美国预警机技术发展趋势

文章以美国预警机的在役和在研型号为主要依据，叙述了预警机在高效率武器体系构建中的核心作用，分析了美国预警机在役型号的发展历程和技术特点以及美国在研的21世纪最先进的E-10预警机为适应信息战、网络战发展而具有的性能特点。     

未来全球运输机

执行人道救援和军事任务对运输机性能的需求越来越高。对于大载重量、远航程使命而言，常规布局飞机似乎已接近于性能极限。要研制超出目前最好性能飞机的运输机，可供选择的构型在性能和成本方面似乎有可能获得期望的进展。文章介绍了两个高性能远程运输机设计构想，第一种飞机设计采用传统的机翼-机身-尾翼构型，而第二种飞机设计采用机翼-机身一体化构型。     

F-22飞机结构／气动弹性设计利用MDO实例过程

文献记载的战斗机在设计、制造或工程管理期间应用多学科优化（MDO）的事例不是很多，文献记载的有关已经能飞行的飞机更是罕见。文章概括描述了F-22战斗机的全部设计过程，重点描述了应用MDO的气动力弹性／结构设计过程。设计过程中最重要的工作是建立飞机有限元模型（A／V FEM）。A／V FEM是链接设计要求与载荷、颤振、应力、动力学与控制律设计过程的通用组成成分。相互依赖的多学科处理过程包括满足颤振要求的刚度处理、适应外部载荷再分配的控制律处理、满足装载特性要求的挠曲与刚度处理、气动力弹性优化大题目内的应力大小分析与气动伺服弹性滤波器设计。一个受约束的适合于载荷、应力、颤振、动力学、控制律集成、重量估算等等的A／V FEM是担负优化设计的有效手段，成功的A／VFEM能出色地进行刚度与载荷设计，结果形成既满足飞机性能要求又顾及结构参数设计成功迭代的最小重量优化设计。根据构型管理，结合特有的专业分析程序、全部的飞行轨迹、数据处理过程等来调整大规模的A／VFEM。如果使用结构分解／反向变换方法的话，利用大规模模型的回报将在相当程度上节省人的工作时间。详细的载荷网格、燃料箱燃料-蒸汽边界与飞机机动姿态及过载相匹配、详细的内部和外部加压等等以前的难题现在都能顺利地解决，满足了一体化的产品可维修性评价和分析技术（IPT）要求。该计算方法为了反映风洞非线性压力分布而修改壁板挠性压力载荷，特别是应付操纵面偏转，因而能极度逼真地模拟挠曲对刚性的系数以及柔性载荷的计算。最后，这些计算功能和使用简便性使其能够成功地处理广域网之间的数据和多种场所的计算。另外，实时计算结果以关系式数据库的方式存储就能够对争论难题快速直接地解答。     

未来飞行器的结构（2002-2023年）（1）

以高级飞行状态进行旅行还远远没有实现。人类还面临着不断改进飞行性能的挑战，即减小空中飞行器的购买和使用成本，充分开发和利用人类至今仍然难以了解和掌握的飞行的潜在利益。为了实现这一目标，在今后20年当中，我们能够预计取得怎样的进步呢？作者试图通过对结构技术在规定的时间内的发展设想来回答这一问题。作者的这一设想涵盖了验证、通用、军用和商用航空领域。     

高空长续航力传感器平台的大面积气动控制

文章对大面积气动控制方案在高空长续航力（HALE）传感器平台上的应用进行了研究。主要集中在联合翼飞行器上。这种飞行器具有主流高空长续航力飞行器所具有的两个典型的性能缺陷。第一个是由于这种布局产生的很大的转动阻尼导致在着陆时的最小的转动速率。它显示多点分布的控制面有助于满足转动速率要求。第二个是起飞总重对于最大升阻比的敏感性。设想的任务需求推动燃料比例达到一个很高的水平，升阻比小幅变化导致燃油需求减少进而大幅减少飞行器重量。这表明用于满足转动需求的技术也可以用于主动控制巡航中的扭转和弯度，并对飞行器的重量和续航力有适度的影响。     

多段翼型增升小翼纳维-斯托克斯方程分析

装有扁平板增升小翼的多段翼型流场数值分析已经完成。研究的小翼装在接近主翼段后缘，高度范围是0．25％～1．25％参考翼型弦长。二维数值模拟在嵌入式结构拓扑网格上采用不可压缩纳维-斯托克斯（N-S）方程求解分析。新的网格细化提高了网格边界重叠部位的计算精度。在固定雷诺数条件下，对装有窄缝襟翼的二段翼型研究了各种小翼的影响。计算和实验结果都表明，相对未装小翼的基本翼型，主翼段凹陷处装有小翼提高了最大升力和升阻比。计算得出的流线分布揭示，正是小翼的存在引起了襟翼流场分离的减弱。也研究了三段翼型在一个雷诺数范围内的流场情况。对优化的襟翼来说，计算和实验所得的雷诺数影响结果一致。当襟翼从最有利的位置移动时，数值分析表明，小翼有助于翼型重新优化，大概能起到所优化襟翼效益的1％量级的作用。     

未来飞行器的结构（2002～2003年）（2）

3军用飞机 新的设计能力和制造技术能够使设计人员按照客户的要求，对现代军用飞机结构的成本和性能进行综合结构的设计。     

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。     

NASA制订航空领先计划以应对欧洲的竞争

自二战结束以来，美国一直是无可争议的世界航空技术领导者，航空技术产品占美国出口额的很大一部分。在过去的60多年中，航空技术一直是美国国防的基石之一，美国繁荣的源泉之一，美国创造力的标志之一。但今天，美国在世界航空技术霸主的地位受到了挑战，这些挑战来自联合的欧洲。欧洲目前不仅在一些关键的航空技术领域超越了美国，而且已表态要在2020年以前成为世界航空工业的领导者。面对这种情况，美国的相关机构在过去的5年中一再发表报告，提出警告。2003年，美国国会终于意识到应该采取措施以应对这种威胁，并直接促成了NASA航空领先计划报告的产生。