双垂尾对边条翼布局大迎角升力影响机理研究

对边条翼双垂尾布局的垂尾导致大迎角升力减小现象的机理进行了研究。采用CFD方法分析一个类似于F-22战斗机的模型,发现在低速大迎角条件下,脱体涡流经垂尾外侧;垂尾下部附近气流方向向后并向外;垂尾外侧存在低压区,而垂尾内侧和垂尾间的机身上表面存在高压区。认为脱体涡在垂尾外侧表面产生吸力,在涡核下方诱导出向外的速度分量,致使垂尾处于侧滑气流中,从而使其表面压力内高外低,除了产生指向外侧的法向力外,也传递内侧高压至机身上表面。外倾垂尾上向外的法向力和机身上表面的高压区,是减小大迎角升力的直接原因。     

无尾战斗机技术

为了降低战斗机的RCS,减小飞行阻力,改善战斗机的机动性能及降低成本,无尾战斗机将成为未来战斗机的一种选择.文中介绍了无尾战斗机的气动布局,探讨无尾战斗机的稳定与控制的方案.     

从美国主力战斗机的发展看战斗机的发展动向

通过对美国21世纪初3种主力战斗机的技术特点和作战性能要求的分析，指出了21世纪初的战斗机应注重改善战斗机的低可探测性，高机动性和敏捷性，超音速巡航性能、态势感知能力和可灵活剪切的攻击能力等。     

下一代战斗机关键技术之一—推力矢量喷管的设计和制造

推力矢量喷管将显著增强下一代战斗机的机动性和敏捷性。它们可补充或取代某些控制舵面，提高作战性能。具有推力矢量喷管的飞机可以缩短起飞与着陆距离，并可使用较小的尾翼，甚至完全取消尾翼以减小其阻力和雷达特征。本文介绍矩形二元喷管、俯仰／偏航轴对称喷管和球形收敛板喷管的设计、结构、材料和应用情况。     

苏-30MK与“幻影“2000孰优孰劣

“幻影”2000战斗机是法国达索公司研制的单发、单座轻型超音速战斗机，主要任务是防空截击和制空，也能进行侦察、近距空中支援和战场纵深低空攻击。而苏一30MK是苏一27战斗机的改进型，是外形极像苏一27UB的双发单座超音速重型战斗机，即可用于夺取制空权，也可实施对地攻击，是当今世界上最先进的作战飞机之一。国内外有关专家曾对“幻影”2000与苏一27战斗机进行过多方比较与评估，结论各不相同，大多数专家认为苏一27优于“幻影”2000，但也有一些西方媒体称俄制飞机的作战性能要逊色于欧洲国家的现代化战术战斗机。本文根据俄罗斯近…     

超音速巡航战斗机初步分析

根据国内外的有关资料，提出了超音速巡航战斗机的设计思想和目标，分析了超音速巡航战斗机对作战使用的影响，指出了实现超音速巡航战斗机的关键技术，并对我国超音速巡航战斗机的发展和研究提出了一些看法。     

共轴刚性旋翼干扰下机体外形对流场影响的数值模拟

针对共轴刚性旋翼干扰下直升机开展了机体外形对流场影响的数值模拟研究。首先,基于动量源模型和雷诺平均N-S方程的数值模拟方法,进行了孤立共轴旋翼下方诱导速度分布和ROBIN机身压强分布的验证计算。然后,对孤立机体以及有双旋翼干扰的原机体进行数值模拟,比较了有无旋翼干扰的机体流场。最后,分析了机头外形、垂尾方向、平尾及垂尾大小对流场的影响。结果表明:高速前飞状态下,有旋翼干扰的机体阻力小于孤立机体的阻力;旋翼下洗流场对机头压力分布几乎没有影响,但对尾翼附近流场有影响;机头采用适当曲率能够减小阻力,垂尾朝向处流场更紊乱;垂尾、平尾越大,其影响区域越大、阻力越大。     

