收敛形进气道数值研究的验证

介绍一种新型的、具有最小喉道面积的三维高超声速进气道 (称之为收敛形进气道 )的数值和实验研究结果。表明使用这种形式的进气道 ,在整个飞行速度范围内可以降低阻力和高超声速发动机表面的热防护要求 ,通过降低外压缩表面的倾斜度和减少进气道及燃烧室壁的面积就可以做到这一点。在采用低维次流动的气体动力设计方法的基础上设计成这种形式的进气道。计算是在无粘气体模型构架内用有限体积法进行的。同时用边界层方程计算出计及粘性的气流特性和进气道特性。数值算法是通过收敛形进气道的有限宽楔形外压缩表面的计算和实验数据来验证的。进行实验研究的马赫数M=2～ 1 0 7,基于模型进气道高度的雷诺数Re=( 1～ 5) × 1 0 6。数值计算与实验结果一致性很好。这些结果也和通常的二维进气道的数据作了比较。     

《@6教你开飞机》专栏之二十二 分队战术 第三部分

流动四指编队和鹅群队形机群的比较这两种分队战术没有明显的分别,各有其优缺点。不过不能忽视下列因素:数量、相互支援及交战过程中的配合。如果流动四指编队做好防御,尤其是与松散编队相结合时,能够大大增强攻击能力。如果敌人的战斗单位较少或能力较弱,攻防平衡利于流动四指编队的发挥。流动四指编队并非局限为四架战斗机。当只有三架战斗机可以战斗时,另一架作为自由单位,这样战斗能力有所削弱。如果     

斜激波极值规律的边界层影响

采用边界层理论与斜激波/膨胀波精确算法，建立一种结合Eckert参考温度法和Illingworth-Stewartson变换法优势的边界层权重算法，用于研究超声速黏性楔面边界层位移厚度对斜激波极值规律的影响。分别应用层流Navier-Stokes方程和湍流Navier-Stokes方程的CFD解算器对边界层新模型进行了算例精度评估。在来流马赫数为1.2~2.4和楔面角为3°~20°的范围内，压强比的相对误差小于0.1%。计入层流与湍流边界层影响的理论模型研究表明，边界层影响使得最优马赫数增加；对于层流边界层，最优马赫数增量约为0.001 5~0.003 3；对于湍流边界层，最优马赫数增量约为0.002 8~0.006 1。     

弹丸超声速绕流的Navier-Stokes模拟

本文轴对称Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组出发，采用高分辨率对称ＴＶＤ格式数据模拟了包括底部回流区在内的弹丸超声速绕流流场。     

关于固体火箭发动机的比冲预测

本文对固体火箭发动机的比冲预测作了专题综述。文中介绍了目前预测比冲所用的两种主要方法。分析了发动机中的比冲损失。关于比冲预测中的一个重要课题——二相流损失的计算方法进行了比较详细的分析讨论。     

四代机发展之辨

最近一段时间以来,四代机的话题被媒体炒得很热。去年,美国抛弃了原来的四代论,取而代之提出了一个五代论的观点,在2007年第6期的《航空知识》上,我和傅前哨、徐德康两位同志也一起讨论了这个话题。此外,俄罗斯、日本、韩国     

2级脉冲爆震发动机中超声速射流对撞诱导激波聚焦试验研究

为研究2-St age PDE中连续超声速射流及结构参数对撞诱导激波聚焦的影响规律,在冷态条件下开展了2-St age PDE中连续超声速射流对撞诱导激波聚焦的试验。分析了喷口宽度、导流环深度、凹面腔开口端与喷管间距、尾喷管角度、射流入射压力等参数对凹面腔底部峰值压力的影响。结果表明:喷口宽度、导流环深度、凹面腔开口端与喷口间距、射流入射压力越大,凹面腔底部峰值压力越大,激波聚焦效果越好;尾喷管角度越大,凹面腔底部峰值压力越小,激波聚焦效果越差;喷口宽度、导流环深度、射流入射压力对激波聚焦的影响较大。     

英法联手开展无人作战飞机研发

英国国防大臣菲利普·哈蒙德与法国国防部长让-伊夫·勒德里安于7月15日在范堡罗航展签署了一项协议,决定于今年10月正式启动一项为期两年的“未来作战航空系统”（FCAS）的可行性研究。此举标志着两国在20世纪60年代合作研制“协和”超声速客机后,时隔半个世纪在航空航天工业领域重启密切合作的新时代。     

超声速条件下多体干扰与分离试验研究

采用根据国外公开文献设计的类CAV模型,在0．6m×0．6m 跨/超声速风洞中开展了多体干扰与分离网格测力试验研究,初步获得了典型多体飞行器分离过程中的气动特性变化规律。试验结果表明,载荷模型气动特性受分离位置变化影响非常明显。载荷模型沿轴向分离时,气动力（矩）逐步接近自由流中气动力（矩）值,载荷模型法向位置改变会引发其气动力（矩）值发生更为剧烈的变化。引发这种现象的原因有两个：一是尾迹和头激波的发展改变了不同轴向位置处载荷模型的表面流态,从而影响了其气动特性;二是母机模型底部流动具有明显的非对称膨胀特征,不同法向位置处流速大小和方向差异明显,导致载荷模型气动特性随法向位置变化更为剧烈。