损伤情况下 。

摘要：介绍垂直攻击型武器在末制导段的特点及其对控制系统的特殊要求 ,为此提出三种控制方案 ,并从原理上分析它们各自的优缺点 ,得出直接侧力控制是满足其在末制导段控制要求的最佳方案。同时 ,设计出对应于这三种控制方案的控制律 ,并进行末制导段的仿真验证 ,结果证实了理论分析的结论 ,即直接侧力控制是最佳方案 ,为型号设计提供了具有实际参考价值的结论。

摘要：背部式进气道在无人机气动设计中得到了广泛的应用。针对背部进气的气动布局，进行了进气道的综合设计。并借助于风洞实验，研究了不同雷诺数下的机身背部附面层高度，测量了进气道不同隔道高度时的气动性能，最终选定了隔道高度与机身长度之比为H／L=O．19。通过进气道攻角特性、侧滑角特性的气动研究，设计进气道取得了良好的气动性能总压恢复系数达到0．98～O．99。最后对有、无前机身干扰影响时的进气道性能进行了对比实验，实验结果表明通过与前机身匹配设计的进气道性能要优于没有前机身的进气道性能。

摘要：建立了球栅阵列BGA(Ball Grid Array)焊点有限元分析模型,选取焊点高度、焊点最大径向尺寸、上焊盘直径和下焊盘直径作为设计变量,以焊点应力作为目标值,采用响应曲面法设计了29组不同水平组合的焊点模型并建模进行仿真计算,建立了焊点应力与结构参数的回归方程,基于回归方程结合遗传算法对焊点结构参数进行了优化,获得了焊点应力最小的结构参数最优水平组合.结果表明:对于无铅焊料SAC387,焊点应力随焊点的高度增加而减小,随最大径向尺寸的减小而减小;应力最小的焊点水平组合为:焊点高度0.38mm、最大径向尺寸0.42mm、上焊盘直径0.34mm和下焊盘直径0.35mm;对最优水平组合仿真验证表明优化后焊点最大应力下降了4.66MPa,实现了BGA焊点的结构优化.

摘要：采用直接力控制可弥补常规飞机在轨迹操纵方面的不足,并产生某些新的运动模式。文中首先对飞机直接升力控制的3种基本运动模式进行了讨论。归纳出直接升力控制律的设计就是输出解耦控制系统的设计问题。在简述了用特征结构配置和模型跟踪技术求算反馈和前馈增益阵的主要步骤之后,以CitationⅡ型飞机为算例,设计了其直接升力控制律。计算结果是令人满意的,说明特征结构配置是一种设计飞行控制系统的有效方法。

摘要：采用直接侧力控制可消除常规飞机在航迹操纵方面的不足,并产生某些新的运动模式,这对横航向运动优点更为突出。文中首先对飞机直接侧力控制的三种基本运动模式进行了分析。然后简述了用特征结构配置和模型跟踪技术计算反馈和前馈增益以设计输出解耦控制系统的主要步骤。最后以CitattonⅡ型飞机为算例,设计了其直接侧力控制律。计算结果是令人满意的,说明所采用的原理和方法对直接侧力控制律的设计是行之有效的。

摘要：从考虑追踪器速度的大小和方向变化以及目标速度变化方面入手 ,以最优控制理论和飞行力学原理为基础 ,推导出一种考虑追踪器速度变化的最优导引律—变系数比例导引律 ,同时给出一种计算剩余时间的新方法—剩余时间函数法。对要求垂直入射的情况 ,设计了满足入射角度要求的导引律。仿真结果表明 ,应用本文的导引律在制导过程中能量消耗少 ,制导精度高 ,脱靶量小 。