先进的短距起飞垂直着陆技术发展综述

本文简要介绍了先进的短距起飞垂直着陆飞行技术的特点,详细分析了国外研究和发展状况,讨论了实现先进的短距起飞垂直着陆的关键技术,最后提出了我国开展此技术研究的建议。     

长征二号丙——创造发射不败记录的“金牌”火箭

1978年，在长征二号火箭的基础上，经过适应性的技术改进设计，研制成功一种新的运载火箭——长征二号丙。火箭全长约40米，卫星整流罩最大直径3．35米，起飞质量245吨，近地轨道运载能力达到2．5～3．9吨。     

民用运输类飞机最大可用速率抬前轮试飞技术研究

最大可用速率抬前轮试飞是验证抬前轮速度与起飞安全速度的重要依据,也是难度较大、风险较高的试验项目。以起飞动力学分析为基点,得出最大可用速率抬前轮试飞可能达到的最大迎角,并结合相应的适航审定条款,分析了影响该科目试飞的主要因素,给出了最大可用速率抬前轮试飞技术分析和数据处理方法。     

直升机起飞性能试飞方法研究

当直升机可用功率不足以维持地效外悬停时,直升机可以利用地面效应增速至一定前飞速度完成起飞。研究了地面效应和前飞速度对直升机剩余功率的影响,阐述了利用剩余功率进行有地效起飞的原理。介绍了3种有地效起飞方式,并使用水平加速—定速爬升法进行了起飞性能飞行试验,得到了水平越障距离随爬升速度的变化曲线,对飞行试验结果进行了分析,得到了有益的结论。     

预置杆位和飞控系统对滑跃起飞的影响分析

建立了陆基滑跃起飞动力学模型,并以某型电传操纵飞机为例进行了滑跃起飞仿真计算.分析了在滑跃起飞初始阶段驾驶员预置杆位和飞行控制系统对滑跃起飞的影响.仿真分析结果对驾驶员实际飞行具有一定的参考价值,对完善控制系统设计具有借鉴作用.     

潜载导弹水下弹射过程数值仿真

针对无横流影响的潜射导弹水下弹射过程瞬态流场变化情况,建立了多相流数学模型。考虑空穴模型,运用动网格技术,再现了导弹水下弹射过程的筒口气团、肩空泡的演变过程以及弹体底部、固壁的压力变化。仿真结果表明,筒口效应导致固壁各处的压力阶跃;筒口气团收缩拉断的过程中,闭合点处形成高压区,导致固壁各处压力剧烈上升,同时闭合点处产生的反射流撞击导弹底部引起压力变化。     

穿／破盖弹射救生技术研究

介绍了穿/破盖弹射救生方法在国内外的使用情况，论述了采用该项技术要满足的救生标准，透明件的选择方法，影响弹射过载的因素，试验项目以及系统仿真情况等，并对先进飞机的弹射救生方式进行了探讨。     

弹射救生过程数值计算及损伤风险评估

针对从弹射程序启动到飞行员着陆之间的各个阶段,建立了能够对横滚、俯冲等复杂弹射条件进行计算的数学模型。结合某型座椅的具体参数与气动力数据,针对具体算例求解了弹射救生过程,与实验结果进行了对比。根据模型的计算结果,以动态响应指数(DRI)对不同弹射初速下的损伤风险做出评估,并指出了在不同速度下气动过载的影响。     

基于某型发动机发展 STOVL 动力性能方案研究

短距起飞/垂直降落（STOVL）飞机由于其优越的作战性能,受到了世界航空大国的高度重视。通过借鉴目前最先进的 STOVL 动力 F135- PW -600发动机技术发展思路,研究了基于国内某型发动机改 STOVL 动力方案时,主发动机与升力风扇之间的匹配和约束关系。研究结果表明：随着升力风扇压比和流量的增加,主发动机升力减小,升力风扇升力增加;同一主发动机状态下,升力风扇流量越大,发动机前后升力平衡的升力风扇压比越小,总升力越大;主发动机性能越高,发动机前后升力平衡的升力风扇压比和流量越大,发动机总升力也越大。     

某型战机滑跃起飞性能初步分析

根据飞行动力学理论,建立了舰载机滑跃起飞数学模型。以某型战机为例进行了数值仿真,定量分析了起飞质量、起飞迎角、甲板风、滑跑距离等因素对滑跃起飞性能的影响。结果表明:应优选起飞迎角;不同起飞质量情况下,应选择合适的滑跑距离(起飞点),并保证适当的甲板风;起落架强度应加强。