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。     

欧洲战斗机“台风”设计特点剖析

这种轻型战斗机具有对空对地多用途能力，精选远耦合鸭式布局使飞机实现了超音速巡航，飞机的无顾虑操纵和最新先进武器使其空战效能将是改进型第三代战斗机的１～２倍，对地作战效能将是１．２５倍。     

无垂尾战斗机气动布局初探

常规战斗机往往需要采用大垂尾,甚至倾斜双垂尾布局,这就需要付出气动性能(尤其超音速阻力性能)和重量代价。而对于具有超音速巡航能力的战斗机,超音速阻力特性往往是设计临界点之一,垂尾的代价是昂贵的。减小垂尾尺寸,甚至完全取消垂尾,既可减小雷达反射面积,又可降低超音速阻力,还可能减轻重量,因此,无垂尾战斗机方案越来越受到重视。     

飞机气动力与隐身一体化外形参数模糊优化

第4代战斗机既要求超音速巡航能力和突出的隐身能力,又要求在高亚音速有较高的机动性即格斗能力,必须综合考虑亚、超音速气动力及隐身对飞机外形参数的要求。     

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…     

YF—23A先进战术战斗机的试飞

这是一种替代Ｆ－１５的先进战术战斗机。其在保持空中优势战斗机所必需的敏捷性的同时，又增加了隐形技术和超音速巡航能力，演示－验证计划 晨研制武器系统原型的各个方面所作的首次尝试而且该计划远远超出了传统的原型发动机和原型机体研制方法的范围。     

第四代战斗机推进系统循环参数优化研究

本文对有和没有超音速巡航任务段的第四代战斗机推进系统的循环参数进行了最优化计算,分析了超音速巡航距离、发动机全寿命费用和部件效率对发动机最优循环参数选取的影响。结果表明宜采用小涵道比涡扇发动机,而且不考虑费用时涡轮前温度取值越高越好,考虑费用时则有最大值;提高发动机部件效率对循环参数取值影响较大,而且使飞机性能提高较多。      

F-22 战斗机的机器人表面喷涂

Ｆ２２是一种超音速巡航隐身战斗机，要求有良好的重复性及可靠性好的喷漆，以保证低的可探测性。介绍了用机器人喷涂的原因及其效果。简单报道了迷彩的特殊工艺     

F—SS战斗机的机器人表面喷涂

Ｆ－２２是一种超音速巡航急性央战斗机，要求有良好的重复性及可靠性好的喷漆，以保证低的可探测性。介绍了用机器人喷涂的原因及其效果，简单报道了迷彩的特殊工艺。     

未来空战与推力矢量技术

从隐身性、超音速巡航、超机动、敏捷性和短距起降等影响空战效能的因素入手 ,研究了推力矢量技术对上述影响空战效能因素的作用。结果表明 ,推力矢量技术是未来战斗机必不可少的关键技术之一。     

下一代战斗机设计中的几个飞行力学问题

综述了下一代机设计中的超音速巡航和隐形，敏捷性与过失速机动和空战模拟等几个飞行力学问题，讨论了这些问题提出了背景，每个问题中涉及的飞行力学内容，介绍了国内外在这些方面的进展，着重讨论其中的过失速机动的机理，典型飞机的非线性控制律设计以及建立作为战斗机作战效能评估所用的空战模拟软件，并在其设计中应当考虑的几个主要问题，而由此得以相应的结论。     

先进战斗机超声速巡航过程中的燃油温度变化特性分析

战斗机广泛地使用燃油作为飞机发热部件的热沉,先进战斗机在综合热管理技术的发展基础上,更加充分有效地利用燃油来冷却.用热量平衡方法建立了燃油传热关系数学模型,分析了超声速巡航状态下油箱中的燃油温度随时间的变化.结果表明:战斗机在超声速飞行状况下,影响燃油温度的最主要因素是飞行马赫数和燃油的回流量.应用C软件通过计算仿真来求解油箱内燃油温度.      

机动飞机的发展前景

给出了新一代歼击机的主要战术技术特点及国外为之开发的技术措施主要方向。首先提出了新一代歼击机超声速机动能力和超声速巡航能力的必要性 ,论述了直接控制能力的机动优势及采用超临界迎角的机动对飞机的要求 ,然后对动力装置、操纵系统、结构材料、隐身技术和气动外形布局等 5个方面的技术发展分别作了介绍本文给出了建立新一代歼击机布局的基本方向     

变循环发动机对战斗机任务性能影响计算研究

为了研究战斗机任务性能模型的可行性,以战斗机为研究对象,假设其安装变循环发动机,以F-22战斗机机内燃油和带副油箱的任务性能为标准结果,考虑全部的飞行过程,对所建立的模型进行可行性验证。结果表明:计算得到的F-22战斗机内燃油和带副油箱任务性能与文献中的标准结果十分接近,误差分别为0.76%和0.24%;假设的变循环发动机使得加速及超声速飞行等涡喷模式的耗油率降低20%,亚声速巡航航段涡扇模式的耗油率降低25%,变循环发动机能够使战斗机的转场航程增加27.2%,亚声速截击任务剖面的作战半径增加29.1%。本算法具有一定的准确性,可信度较高。     

超声速巡航发动机设计点参数选择

针对高性能军用发动机实现不加力超声速巡航所需要高推力性能的要求，并兼顾经济性、提出了发动机设计点热力参数的优化选择方案，并利用建立的发动机仿真程序，对某型发动机进行了计算，对提出的方案进行了验证。     

第四代战斗机的动力装置

本介绍了国外第四代战斗机对动力装置的要求,归纳了第四代战斗机发动机的主要新技术,分析了第四代战斗机发动机在超声速巡航、可探测性、全寿命费用和发展潜力等方面所具有的优势,最后总结了第四代战斗机发动机发展过程中的几个重要特点,并对发动机技术发展进行了展望。     

变循环发动机组合变几何调节方案

基于面向对象的设计思想,设计出了一个双涵道变循环发动机(VCE)的性能计算模型,并选取了双涵道VCE具有代表性的典型工作点,进行了双涵道VCE的组合变几何调节的相关研究.结果表明:在双涵道VCE的亚声速巡航和超声速巡航工作点,合理调节风扇导流叶片角度可以更大程度发挥双涵道VCE性能优势;在亚声速巡航工作点时选取的方案4和超声速巡航工作点时选取的方案4均比双涵道VCE设计点的变几何调节方案性能更优.     

超音通流风扇发动机循环分析

超音通流风扇发动机概念新、优点突出.本文发展的计算机程序能对不同类型发动机进行循环分析和某些参数的优化计算,对一架Ma=2.7的超音巡航运输机进行了算例分析.计算结果表明,超音通流风扇发动机耗油率大大低于常规涡扇和涡喷发动机,重量轻,推重比高,亦有明显优势.有效解决飞行剖面上进气道与发动机相容性问题,对提高推进系统性能关系很大.     

超燃冲压发动机燃烧室的积分分析方法

本文以Billig模型和公式为基础,给出了超音燃烧室的分析计算方法;并以燃烧室的进口马赫数是2.2为例,对燃烧室的工况、壁型及参数变化进行了详细的分析研究。所得结论,有助于对超音燃烧室的理解和设计。     

弹用超音速燃烧冲压发动机

本文综述了飞航式导弹所用超音速燃烧冲压发动机的基本原理、分类及其特点.