图片消息

作为追赶俄罗斯在近距格斗技术领域的领先地位的一部分,美国在近距模拟空战中使用了头盔显示技术。预先研究计划局是在一架针对一架NASA F/A-18A的模拟作战的X-31上使用此显示器(见图)。在飞行员头盔观察窗上显示了关键飞行信息,包括迎角、航向、空速和加速度,因此,飞行员不必下视而失去对目标的注视。紧接着的计划内容是,在显示上叠加模拟敌机的图像用于训练。X-31自去年11月开始试验以来的15次针对F/A-18模拟交战中赢了多数次。之后,X-31将消除垂尾的影响和使用推力矢量控制验证无尾翼飞行的可行性。取消垂尾将可减小阻力、重量和雷达信号。 (鄢)     

台湾航空工业的科技状况

台湾经过20多年的努力,目前已建立起不太完整的航空科研生产体系,具备了在引进外国技术的基础上研制超音速战斗机、喷气教练机、空对空导弹的能力。同时,台湾专利生产了国外战斗机、教练机、直升机和各种航空发动机及航空电子设备。应特别指出的是,IDF战斗机的研制使台湾航空技术的发展有了一个大的飞跃。IDF采用了双发单垂尾、翼身融合体布局和气泡形座舱盖,梯形机翼为变弯度设计,这种设计综合了多种先进战斗机的设计特点。IDF采用的TFE1042-70涡扇发动机的推重比为6.5,单台加力推力为42.95千牛。台湾通过该发动机的研制生产,熟悉了先进涡扇发动机技术。在航空     

JSF X-35的一绝--无附面层隔道超音速进气道

洛克希德·马丁公司在它的联合攻击战斗机（ＪＳＦ　Ｘ－３５）上采用了一种新型的无附面层隔道超音速进气道设计概念，不仅具有全飞行包线的优异气动性能，而且由于简化了传统气道复杂的结构，所以还减轻了结构重量和生产及使用成本。     

达索公司继续超音速“隼”公务机研究

达索公司自1998年年度运营会议上推出超音速“隼”公务机后，虽然在动力装置上遇到一些困难，但公司依然决定继续进行超音速公务机的研究。达索公司曾考虑采用现有战斗机的M88和F414发动机作动力装置，但发动机需要作较大的改动。关键在于发动机的热端部件和耐久性。达索公司正寻找有2000小时寿命的热端部件，因为超音速战斗机的发动机在设计时考虑的是短时间作超音速飞行，仅有100小时的超音速巡航寿命。目前有三种解决方法，但费用都很高。方案之一是重新设计战斗机的发动机，其中最主要的是更换压气机后部、燃烧室和涡轮的材料、结构和…     

推力矢量在战斗机上的应用

采用推力矢量技术，可以减小飞机的起飞着陆距离，提高其机动性，使之具有过失速机动能力。而且，利用推力矢量技术还可以解决气动力面在低速、大迎角时效率下降所带来的问题，可以减小甚至取消飞机的水平尾翼和垂见尾翼，这对于减轻飞机的重量，降低飞机的阻力，提高飞机的隐身性能也有好处。推力矢量技术最早出现在40年代，经过几十年的发展，已经变得比较成熟。F—22、苏-37、EF2000都采用这项技术，它将使未来战斗机的性能发生质的飞跃。对飞机受力的影响推力矢量对飞机受力的影响分为直接和间接影响。前者为当发动机的推力矢量偏转某…     

如何解决隐身/超音速与敏捷性的矛盾——麦道最新推出X-36试验机

最近麦道公司出厂了一架X-36超音速隐身灵敏战斗机的28％缩比的无人驾驶试验机。该机的布局特点是有一对大的前翼,无垂尾,机翼共有10个前后缘操纵面,同时装有一个用于偏航控制的推力矢量装置。飞机在纵横向都有中等的静不稳定度。试验机的起飞总重约580千克。麦道公司和NASA将用这架试验机先进行6个月飞行试验。同时该机还在进行风洞试验。     

