无人机回收气囊缓冲特性研究

用缓冲气囊的缓冲特性对无人机伞降气囊回收方式进行了研究，并以单个气囊为对象，分析了影响缓冲性能的主要因素，认为质量体积比ｍ ／ｖｉ 和排气口面积 Ａｎ 是决定缓冲效果的主要因素。在理论分析的基础上给出了质量体积比ｍ ／ｖｉ 的最优值，同时建立了排气口分析模型，推导出计算排气口面积的公式，实践证明其结果是正确的，对工程应用具有特别重要的意义。

大型无人机双发火箭助推发射技术的研究

与小型无人机单发火箭助推发射系统比较，大型无人机双发火箭助推发射系统设计中存在着一些特殊问题，如火箭助推器的匹配设计，发射装置类型设计，发射参数的选择，纵向力矩平衡问题，以及机－架系统的动载荷问题等。通过对上述问题的分析讨论，为此类无人机发射系统总体方案的确定提供了一些设计原则和选择依据。

CK－1M无人机双发助推器脱落分析与研究

本文分析研究了无人机取发助推器的脱落安全性，研究对象是ＣＫ－１Ｍ无人机。根据风洞投放试验结果，设计了一对截锥体、截锥窝自动分离接头，从而改变了脱落方式，并调整了发射参数，以减小分离速度。同时确保双发助推器的同步性和安装对称性，消除了侧滑的影响；又因加上助推器增重，降低了助推器的投放轨迹，实现了ＣＭ－１Ｍ双发助推器的安全投放。

无人机滑橇着陆装置的动力分析

无人机滑橇着陆装置由滑橇、运动机构及油气减震器构成。Jindivik 无人机的滑橇着陆装置结构紧凑、简洁,在同类系统中具有一定的代表性及其独特之处。文中对该装置运动机构进行运动及动力学分析。通过构造该装置的动力学模型,对其着陆缓冲过程进行数学模拟,得出该装置运动关系及着陆缓冲过程的动态特性。分析计算的方法及结果。

无人机发展与无人机技术

近年来,无人机在军事领域的突出表现展示了无人机发展的美好前景,并预示着无人机在民用领域的应用也将日益广泛。本文就无人机国内外的发展现状,无人机的主要关键技术,无人机未来的发展方向加以讨论和介绍。

航天遥控系统准最佳地址同步码研究

指出了ＥＳＡ、ＣＣＳＤＳ标准所推荐的４２个１６位字长的航天遥控系统地址同步码，其误同步概率太大，有值得改进的必要。介绍了作者研究得出的一组６４个１６位字长的准最佳地址同步码，并且用表格详细地就两者的汉明距离和误同步概率作了对比，表明其研究成果远优于上述两种国际标准中的地址同步码。此外，考虑到发展的需要，还研究出一组２４位准最佳地址同步码（共６４个），供有关读者参考。

低RCS无人驾驶飞行器的外形设计与实验研究

本文基于缩比模型在低速风洞中作纵、横向测力试验及微波暗室中ＲＣＳ的测试数据分析，论述了一种供选型用鸭式布局翼身融合体飞行器外形初步设计方案的可行性。测试结果表明，小展弦比大后掠角带边条的翼身融合体在配置与不配置鸭翼情况下，均具有良好的气动特性，如较大的升力线斜率，高达２６°的失速迎角、较大的纵向和横侧向静稳定度及较高的升阻比等。同时也具有良好的雷达隐身性能，如在迎头土４５°扇区内ＲＣＳ的平均值约为─１４ｄＢ左右，采用外倾式双垂尾使侧向ＲＣＳ峰值急剧降低等。本文所提供的飞行器设计图及测试结果分析均具有工程参考价值。

小型无人直升机传动系统的设计与研究

介绍使用在小型无人直升机上的带传动、非常规的弹性联轴节、楔块式单向超越离合器和新颖的尾传动轴设计的结构特点和工作原理。

随机振动试验夹具设计与研究

对某型无人机机载电子设备在随机振动试验时的专用夹具（即转接板）进行了设计计算、加工制作。经过对该转接板的校准测试，结果表明：此转接板是一次性设计制作成功的夹具。它已成功地应用于某型无人机机载电子设备按国军标ＧＪＢ１０３２—９０，ＧＪＢ１５０．

小型螺旋桨飞机动力装置特性试验研究

小型螺旋桨飞机的动力装置一般由活塞式发动机和螺旋桨两个主要部分组成。本文用实验验证和理论计算的方法，研究了活塞式发动机和螺旋桨性能传统的估算方法所得到的数据与实测结果之间的偏差，并进一步研究了发动机和螺旋桨性能参数的不同匹配对整个飞机动力装置特性的影响。研究结果表明，传统的估算方法对于装小型活塞式发动机的螺旋桨飞机也是适用的。用传统的估算方法所得到的各种性能数据与实验测试数据比较，相对误差的最大值均低于１０％，这对工程应用来说，是可以接受的。文中还用试验数据和试飞实例说明了对动力装置匹配参数加以优化的重要性。

