美国研发超声速公务机SBJ

美国Aerion公司正在设计一款最大巡航速度可达马赫数1．6的超声速公务机（SBJ），其问世后将从真正意义上实现乘客当天轻松往返于欧洲与北美。SBJ首架飞机预计2015年交付。     

株洲将打造我国中部航空基地

湖南省株洲国家航空高技术产业基地与美国公务机（RJ）有限公司正式签订协议，合作成立美国公务机株洲合资有限公司，意欲打造我国中部地区公务机和紧急救援直升机生产基地。     

世界首架复合材料超中型公务机取得FAA合格证

美国豪客比奇公司的豪客系列旗舰机型4000超中型公务机取得FAA型号合格证,这是世界上第一架取得FAA合格证的基于革新性复合材料结构的超中型级别公务机。     

邮浅谈飞鸿300涡扇轻型公务机燃油系统

飞鸿300双发涡扇轻型公务机作为现今全球轻型公务机市场上最为畅销的一款机型,其燃油系统的设计具有非常典型的设计特点.本文通过对飞鸿300轻型公务机燃油系统功能、组成以及操作流程的分析,简单梳理出轻型公务机燃油系统设计的特点;对未来类似系统设计起到抛砖引玉的作用.     

波音公务机3

波音公司推出波音公务机家族的最新成员——波音公务机（BBJ）3。该机基于新的下一代737—900ER（增程型），已获得2架订货。     

一种超声速翼对超声速气体分离器流场的影响

气流的高速旋转是超声速气体分离器实现气液分离的关键。设计了一种梯形弯扭结构超声速翼,并对超声速翼前后速度、温度、压力变化进行了数值模拟。结果表明：气流经过超声速翼后高速旋转,最大切向速度可达227 m/s,最低温度为206 K,并且翼后无强激波产生,可以实现良好的气液分离。     

受限空间内超声速混合层生长特性

为获得受限空间内激波作用下的超声速混合层生长规律,以支板喷射超燃冲压发动机典型流道为研究对象,开展了2.3Ma氢气射流与2.0Ma空气来流所形成的超声速混合层的生长特性研究.基于OpenFOAM计算平台,采用大涡模拟方法,数值研究了超声速混合层的流场结构和特征,流场结构和组分分布与实验结果吻合较好.通过超声速混合层组分浓度、厚度、可压缩效应及总压损失的分析,获得了超声速混合层的生长特性.研究结果表明:受限空间内超声速混合层的生长过程具有4个典型阶段,支板末端的膨胀波/激波结构会显著减低对流马赫数,从而降低混合层的可压缩性,促进混合层的生长;激波与混合层的相互作用能够增强局部湍流强度,获得涡量增益,加快混合层的生长速率,促进混合效率,但同时会引起较大的总压损失,降低发动机性能.发动机设计时要综合考虑波系结构与混合层相互作用带来的混合增强和总压损失,实现性能优化.     

凹槽在超声速燃烧室中的作用研究

文章采用有限体积法,求解包含组分方程的雷诺平均N-S方程,对采用乙烯燃料的超声速燃烧室流场进行了数值模拟研究.研究表明:在超声速燃烧室中采用凹槽,既可以增强燃料与来流的混合效果,提高燃烧效率,又可以实现燃烧室的可靠点火与火焰稳定.研究结果对定量认识采用凹槽火焰稳定器的超声速燃烧流场、设计高效率的火焰稳定器具有一定的借鉴作用.     

双向飞翼超声速客机激波阻力和声爆研究

基于超声速双向飞翼构型,采用CFD方法进行阻力计算,采用F-BOOM程序进行声爆计算,研究翼型、平面形状和EFCE激波阻力优化算法对双向飞翼激波阻力和声爆的影响。计算结果表明,平底构型可以明显降低双向飞翼超声速客机的超声速巡航的声爆,却很大程度上增加了巡航阻力,而对称构型却恰好相反;细长的平面几何形状对降低双向飞翼激波阻力和声爆都有作用,尤其对降低对称构型的声爆效果明显;EFCE激波阻力优化算法对降低双向飞翼激波阻力有明显作用,但同时会带来声爆方面的不利影响。因此,超声速客机的减阻设计和低声爆设计需要进行权衡研究。     

