国外高超声速飞机动力发展研究

常规水平起降、可重复使用的高超声速飞机是未来军民用航空器的重要发展方向之一。本文针对高超声速飞机的使用需求和动力技术发展难题，概述了美国、欧盟、英国高超声速飞机动力的发展现状，提出了我国高超声速飞机动力发展的建议，为制定我国高超声速飞机动力发展战略提供参考和借鉴。     

二维超燃冲压发动机尾喷管优化设计

为得到二维超声速燃烧冲压发动机尾喷管最优型面，建立了二维尾喷管基于N－S方程的优化设计模型，运用复合形优化方法对该模型进行求解，得到了尾喷管型面的优化设计，结果表明，尾喷管性能参数有明显的提高，推力系数和升力系数升高，俯仰力矩系数降低。同时，随着飞行马赫数的降低，推力系数和俯仰力矩系数都会下降，而升力系数却上升，并且初步研究了尾喷管下壁长度对尾喷管性能的影响，为超燃冲压发动机尾喷管设计提供一定参考。     

国外第二代超声速民用运输机(SST)发动机的研究

叙述了国外第二代超声速民用运输机（SST）发动机的主要要求，研究特点；着重介绍了美国“高速民用运输机”（HSCT），英国“先进超声速运输机”（AST），法国“未来超声速运输机”（ASTF），日本“高超声速运输机”（HST）等第二代SST发动机的研究情况，以及在燃烧室，尾喷管，进气道和高温材料等关键技术方面的研究成果。     

飞/发性能一体化技术在航空发动机设计中的应用

分析了国内外飞/发性能一体化设计技术的发展,中国现处于飞机和发动机双方通过协调确定各自技术状态阶段,尚未开展系统一体化设计。详细阐述了前机身、进气道与发动机在流场、流量及隐身性能,发动机尾喷管与飞机后机身在安装性能、隐身性能,飞机功率提取、环控引气与飞/发性能、稳定性等一体化设计技术的研究内容。详细分析了在航空发动机研制中应用飞/发性能一体化技术的主要关注点,并指出了飞/发一体化设计技术推广应用的方向。     

高超声速飞机动力需求探讨

近年来,随着高超声速技术的长足进步,特别是在超燃冲压技术逐渐面向工程化的背景下,关于高超声速飞机及其动力系统的讨论也频繁出现。为了在宽速域条件下工作,基于不同热力循环工作模式的组合动力系统相继被提出,高超声速飞机的动力发展形式出现了百花齐放、百家争鸣的局面,也对高超声速飞机动力系统的选型提出了巨大挑战。通过对飞机发展史及高超声速相关发展技术的综述,阐述了现阶段组合动力是高超声速飞机动力主要发展方向这一结论,针对高超声速飞机需求,梳理和分析了几种高超声速组合动力系统的工作原理、工作特性及优缺点,并展望了采用组合动力系统对未来高超声速飞机研究带来的挑战。随着飞行速度的提高,高超声速飞机和动力系统的一体化势在必行。     

强预冷涡轮发动机关键技术分析

以强预冷技术扩展现有成熟涡轮发动机的飞行速度范围，从而实现与超燃冲压发动机的“接力”，是高超声速飞机动力的一种典型方案。强预冷涡轮发动机的研制，需要系统性地攻克一大批关键技术。根据国内外研究现状，本文梳理了强预冷涡轮发动机的技术难点，对相关关键技术进行了分析和归纳，如有适应宽工况范围的高效紧凑预冷器设计和加工工艺、预冷系统与涡轮发动机全工况匹配技术、强预冷发动机与进排气系统协同设计等，为国内组织开展相关研究和工程研制提供参考。     

国外高超声速飞机发展分析

高超声速飞机突破现有飞机的速度与高度包线，具有可重复使用、宽速域飞行的技术优势，是未来飞行器技术发展的重大方向之一。国外正加快高超声速导弹向飞机平台的技术转化，已设立多个高超声速飞机研究项目，研究进展较快。本文总结了国外高超声速飞机的研发历程与研究项目整体情况，梳理了在研重点型号的概念方案和研究进展，分析了国外高超声速飞机的主要发展趋势。研究认为，面对国外高超声速飞机加速研制的态势，我国应加强对动力等关键技术的攻关，提高试验能力，为高超领域的科技竞争奠定基础。     

