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给出了一个工程研究型的飞行动力学特性一体化实时仿真软件包，验证了可行性。结果表明，该软件包具有一体化、多功能、通用性强、数学模型库较完备、易扩充开发、仿真精度和效率高、实时性较好、用户界面友好等特点，是一个多层次高效率综合研究飞行动力学特性的仿真工具。仿真应用的研究结果，可用于飞机重装空投飞行特性之研究。为适应国内微机开展一体化仿真之需要，可在微机及微机为主控处理机的仿真器运行，对提高现有微机的实时仿真能力和效率具有实际意义。
叙述了推力矢量控制的分类、发展过程，说明了推力矢量控制的重要性，推力矢量控制是未来战斗机提高敏捷性和获得过失速机动的重要手段。介绍了目前世界上航空发达的国家推力矢量控制和推力矢量喷管的发展现状和趋势，采用推力矢量控制和推力矢量喷管后使飞机所获得的效益和面临的问题。
在研制飞行模拟器时，飞行模拟器的设计和性能数据是必需的。这些数据不仅是形成满足飞行模拟器各种规范和标准要求的基础，而且也是构成模拟器逼真度要求的基础。根据国际航空运输协会的要求，初步讨论了编制飞行模拟器设计和性能数据要求所考虑的因素。
主要依据美国海军航空兵试验中心对各种舰载飞机实际飞行试验研究结果，阐述舰载飞机着舰最佳甲板风研究的意义、方法及其大小。经初步分析认为：对于喷气式舰载飞机着舰甲板风为２５ｋｎ，对于螺旋桨式舰载飞机着舰甲板风为１５ｋｎ是最佳的。但通过计算喷气式飞机甲板风值在２５ｋｎ和３５ｋｎ的结果比较，在甲板风为２５ｋｎ时，由于接地速率增加近１０％，这将会带来一些不利的结果。
建立了横向敏捷性的三个尺度─—Ｔ＿（ＲＣ９０），Ｔ＿（ＲＴ９０）和ＴＡ的仿真计算模型和机动飞行中的操纵输入规律，并对具有现代飞行控制系统的Ｆ─１６飞机的横向敏捷性进行了数字仿真研究。结果表明：横向敏捷性尺度Ｔ＿（ＲＣ９０），Ｔ＿（ＲＴ９０），ＴＡ均是飞行高度、速度和迎角（过载）的函数，并对飞机横向敏捷性有显著的影响，飞机在高空低速下，以大过载机动飞行时，将获得较大的Ｔ＿（ＲＣ９０）和Ｔ＿（ＲＴ９０）。合理设计飞机飞行控制系统中的控制律，优化机动飞行中的操纵输入规律，将使飞机可获得最佳横向敏捷性。
建立了现代高机动性能战斗机功能敏捷性仿真计算数学模型，并以Ｆ─１６战斗机为例，对其功能敏捷性尺度─—空战周期时间和相对能量状态进行了数字仿真研究。结果表明：不同初始飞行状态对飞机功能敏捷性有显著影响，改善和提高发动机性能，合理设计和选取飞机的控制系统和机动飞行中的操纵动作，将有利于发挥飞机敏捷性功能。
讨论了利用飞行控制系统对静不稳定飞机的三种补偿方式：延迟俯仰速率反馈、迎角反馈和法向过载负反馈。从而改变了飞机特性，诸如减轻质量，提高升阻比，增强机动性等。最后对三种补偿方案进行了比较，采用迎角反馈补偿是最直接有效的手段，但在工程实践中，往往采用俯仰率和迎角混合反馈补偿方式。
主要阐述直升机贴地飞行时的驾驶员诱发振荡问题，导出了贴地突防和迅速停止动作、地形跟踪时的“海豚”运动和贴地飞行时滑雪运动条件下诱发振荡时操纵位移和稳定裕度的计算公式，计算了Ｚ─８直升机的纵向试验结果，并进行了误差分析。计算结果表明，所研究的方法是可行的，可推广应用于各种直升机的闭环分析和计算。
采用六自由度全量运动方程和三通道飞行控制系统模型，使用时域动态响应的方法，研究了Ｆ—１６飞机在大迎角下飞行的深失速特性和尾旋特性，并对尾旋进入和改出的机理进行了探讨。通过分析研究可得出结论：Ｆ－１６飞机具有深失速特性，若进入深失速后，可用先拉杆后推杆操纵方法改出；Ｆ－１６飞机进入尾旋的主要原因是航向自转和偏航、滚转气动交感；在改出尾旋过程中，方向舵操纵力矩、航向静不稳定力矩、偏航惯性交感力矩对制止偏航转动有重要作用；引入迎角／过载限制器、方向舵脚蹬限制器、滚转速率指令限制器及自动抗偏离／尾旋模块，这些能使飞机具有良好的大迎角飞行特性。
给出了一类解耦非线性控制系统稳定跟踪设定线性系统的建议性解法。简单讨论了不同反馈解耦问题的区别，解耦系统极点配置的条件和解耦后的非线性系统保证稳定性的一种途径，并且给出了所用的方法适用的范围和一个建议性判据。
以Ｙ１２─Ⅱ型飞机防冰系统适航验证试飞为例，就确定飞机结冰部位与防护方法，结冰对飞机飞行性能和操稳特性的影响，带冰着陆的可能性及其安全措施等问题进行了分析和讨论。通过飞行试验，初步检查出飞机结冰造成飞机飞行性能的损失和操稳特性的降低。仅在新机研制中，为防冰系统适航性验证工作提供参考。
在普通推广卡尔曼滤波（Ｅ．Ｋ．Ｆ．）的基础上，提出了一种更加适用于非线性状态方程和观测方程的改进的滤波算法─—拟线性最优平滑滤波（Ｑ．Ｌ．Ｏ．Ｓ．Ｆ．）算法，在求该滤波算法的状态转移矩阵时，加进了二阶导数项，同时线性化的标称值取为单步平滑值，降低了非线性对滤波的影响，提高了滤波精度。通过对某歼击机的仿真飞行试验数据及实测数据的处理，表明该算法比普通推广卡尔曼滤波具有更好的收敛性、精确性。
对Ｈ５飞机经过了计算、论证、试飞，在此基础上提出了一种既安全又能充分发挥飞机飞行性能，同时又使动作程序化的调油方法天─—规划调油法。用这种调油法就可以大大地减少飞行员操纵飞机时的注意力分散，更利于集中精力操纵飞机，以保证飞行的安全。
研究了飞行器精密制导方式之一复合制导律优化问题。首先给出了采用串联式复合制导飞行器的几种中、末优化制导律，利用文中所述改进的最速下降优化方法，选择了中制导采用最佳预测制导律，末制导段采用改进的比例导引律的比例系数Ｋ的最优值，最后结合实例进行了仿真计算。
在目前垂线偏差研究的基础上，求出了法线坐标系与垂线坐标系之间的转换关系，而且通过重力分析、空气动力分析和控制基准分析，认为两坐标系内导弹受力不同，运动参数也不相等。不仅如此，垂线偏差还从几何和动力学两方面影响瞄准方位角。最后通过计算给出了垂线偏差的影响量级并得出了几个重要结论。