摘要：为实现在推力矢量控制下的垂直/短距起降(STOVL)飞机加减速过渡,研究过渡段的控制律综合设计方法。首先通过分析垂直/短距起降飞机的加减速过渡性能,对加减速过渡推力矢量控制方法进行了评估。然后采用改进的特征结构配置方法进行垂直/短距起降飞机加减速过渡段的控制律设计,伴随动压变化加入姿态喷管控制,辅助气动舵面稳定姿态。全量六自由度飞行仿真结果表明,当飞机加速或减速到最小平飞速度时,垂直/短距起降飞机依然具有良好的姿态稳定能力。

摘要：研究了带推力矢量飞机过失速非线性飞行控制问题。根据奇异摄动理论将受控变量分为快变量和慢变量 ,然后分别对内环和外环进行设计。外环利用滑动面控制进行设计 ,内环利用模糊逻辑系统的万能逼近特性来抵消近似非线性动态逆所带来的误差 ,根据李亚普诺夫稳定性理论推导了模糊系统权值的自适应调整规律 ,从而保证闭环系统的稳定性。数字仿真结果表明 :在存在较大的模型不确定性以及飞机动力学对状态和控制输入均为非线性的情况下 ,该控制方案能对指令进行良好的跟踪。

摘要：提出了电传操纵系统的战术、功能及可靠性设计要求，给出纵向主操纵系统大迎角，推力矢量及备份电传操作系统控制设计原则，在横侧向控制律设计中，阐明了差动平尾调参规律，滚转－偏航运动的去耦方法，控制律参数的选配原则及动特性分析方法，最后给出了起飞着陆控制律的设计原则。

摘要：介绍了空空导弹固体火箭发动机燃气舵气动设计过程中的有关技术问题,包括总体指标,限制条件,气动设计目标。详细分析了喷流流场的各种特性:不均匀性、瞬间性、扰动波系、高温和粒子流等。论述了燃气舵面外形设计中的有关问题:平面形状、剖面形状、舵轴确定、舵体安放、护板设计及舵面烧蚀等。

摘要：MX导弹第一级是由锡奥科耳公司瓦萨奇分公司按照合同规定的性能与成本要求用保守方法设计研制的。设计采用的技术全部是经弹道导弹生产计划或大型发动机验证试验证实了的(见图2-1)。因此,在研制时没有经过缩比的或重型厚壁发动机的试验,而是直接研制了全尺寸发动机。发动机的结构组成如图2-2所示,其性能数据见表2-1。

摘要：对新一代带推力矢量的战斗机在大迎角过失速机动下的飞行控制律进行设计,并进行了机动指令飞行仿真。引进推力矢量技术,建立带推力矢量的飞机模型方程;采用奇异摄动理论,将控制回路分为两个快慢(内外)回路,对每个回路分别用动态逆方法进行飞行控制律设计;并采用结构奇异值μ综合和分析的方法对快(内)回路设计了鲁棒控制器;最后所设计的控制律进行了机动指令飞行仿真,仿真结果表明设计的过失速机动控制律良好。

摘要：针对飞行器高速高机动、缩短降落距离的需求,将反推力装置与旁路式双喉道气动矢量喷管(bypass dual throat nozzle,BDTN)相结合,提出了一种反推改型气动矢量喷管(BDTN-TR)。型面优化前后的二维数值计算结果表明该喷管能在保持喷管矢量、非矢量性能优异性的同时缩短飞行器降落距离:平飞模态时,喷管推力系数和流量系数均在0.92以上;推力矢量模态时,凹腔回流区压力下降,主流上下游压差变大,喷管推力系数保持在0.93以上、流量系数保持在0.83以上,喷管落压比在2~10范围内时,推力矢量角达到了14.4°以上;反推模态时,反推效率在0.61以上,反推通道宽度对喷管反推性能的影响占主导。

摘要：从分析未来航空技术发展的总趋势入手,归纳出下一代歼击机的主要技术特征,提出为适应新形势的需求,作为年轻的设计师应当注意培养的基本素质。

摘要：鱼雷挂架通过设计定型鉴定 8月4日,海军装备部飞机部在贵州安顺市主持召开了为直9C直升机配套的鱼雷挂架设计定型鉴定会。来自海航装备部及海军所属军代表室及航空工业第一集团、第二集团所属厂、所共10个单位的专家和代表参加了会议。 鱼雷挂架是直9C直升机用于悬挂和投放鱼雷的悬挂装置,由风雷军械厂进行研制。风雷军械厂的工程技术人员在鱼雷挂架的设计中,抛开传统的设计方法,采用先进的设计规范,将挂架和挂钩进行组合式设计,突出解决减轻重量和在多种复杂条件下进行鱼雷可靠投入的能力,经过4年多的奋力攻关,解决了大量的技术难题和关键技术问题。

摘要：本文论述了二元喷管矢量技术在现代战术战斗机上应用的意义、作用,同时揭示了二元喷管矢量喷流与外流相互作用的机理及与其相关布局的依赖关系。