美国低声爆超声速技术研究取得突破

2012年4月初，美国航空航天局（NASA）宣布，其风洞试验证明了可以设计出兼具低声爆和超声速巡航高升阻比两种特性的飞机构型，这表明美国在低声爆超声速飞机设计研究上取得了突破。这项技术进展对于民用和军用超声速飞机发展都较为关键，尤其是民用超声速飞机。     

PW公司准备研制远程攻击机和侦察机的发动机

在成功衍生研制了JSF的动力装置F135发动机后 ,PW公司准备以F119发动机为基础再衍生研制未来远程攻击机和远程侦察机的发动机。另外 ,美国空军还试图以F119发动机为基础研制大型无人侦察机的发动机。　　远程攻击机在执行攻击任务时要求具有高的飞行速度和长的飞行距离 ,远程侦察机要求具有非常长的续航时间、较弱的红外和雷达信号以及需要用于驱动传感器和各种情报采集设备的电力。为此 ,PW公司正在为F119未来改进型发动机开发和验证以下技术 :1)开发长航时超声速巡航技术 ,使未来飞机能够以超声速飞行几个小时 ;2 )开发用于旋转结构…     

发动机总体与尾喷管三维并行设计研究

为解决某型涡扇发动机尾喷管改型中的流量匹配问题,利用iSIGHT软件平台集成零维发动机性能计算程序和三维混合室和尾喷管的流场计算程序,运用数值缩放(Zooming)技术,实现了混合室和尾喷管型面以及进出口面积的自动修正,解决了尾喷管和发动机流量匹配的问题,并准确地反映了混合室和尾喷管三维流动效应对流量系数、推力系数以及发动机工作点的影响.该方法可为实现涡扇发动机其它部件的Zooming技术提供有意义的参考.      

超声速发动机温度测量技术发展现状

火焰温度及温度场分布的测量是航空航天超声速发动机测量技术的重要环节。由于超声速发动机内部温度过高、工况复杂恶劣,应用于亚声速发动机的接触测量技术已难以达到测量要求。针对超声速发动机温度测量传感器的设计方式、试验、温度、测量误差等核心问题,本文综述了现阶段超声速发动机接触式温度测量的方法,重点介绍了辐射与红外测量、可调谐二极管激光吸收光谱（TDLAS）、相干反斯托克斯拉曼散射（CARS）及温度敏感涂料（TSP）等非接触温度测量技术在超声速发动机应用的研究进展和发展趋势,对后续的超声速发动机温度测量技术研究工作具有一定的借鉴作用。     

国外水平起降临近空间高速飞机动力的发展

临近空间高速飞机的飞行包线宽广,常规动力不能满足需求,必须采用组合动力。涡轮基组合循环(TBCC)发动机能实现高超声速飞行器水平起降,是临近空间高超声速飞机的最佳动力。首先从TBCC技术研发路线入手,总结出TBCC主要技术研发领域,如高速涡轮基技术、冲压/超燃冲压发动机技术、飞发一体化技术和热防护技术;其次结合TBCC典型研究计划(RTA、FaCET、TriJet、LAPCAT和SR-72),归纳出每个计划的关键技术及进展,并对各方案的未来发展应用进行阐述;最后对TBCC的发展趋势和技术特点进行了总结。     

变循环发动机对飞机飞行性能影响研究

将飞机气动特性、发动机性能以及进/排气系统安装损失等模块集成为飞机/发动机一体化计算模型。对比分析了带CDFS的双外涵变循环发动机(CDFS VCE)、带FLADE的双外涵变循环发动机(FLADE VCE),以及同时带FLADE和CDFS的三外涵变循环发动机(ACE)和混排涡扇发动机(MFTF)装于不加力超声速巡航战斗机的飞行性能。结果表明,相比于MFTF,安装VCE后,飞机的起飞重量减少3%～4%,且FLADE VCE的性能最佳,ACE次之,CDFS VCE再次之。在亚声速巡航状态,VCE进/排气系统的安装阻力较MFTF显著降低,安装耗油率降低2%～3%;在超声速巡航或超声速盘旋阶段,VCE的性能优势不甚明显。     

论机动飞机机体/进气道一体化

机动飞机／发动机一体化,一直是多年来国际上研制高机动性战斗机中不容忽视的一项重大课题,目的在于提高发动机包括进气道、尾喷管在内的推进系统的工作效率和稳定性。列举了国外的一些型号,特别是有分叉进气道战斗机在研制中必须加以考虑的一体化问题,并从设计原理的角度,给出了一些旨在提高性能与安全性的可供选择的进气道构形。     

