“U2斯基”俄罗斯M17系列高空侦察机

自飞机发明以来，高空亚声速侦察机中最知名的代表机型无疑是洛克希德公司的U-2。但鲜为人知的是苏联研制了一种类似的高空侦察机。这种机型因为保密的缘故，一直鲜为人知。苏联解体后保密规定和措施被取消或放宽，这一机型才为外界所了解。这种“苏联U-2”的全称是米亚舍夫/莫尔尼亚M-17“神秘”（Myasischev/Molniya M-17 Mystic）。它原本是米亚舍夫设计局研制的，后该设计局被莫尔尼亚科研和工业集团所兼并。为了体现M-17“神秘”的原设计者，因此在其前面仍保留了原来亚西舍夫设计局的名称。M-17最初并不是单纯为了侦察而设计的，军方对设计局的其中一个重要要求是必须能对美国的高空侦察握进行拦截，随着技术进步，M-17不再需要负担这一任务，就成为了专门的高空侦察机。[编者按]     

固体火箭喷管两相流中微粒直径的实用拟合公式

根据国外实际发动机试车实测的喷管两相流中微粒直径等参数，用多参数最小二乘法拟合出较方便实用的质量加权平均直径Ｄ４３计算公式，以作为预估发动机性能的依据。     

吹吸气流隔断局部空间的基础研究

本文对用吹吸气流隔断局部空间时的气流运动进行基础研究。本研究的气流流动假定为二维、湍流、等温和稳定流动。动量方程式中的从属变量选用流函数和涡度(ψ—ω),湍流动能方程选用一方程式模型(K—L模型),以此作为吹吸气流流动的数学模型。数值解析结果与实验结果比较表明,用上述方法推导出的数学模型和计算程序能较好的反映实际流动情况。本研究对吹吸气流隔断局部空间的研究、设计、现场调试将具有一定的理论价值和工程应用价值。     

舰载机自动着舰导引的相关技术

介绍了舰载机自动着舰导引系统的基本组成及工作原理。围绕提高着舰精度和安全性，着重讨论了甲板运动补偿及预估、进场动力补偿、舰尾气流扰动抑制、着舰系统中噪声处理，以及复飞决策等着舰的相关技术。     

利用κ—ε湍流能量闭合方法对城市街渠内气流结构的模拟

利用非静力、能量闭合的大气边界层模式分别绎二维情况下不同高宽比的街渠内部的气流结构和三维情况下城市街渠在来流方向不同的条件下的内部气流结构进行了数值模拟。并且对三维情况下街渠的上风向建筑物顶部的风向与街渠中心近地面的风向之间的关系和街渠内部上层的风向与街渠中心近地面的风向之间的关系进行了模拟研究，将这些结果与G T Johnson等人的现场观测和模式模拟结果进行了比较，表明两者有较好的一致性。     

用TVD方法模拟喷管内的横流流场

采用显式的ＴＶＤ ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ格式，并结合Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ的代数湍流模型和低雷诺数两方程ｋ－ε模型分别求解了喷管内横流流场的二维Ｎ－Ｓ方程，得到了与理论分析结果相近似的流场结构图谱，并对代数湍流模型和两方程模型得到的结果进行了比较，表明运用两方程模型所得到的结果稍好于代数模型。     

高亚声速二维风洞收缩段的设计

本文提供了一个仿射变换式,它将亚声速位势方程精确变换成Laplace方程。应用这个理论,本文给出了一个设计二维高亚声速风洞收缩段的精确方法。在马赫数为0.9时,求得的收缩段形状曲线与由计算机提供的位势方程数值解相比较,二者极为符合。此外本方法计算简单,精度高,并具有广阔的应用范围。     

飞机亚跨声速飞行操纵特性分析

针对中等展弦比、中等后掠角机翼布局的超声速飞机在亚跨声速飞行时遇到的操纵特性异常现象,通过估算飞机在海拔5 km高空的气动特性,获得了飞机的纵向平衡性能和静操纵性的变化规律.通过数值计算,得到了飞机在低空跨声速飞行时的操纵特性;分析了造成飞机在某些飞行速度下操纵跟随性较差、大速度飞行时俯仰操纵过于灵敏、不同速度下杆力变化大等现象的原因.针对亚跨声速区的飞行与操纵特点,给出了飞行操纵建议,以提高飞行安全.     

低雷诺数下高亚声速压气机叶型流动损失机理研究

以高亚声速压气机叶型为研究对象,利用数值模拟手段研究了不同雷诺数Re条件下叶片近壁面分离泡结构和边界层发展的内在关联,基于Denton损失模型,揭示了低Re下压气机叶型性能退化内因;在此基础上,通过叶型改型设计,获得两种不同载荷分布的新叶型,对比分析了载荷分布对分离泡结构和叶型流动损失的影响。结果表明,Re从1.2×10~6降低到1.5×10~5时,吸力面分离泡长度增加11.2%轴向弦长,此时叶型边界层损失略有增加,而叶型尾迹损失增加接近150%,分离泡强烈的"位移效应"导致尾迹损失急剧增加是低Re下压气机叶型性能退化的主要原因;采用前加载叶型能够促使转捩提前发生,同时降低流向逆压梯度,有效抑制分离泡的形成和发展,改善低Re条件下高亚声速压气机叶型的气动性能。     

超燃冲压发动机尾喷管进口气流角畸变研究

为探索气流角畸变对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响,本文开展了喷管在单一气流角畸变和耦合畸变进口条件下的数值模拟研究。首先简要介绍采用的数值模拟方法,并根据实验结果校核数值方法的有效性。同时为得到准确的数值结果,进行了网格无关性研究。然后,通过数值模拟获取超燃冲压发动机燃烧室出口气流参数,用于研究气流角畸变对喷管性能的影响并讨论了其影响规律。在此基础上,进一步研究了气流角畸变与马赫数畸变相互耦合对喷管气动性能的影响。结果表明,气流角畸变对推力影响很小：推力系数变化仅为0.37%;但对升力和俯仰力矩影响显著,相应增幅分别可达51.84%和12.11%。此外发现气流角畸变和马赫数畸变对喷管气动性能的影响是相互独立的。因此在超燃冲压发动机喷管的相关研究过程中,有必要对气流角畸变加以考虑。另外还需要关注由于气流角畸变导致的喷管升力和俯仰力矩变化对飞行器整体稳定性的影响。