跨大气层飞行器爬升段飞行控制律方案研究

跨大气层飞行器在爬升过程中重量、重心、高度和速度等参数变化剧烈,因而飞行器的操纵稳定特性也变化急剧,与常规飞行器相比其飞行控制律设计有它的特殊性。针对跨大气层飞行器的飞行特点,提出了四种纵向控制律初步方案,分析研究了这四种控制律设计方案的特点及存在问题,为具体的控制律方案设计提供了初步基础。

多寻呼发射机互调干扰分析及避免方法的研究

针对我国大中城市中建有数十家大功率寻呼发射台及可能产生的互调干扰情况，进行了理论分析，得出了在ＦＳＫ调制情况下，三阶和五阶调制分量的最大频偏分别是正常寻呼发射信号的３和５倍等重要结论，并用实验验证了理论分析的正确性，提出了一些避免产生互调的方法，最后给出工程应用时的计算机辅助设计说明。

基于SBR法研究发动机进气道的RCS

采用弹跳射线法 (SBR)对发动机进气道的雷达散射截面 (RCS)进行了分析计算。通过光学射线跟踪、场强跟踪及口径积分方法 ,研究了任意截面和形状的管道电磁散射特性 ,比较了一实际进气道的计算与实验结果 ,验证了此方法的有效性 。

不维修系统功能状态可靠性研究

不维修系统指的是在任务期间发生故障时不采取维修活动的那些系统，飞机整体及其各功能系统可视为不维修系统。本文从组成系统各单元故障模式发生的概率出发，详细研究了基于故障模式影响后果的系统功能状态的可靠性问题，给出了求解不维修系统各功能状态概率的一般方法，提出了适用于多态功能系统分析的拟割集法，说明了拟割集的求解步骤，提出了不完全故障树的概念，说明了不完全故障树与传统的二态故障树的区别；引入模糊集理论，建立了考虑各功能状态影响的可靠性综合评估模型。文中提出的方法适用于多态系统或功能退化系统的可靠性分析与研究。

TWR－1拖靶目标的雷达散射特性的研究

研究了ＴＷＲ－１拖靶目标的雷达散射特性，提出了相应的参数设计，研究了拖靶目标的雷达散射截面积以及空间的散射特性。并且通过对ＴＷＲ－１拖靶的全尺寸静态ＲＣＳ实验测量，来验证设计方案的正确性。测量结果表明，ＴＭＲ－１拖靶目标散射特性好，且稳定，满足目前我国靶场靶试对靶标的目标特性要求。

靶机红外目标模拟装置的研究

通过对一种靶机红外目标模拟装置的研究，介绍了这种装置的设计特点、参数选择和试验结果。该装置以固体燃料作为燃烧剂，其红外辐射强度主要决定于燃料的组分、工作温度、辐射体的材料以及辐射体的面积，而工作温度的选取是设计的关键。文中提出一种实用而简便的综合分析方法，根据装置所需要的红外辐射强度来预计其工作温度与结构尺寸，据此设计的装置实物经红外辐射特性测定后证明能满足预定指标要求。本文陈述的这种方法已被用于某靶机红外目标模拟装置的设计，并取得实际应用成果。

水雷伞的飞行轨迹研究

据水雷伞实测的弹道参数扣除气象条件的影响，求得无风弹道，作为实战投弹的依据。根据无风弹道修正的结果，求出弹伞系统的阻力特征ＣＡ值，作为研究降落伞开伞段理论的基础数据。然后将求出的ＣＡ值代入运动方程算出理论弹道，再把理论弹道与无风弹道相比较，当误差不大时说明理论弹道的计算方法是正确的，可用于一般水雷伞计算理论弹道用。

火箭助推发射飞机模型设计方法研究

火箭助推发射是无人机起飞的一种形式．模型飞机火箭助推发射试验是采用自由飞模型试验的形式，按运动相似条件进行的．模型飞机应符合几何相似、质量相似、运动相拟和动力相似等条件．本文以＂长空＂无人机的１．５模型为例，介绍了无人机模型设计参数的选择以及有关的设计计算和调试方法．以三种火箭助推发射形式进行的试验结果证明，飞机模型的设计方法是可靠的，对于进一步研究火箭助推发射无人机具有参考价值．

TW-1拖靶释放系统研究

TW-1拖靶是南京航空航天大学无人机研究所的一项预研项目,它可供作各类防空武器试验之用。为了保证拖靶能可靠、稳定地从携带它的载机上释放出来,以形成正常的工作状态,就需要有一套拖靶释放系统。在预研工作中,我们设计了这套系统,并做了一些必要的地面试验,试验结果证明这套系统的设计是成功的,本文将介绍该系统选择的方案、工作原理、一些主要特点及地面试验情况。

一种小功率组合式航空发电机

先进的飞行控制系统和机载电子系统设备对轻型飞机电源系统的要求越来越高，电源系统的可靠性将直接影响到轻型飞机的安全性。本文提出了一种适用于轻型飞机的小功率组合式航空发电机方案。这种新型的“永磁─—内封闭导磁体”组合发电机既有永磁发电机的体积小、重量轻、无电刷等优点，又有内封闭导磁体发电机电压可调的优点。在发电机体积重量增加不多的情况下，免除了复杂的直流变换器，使电源系统体积最小、重量最轻，并且提高了系统的可靠性。同时采用晶体管脉宽调制激磁控制方式，使电源系统的稳压性得到提高。