高超声速飞机机载作动系统发展分析

吸气式高超声速飞机面临严酷的高动压、大热流飞行环境，要求机载系统既要兼具高功率、高效能与高耐热能力，又要满足严苛的体积、重量（质量）与能量约束，给飞控作动系统设计带来了极大的技术挑战。本文通过对高超声速飞机任务和平台动力特点的分析，系统地论述了其飞控作动系统面临的挑战，包括能源、结构和热管理等问题。基于已有高速飞机的公开资料，对作动技术发展现状进行了梳理，结合热管理与机载能源的发展趋势，展望了高超声速飞机作动系统的重点发展方向，并给出了具有可行性的发展路线。     

基于相似原理的风车状态进口空气流量和内阻力估算方法

风车状态进口流量和内阻力是试飞安全评估中必须获取的重要信息。为评估燃烧室空中复燃能力和风车状态下飞机阻力,在1维管流理论基础上,结合流量连续原理,介绍了1种通过直接测量尾喷管出口马赫数、间接获取空气流量和内阻力的测量方案,并根据相似原理,将其推广应用至不同几何的发动机,发展了1种不依赖发动机部件特性,且适用于不同几何结构的涡喷/涡扇发动机通用的风车状态空气流量和内阻力估算方法。最后以GE公司的CF34-10A发动机为例,对其风车状态下的进口空气流量和内阻力进行了估算,估算结果与GE公司提供的风车状态数据吻合,满足工程需求。该方法对多发飞机起飞、爬升、着陆以及巡航阶段单发失效时的飞机阻力性能估算和风车起动研究具有重要意义。     

航空发动机控制系统的研发与展望

对国内外军用航空发动机控制系统的研制现状和今后的发展方向进行了归纳和分析,主要对主燃油控制、加力燃油控制、尾喷管控制、防喘控制、发动机状态监视和故障诊断各系统的技术特点,方案选择,研究动向进行了介绍和评述。从航空发动机控制系统近年来取得的进展,特别是全权限数字电子控制(FADEC)技术的研究和应用,可以看出航空发动机控制系统的发展潜力巨大,将会对飞机和航空发动机的研制和发展产生巨大的影响。      

单外涵变循环发动机变几何特性仿真

为了研究单外涵变循环发动机变几何性能收益,建立了一种单外涵变循环发动机总体性能仿真模型,并通过算例验证 了仿真模型的计算精度。根据不同飞行状态的发动机控制规律和最优控制目标,模拟生成3种变几何方案最佳变几何参数以及 最佳节流特性和高度-速度特性。结果表明：在设定的控制规律下,相对发动机常规变几何方案（方案1）,尾喷管、混合器与低压 涡轮导向器可调的变几何方案（方案3）使发动机地面节流状态耗油率降低1.7%～3.0%,超声速巡航推力增大14%～29%,亚声速 巡航耗油率降低0.9%～3.1%,在3种变几何方案中性能收益最大;尾喷管与混合器可调的变几何方案（方案2）使发动机地面节流 状态耗油率降低1.2%～2.2%,超声速巡航推力增大3%～17%,亚声速巡航耗油率降低0.9%～1.2%,在3种变几何方案中性能收 益居中。发动机变几何方案的选择应综合考虑结构复杂度、可靠性、质量等方面的代价与基于特定任务需求的总体性能收益的 平衡。     

美国研究超声速低声爆推进系统

美国在提高超声速运输机的巡航飞行性能和降噪方面已经取得了突破性的进展，使美国NASA和工业界对于超声速运输机重回陆地上空执飞日常航班的信心大增。目前，他们正在进行与机体一体化的低噪声推进系统研究，本文介绍的是创新性的低声爆发动机短舱和尾喷管。     

民用超声速飞机面临的技术挑战

人类追求超声速度脚步并没有停止,有关新一代民用超声速飞机技术的研究仍在延续,人们通过不断开发出新的气动技术,包括机体、发动机和环保技术。未来超声速民用飞机的基本设计要求首先是超声速巡航状态下具有高升阻比,低油耗,远距离飞行性能,同时更为突出的是它的低噪声、低声爆、低排放的环境友好性。气动技术箭形机翼具有在超声速飞行条件下最佳的气动性能,但是采用箭形机翼的飞机在起