提高对地攻击精度的技术途径

本文简要地分析了攻击飞机在战争中所受到的主要威胁,提出了在现代战争环境下提高对地攻击精度的技术途径。     

计算流体力学（CFD）在气动非设计状态中的应用

文章讨论了CFD（即计算流体力学）在气动非设计状态应用的现状、发展趋势和远景目标。包括失速等不利的飞行状态和噪声等不利的流场现象。所有这些都属于难解的紊流问题，求解的精度依赖于计算机程序中处理紊流的方式，也依赖于计算机的计算能力。将会产生由雷诺平均表示法到大尺度涡流模拟法的计算技术发展。对紊流和有关工程的试验研究方法将在今后许多年里逐步减少使用。但CFD方法将会充分利用本世纪计算机技术的发展，它将不再局限于和风洞试验竞争，还会进一步和飞行试验竞争，只是还要得到飞行试验验证。与其它学科综合将使人们能够预测如抖振、声致疲劳、驾驶员诱发振荡等临界现象。在执行“巨大挑战性的”严格的理论计算和依靠CFD设计手段两者之间永远都是有误差的。目前最重要的需求在于公众和客舱的噪声，该领域还没有具有工程精度的计算方法。另一方面，在失速和尾旋方面已经取得令人满意的进展。     

用CFD方法研究分析三元动失速

文章叙述了用CFD方法对三元动失速进行数值模拟研究。研究使用了合适的两方程紊流模型和多块结构网格，实时地求解纳维一斯托克斯（N-S）方程进行分析。研究的机翼翼平面是正方形，翼型是NACA0012。在这种情况下翼尖形状未经整流，会有尖细的边缘，为了精确模拟翼尖处的流场投人了许多精力。计算结果显示，这种情况下整个翼展的动失速涡流随时间发展历程呈典型的希腊字母欧米加Ω形。计算结果与机翼及流场表面压力分布试验数据符合得很好。更重要的成果还有三元动失速涡流与翼尖涡流的相互作用。结果显示，这两种涡流看来起源于同一个区域，这同一个区域就是翼尖前缘。整个构型的涡系呈Ⅱ-Ω形。据我们查阅文献资料，该项研究是首次对三元动失速进行细致全面的数值模拟研究。     

民用航空与环境挑战（下）

提高传统涡扇发动机的总推进效率方程(2)中的总推进效率η可以用两个参数之积来表示：η=ηEηP     

世界主要支线飞机公司在研项目概况

主要介绍了巴西、加拿大和美国一些支线飞机公司在研项目的概况，主要包括项目的启动时间，投资情况、进展情况以及未来的发展前景。     

飞机设计诸要素

旨灰读者指明设计一种可满足规定性能标准的新收音机时所应做的工作。它先讲述了在方案设计阶段如何计算飞机性能，接着又介绍了像诸如隐身技术（非密级内容）、降低阻力、大迎解飞行等研究项目，这将使飞机设计人员在设计过程中少走弯路。     

F／A-18E模型机翼急剧失速的跨音速实验观察

为了研究失速期间翼面上的流动原理，一个8％的F／A-18E模型在NASA兰利中心16英尺跨音速风洞中进行了跨音速风洞试验。使用的技术方法集中在力、力矩、压力以及压力敏感测量相关的静态（或时间平均）和不稳定风洞数据与不稳定风洞失速事件上。文章集中在F／A-18E飞机的试制批构型在M数0．90时获得的数据上。通过天平随时间的变化过程和压力测量以及通过对大量仪表信号的均方根（rms）计算，获得了机翼在失速过程中发生在机翼上的动态不稳定性。其次是概括了整个有关影响机翼失速过程的压力透视。通过分离迅速前移触发的不稳定事件观察8％F／A-18E模型感受的机翼急剧失速，在一个非常小的攻角增量范围内就能迅速地使分离从后缘前移到前缘襟翼铰链线。发生分离的攻角因试验而不同，攻角增量大于1。。使用压力敏感涂料观察了同时发生在两个翼段或不对称翼段上的机翼急剧失速。在深入了解发生在机翼上表面的流动结构和这些结构可能的不对称时，压力敏感涂料数据和机翼根部弯矩数据是必不可少的。8项静态数据试验进行的重复性分析为机翼急剧失速不稳定气动特性提供了一种快速、价廉的检验。重复性分析结果与用不稳定测量技术捕获的数据非常符合，该方法必将用于确定用专用仪表测量的、更复杂的不稳定数据的试验环境。     

急剧机翼失速计划介绍

急剧机翼失速（AWS）计划已经用实验、计算和仿真工具研究了无指令跨声速的横向运动问题，比如自动倾斜问题。同时给出了制定AWS计划的背景以及计划的目标。为了了解导致预生产型F／A-18E不希望的运动的基本流动机制，从专用跨音速风洞试验和计算研究中搜集了定常和非定常流场详细数据。AWS计划也已经为跨音速流状态修改了自由滚转（FTR）风洞试验技术，该技术传统上用于低速横向动态稳定性的研究。这个FTR的能力首先在概念证明研究中被验证，然后应用于四个不同飞机结构的评定。对于两种已经被证实在全尺寸飞行状态（预生产型F／A-18E和AV-8B在极端飞行包线下）时容易发生自动倾斜的结构和两种没有表现出自动倾斜的结构（F／A-18C和F-16C）评估了静态试验和FTR试验的品质因素图形。已经从那四个飞机结构的气动力计算研究和F／A-18C与F／A-18E机翼之间的种种外形的影响计算量化中获得了正确的设计思想。最后，AWS计划在飞行之前对在模拟器中评定实验发现的横向动作对飞行性能的影响提供指导。     

美国空军协会关于未来远程打击系统的研究

文章是美国空军协会关于美国未来远程打击系统的分析报告。报告回顾了美国远程打击系统，主要是战略轰炸机的发展历程，分析了目前远程打击力量的不足，并展望了未来系统的发展方向。     

高亚音速翼梢小翼的设计方法和风洞试验结果

翼梢小翼是安装在翼尖上的、比较小的、几乎垂直的、像机翼一样的表面，在相同的升力条件和亚音速马赫数条件下，它所获得的阻力系数的减小量要比相同结构重量损失下单纯的翼尖延伸的阻力系数大。主要表面安装在翼尖的后上方，较小的次要表面安装在翼尖的前下方。文章包括有关这些表面设计的讨论：测量到的这些表面对第一代窄体喷气式运输机机翼设计状态的空气动力学、力矩和载荷产生一定的影响；并且把这些影响与翼尖延伸所产生的影响进行比较，其结果是翼尖延伸翼身接合处弯矩的增加量与增加翼梢小翼后翼身接合处弯矩的增加量大致相当。这项研究的试验是在兰利8英尺跨音速高压风洞中进行的。在设计马赫数为0．78，靠近设计升力系数的情况下，翼梢小翼结构可使诱导阻力减小约20％，并使机翼的升阻比增加约9％，升阻比的这个增量比翼尖延伸获得的升阻比大一倍多。增加翼梢小翼后的俯仰力矩系数的负增长小于通过翼尖延伸获得的俯仰力矩系数。试验结构表明与翼尖延伸相比较，通过翼梢小翼得到的整体性能的改善与上翼梢小翼的安装角有明显的关系。