回忆钱老在我国导弹事业创建初期的二三事

来源 :钱学森科学贡献暨学术思想研讨会 | 被引量 : 0次 | 上传用户:jjjuuu52107
下载到本地 , 更方便阅读
声明 : 本文档内容版权归属内容提供方 , 如果您对本文有版权争议 , 可与客服联系进行内容授权或下架
论文部分内容阅读
本文是回忆钱学森同志在我国导弹事业创建初期的几件往事,旨在颂扬钱老的伟大品格和高超的学术技术见解,以及渊博的学识.
其他文献
为了研究全弹进气道一体化布局的减阻特性,在FD-06风洞中,进行了不同进气道形状、位置、锥角和数目以及其它不同部件对全弹阻力特性的影响试验.结果显示,进气道锥角和数目对
本文根据某型飞机存在的高亚音速大迎角横向静不稳定性问题,分析了再现该问题的原因,提出了解决问题的方向与措施,最后通过风洞试验验证,以较小的代价成功的解决了飞机的高亚
在M=5,α=0°~27°的范围内,进行了子弹尾翼在打开时所受力和力矩的试验研究.成功地测量了子弹的尾翼在打开时所受的气动力,为此类大尾翼翼面受力的准确测量提供了有效的试验
采用阵列式脉动压力测量,研究了十个压缩角模型在M=2~3时产生的激波/附面层干扰的动态特性.定常试验结果表明压缩角模型产生的激波/附面层干扰可分为柱形干扰和锥形干扰两类,
PSP技术是风洞试验中表面压力测量的新手段.本文叙述了该技术的原理和系统概况,压敏涂料研制,光学压敏涂料测压设备和有关软件的研制以及在跨音速风洞中的对比试验,给出了试
2.4米风洞大攻角机构调试试验于2003年9月完成.调试试验先后使用了CT-1、某三代机和某四代机等三个模型对机构的各项性能指标参数进行了动态调试.调试结果表明:机构的实际指
本文摸索了涵道构型的减阻效果.运用风洞试验和数值模拟手段,对一种小后掠的翼身组合体构型在机翼开设不同涵道时的亚、跨、超声速气动特性进行了研究,给出了不同条件下的阻
改进后的FD-06风洞进气道试验技术采用SPI8400电子扫描阀数据采集系统和进气道锥体闭环测控子系统,提高了测控速度、精度和准度,提升了系统的自动化程度,缩短了吹风时间.
本文介绍该项研究的目的、要求、研究内容、试验条件及试验方法.文中简单介绍了半模和全模两期抖振试验的主要结果,提及了研究中存在的不足和将来研究应改进或加强的工作.文
本文介绍了在气动中心高速所FL-24风洞中进行的飞机外挂物部件气动特性试验研究的简要情况和典型试验结果.在M=0.60~1.50、α=-4°~16°、β=0°~5°的试验条件下,利用两台内