军用航空

美国启动安静远程超音速运输机美国国防部预研局已经拨出3500万美元的经费启动“安静超音速平台”计划、探索今后可军民两用的超音速公务机技术、现在走在前面的方案是由美同雷诺飞机公司提出的层流机翼方案、以往常规的超音速飞机所用的三角翼虽然有较低的激波阻力，但由于机翼表面的流场为紊流，所以摩擦阻力较大。雷诺采用了小后掠尖锐前缘的层流机翼，从而大大减小了摩擦阻力、为了不产生太大的波阻，机翼厚度很薄。据估算，这种方案的超音速阻力可减少500／o以1二，井冈什匕曾川1川”。以卜。飞机的飞工速）文为M15，这样就l叶以入使…     

Bump进气道设计与试验研究

对一种先进的无隔道超音速进气道(Bump或者DSI)进行了设计方法和风洞试验研究。研究表明:Bump进气道性能优异,并且取消了传统的超音速战斗机进气道设计中的附面层隔道、泄放系统和旁路系统,使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高。Bump进气道是根据锥型流理论,采用乘波原理设计的。即用机身形面去截取锥形流场,在此范围内进行压缩面的设计,由于锥型波波后产生等熵压缩,在压缩面展向形成一定的压力梯度,将附面层排出进气道口外。     

亚超音速机翼最佳弯扭综合设计计算方法

本文介绍一种亚超音速机翼最佳弯扭综合设计的计算方法,它应用了有限基本解方法。分别在亚超音速各选取一个设计点(M数和C_L),进行机翼弯扭设计,其目的是减小与升力相关的阻力。在此基础上,顾及亚音速和超音速这两个设计点的气动力特性,还要兼顾到飞机其它性能和结构上实现的可能性,进行机翼的综合设计。本文分别给出了亚音速最佳弯扭设计,超音速最佳弯扭设计和综合设计的计算结果。经过分析表明,计算结果是合理的。     

F-22气动设计和气动性能分析(上)

美国F-22先进技术战斗机首次将隐身、高机动性和敏捷性、超音速巡航等特性融为一体,达到了任何现有和研制中战斗机无法比拟的性能和作战优势。这些单项技术本身就颇具挑战性,再加上要将它们融为一体,可以想象F-22在气动设计方面所面临的挑战也是前几代战斗机所不曾遇到的。     

战斗机垂尾脉动压力数值模拟

在亚跨超计算流体力学（CFD）软件平台（TRIP）上开发了基于RANS/LES混合思路的IDDES流动模拟技术,并通过NACA0021翼型60°大迎角分离流动与串列圆柱绕流模拟对RANS/LES混合方法的精确度进行了验证,针对某战斗机外形的垂尾脉动压力开展了数值模拟研究。战斗机来流马赫数为0.1,基于全机长度的雷诺数为2×10⁶,模型迎角为20°、30°和40°。分别通过脉动压力系数、脉动压力功率谱密度、空间流动结构以及侧向力响应曲线等对战斗机的垂尾脉动压力进行了分析。脉动压力模拟结果表明：当垂尾完全沉浸在边条翼脱体涡破碎后的宽频湍流脉动气流中时,垂尾翼梢位置的脉动压力会发生明显的增大。     

民用飞机垂尾和后机身连接结构设计与研究

民用飞机垂尾是飞机结构的主要受力部段,垂尾和后机身的连接处受力复杂,是飞机设计的难点之一。参考国外成熟机型垂尾和后机身连接方案,分别从重量、制造、装配、损伤容限、维修性等方面详细分析了垂尾和后机身多种连接方案的优缺点,研究并设计出一种改进的垂尾和后机身连接方案。     

伸缩机翼变体飞机气动特性研究

伸缩机翼变体飞机通过机翼伸缩调整机翼展长,从而改变机翼面积和展弦比,改变飞机的气动布局和机翼的气动特性,满足多任务点的设计要求。简要介绍伸缩机翼变体飞机的发展历史,重点研究一种采用伸缩机翼设计的超音速飞机的气动特性变化。研究结果表明：亚音速时机翼展长伸长,展弦比增大,飞机诱导阻力降低,升阻比提高,可以明显提高飞机的航程;超音速时机翼展长缩短,展弦比减小,飞机的波阻降低,升阻比增大,提高了超音速飞行性能。伸缩机翼概念用于超音速飞机设计时能很好地兼顾亚音速巡航和超音速冲刺。