简讯

俄出口军火订货额首次超过美国 俄国家武器和军事装备进出口公司目前已拥有73亿美元的出口军品订货.在未来的两个月中还可望与3家外国合同商签订价值32.5亿美元的合同,从而使该公司的出口订货总额将突破100亿美元,成为首次超过美国的世界军火出口商.俄美目前在武器和军事装备出口方面平起平坐,各占30%的世界武器市场.在俄罗斯,除国家武器和军事装备出口公司外,还有8家大型军工企业和企业集团拥有出口权.但前者占有俄所有武器出口额的96%.     

1990到1996年间印从俄进口武器额达35亿美元

最近几年来,印俄在武器装备领域的贸易额急剧增长,印已成为俄罗斯在武器出口方面的最有利伙伴之一。从1990年到1996年,印从俄进口武器的金额已达35亿美元。1994年4月1 日,印俄签署了从俄购买30架米格-29和6架米格-29UB战斗教练机的合同(约7.8亿美元)。1995年初,双方又签     

美俄下一代战略轰炸机技术方案分析

根据美国和俄罗斯新一代战略轰炸机的论证过程,分析了驱动战略轰炸机不断发展的主要因素和新一代战略轰炸机的作战需求。美俄新一代战略轰炸机都采用了亚声速飞翼布局的多用途武器运载平台,但其设计考虑有所不同,美国突出网络中心战能力,而俄罗斯强调飞机自身的隐身能力。美国和俄罗斯战略轰炸机技术方案的选择均有其军事战略、技术水平、经济实力、工业基础等方面的现实考虑。     

俄罗斯《2030年前航空供应商发展战略》浅析

<正>2022年12月15日,俄罗斯航空制造商联盟董事会通过了俄罗斯国家技术集团（Rostec）编制的主要面向民用航空领域的《2030年前航空供应商发展战略》,此后该文件将送交俄罗斯联邦政府审议。俄罗斯国家技术集团下属俄多家大型航空企业,包括联合飞机制造集团、俄罗斯直升机公司、联合发动机制造集团等。俄罗斯航空制造商联盟的工作重点是落实俄罗斯联邦政府、工业和贸易部、交通部、联邦航空运输局等部门的指示和决定。在俄乌冲突持续背景下,《2030年前航空供应商发展战略》的制定反映了当前及未来一段时间内俄民用航空领域发展政策走向。     

战略整合能使俄航空工业走出窘境吗?

今年2月22日,俄罗斯国务委员会举行主席团会议,专门就俄罗斯航空工业目前令人堪忧的发展现状和未来航空工俄总统普京参加了本次会议并要求有关部门尽快制订俄航空工业长期的发展战略。会议还决定组建统一的俄罗斯斯近年来一直在不断进行的航空工业改革推向深入。业发展战略问题展开讨论。联合航空制造集团,将俄罗     

面对美国的挑战,俄罗斯何以为对──21世纪战斗机市场上的美俄之争

美俄两国在未来战斗机市场上的竞争仍将是重头戏。那么在未来的世界战斗机市场上，美国的发展战略是什么，俄罗斯的应对措施又是什么？本文根据俄国际信息科学院院士波波夫发表的评论整理     

未来新一代轰炸机隐身特性需求分析

远程战略轰炸机的自身隐身性能提升和隐身航迹策略规划越来越受到重视。通过对比分析美俄下一 代隐身轰炸机的隐身性能和所面对的威胁,指出了未来新一代隐身轰炸机更高的隐身性能需求—全频谱、全 方位隐身技术,例如雷达隐身、红外隐身以及射频综合隐身等;并归纳了未来高隐身战略轰炸机的主要突防措 施,例如更先进的隐身技术、体系支持、高空突防、加装自卫武器等措施。     

埃及购买46架米格-29战斗机

<正>5月28日.据俄罗斯商业日报Vedomosti报道.埃及将签署协议购买46架、价值20亿美元的米格-29多用途战斗机。该报从俄罗斯航空工业界的不同渠道获知.此协议将"很快签署"。同时,该报也指出.无论是俄罗斯国家武器出口公司还是该机的生产厂家——俄罗斯     

俄罗斯武器销售创纪录

俄罗斯2007年的武器销售额超过70亿美元,达到了其创纪录水平。截至去年12月,俄罗斯防务企业得到的订单总价值达到320亿美元,继而成为美国之后的世界第二大武器出口国。其中,军用飞机和直升机占了俄罗斯2007年武器出口的61％,陆军用的武器和军用装备占21％,防空系统占10％,     

俄罗斯AESA雷达研制近况

新型机载雷达不仅是俄罗斯第五代战机能否成功的关键因素之一,也关系着俄未来军机出口的前景。俄罗斯著名的法兹特龙雷达研究院(Phazotron-NIIR)从2000年开始从事 ASAE 技术的开发,并计划在2007年初装机首飞。虽然美国在机载有源电子扫描阵列(AESA)雷达的研制和应用上处于领先地位,但欧盟和俄罗斯也在积极推进这项技术的研发,并取得了一定的进展。事实上,前苏联装备机     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。     

Research on Auto-detection for Remainder Particles of Aerospace Relay Based on Wavelet Analysis

Aerospace relay is one kind of electronic components which is used widely in national defense system and aerospace system. The existence of remainder particles induces the reliability declining, which has become a severe problem in the development of aerospace relay. Traditional particle impact noise detection (PIND) method for remainder detection is ineffective for small particles, due to its low precision and involvement of subjective factors. An auto-detection method for PIND output signals is proposed in this paper, which is based on direct wavelet de-noising (DWD), cross-correlation analysis (CCA) and homo-filtering (HF), the method enhances the affectiv-ity of PIND test about the small particles. In the end, some practical PIND output signals are analysed, and the validity of this new method is proved.