某连续式超声速风洞控制系统设计研究

某连续式超声速风洞作为国内首座连续式超声速风洞,马赫数和总压是该风洞最重要的2个流场参数,如何实现总压和马赫数的精确控制和快速稳定调节,是风洞控制系统设计建设过程中需要重点研究的内容。通过分析某风洞流场参数控制原理以及各调节手段的耦合关系,搭建连续式超声速风洞控制系统架构,并给出各关键技术问题的解决措施;通过分段变参数模糊PI控制算法进行总压精确控制,设计了风洞运行控制流程,采用风洞吹风试验进行验证。结果表明总压精度优于0.05%,马赫数精度优于0.000 3,均大幅优于设计指标,证明提出的设计思路是有效的,可为连续式超声速风洞的设计调试提供参考。     

自由射流试验中超声速进气道流场的数值研究

应用CFD方法,通过特征线法设计超声速喷管,在喷管出口形成超声速进气道高空飞行时的工作环境。分析不同马赫数下喷管出口马赫数分布情况,发现出口核心区存在于距离喷管出口壁面垂直方向3倍边界层位移厚度的位置。简要分析了二元超声速喷管出口马赫数分布情况。将自由射流模型模拟结果与模拟飞行模型模拟结果进行比较。进气道进口斜激波分布基本一致,分布合理,与理论吻合较好,喷管的射流满足高空模拟试验要求。     

阻尼板复模态对超声速声强和声功率的影响

为了研究和揭示阻尼板的声辐射特性,本文计算分析了非均匀阻尼板复模态的超声速声强和复模态振型复杂度。以复模态复杂性指标来表征非均匀阻尼板的复模态复杂度,计算分析了不同阻尼敷设面积、不同阻尼分布型式以及不同阻尼比等情况下具有不同复模态复杂度的阻尼板的复模态及其超声速声强。讨论了复模态复杂度与辐射声功率之间的关系,针对复模态复杂性指标和复模态声辐射指数表征复模态声辐射特性的不足,提出了复模态声辐射复杂度指标来表征复模态声辐射的复杂程度和特性。研究结果表明:阻尼板复模态超声速声强显示的板表面对远场声辐射有贡献的热点区域与无阻尼板实模态超声速声强显示的角模态和边模态是一致的;当复模态复杂度很大时,超声速声强图像的热点区域会变小或者稍显模糊,而且可能出现除边角热点外的强度较低的热点区域;复模态声辐射复杂度指标越高,该复模态的声辐射能力就越弱。     

端壁相对运动对超声速膨胀器间隙流动的影响

为了揭示端壁相对运动对超声速膨胀器间隙流动影响的规律,采用数值方法研究了机匣与隔板不同相对运动速度时超声速膨胀器间隙流动特性。结果表明:泄漏流与主流和附面层的掺混损失是超声速膨胀器间隙区域流动损失的主要来源,吸力面靠近分离线右侧区域的流动损失最大,压力面附近除尾缘外流动损失均较低;机匣与隔板相对静止降低了黏性剪切力的作用,但端壁的壁面效应对间隙流动却存在影响;端壁相对运动抑制了泄漏涡的横向发展,分离线向吸力面靠近,泄漏流量增加,泄漏流、主流和端壁附面层的掺混严重,附面层内低能流体的迁移、潜流和摩擦也加剧,三维流道内总的流动损失增加,超声速膨胀器效率降低。     

美国F-35战斗机研发启示

F-35是以美国为主研制的一种隐身、超声速、多用途的第五代战斗机.F-35具有较好的通用性,利用基本相同的机体结构派生出适合空军、海军、海军陆战队使用,之所以如此就是在于研制初的政策和研制中采用的管理方式起到了很好的作用,本文通过对F-35战斗机研制过程及经验教训的梳理,给我们提供一些思路.     

马赫角与马赫数关系的简洁推导

根据物理学的理论，建立了超声速小扰传播的波动方程中与相互作用力相对应的项，采用频谱分析法得到了速度势的付里叶变换式，由此证明了超声速物体产生的马赫波的马赫角与马赫数所满足的关系式，并可得到与实验相符合的激波特性。     

等离子体射流助燃下支板凹腔燃烧室的燃烧特性

等离子体射流作为一种有效的点火助燃方式在超声速燃烧室中得到了广泛的应用,但是目前大都是与传统的壁面燃料喷注方式相结合,而与中心燃料喷注方式的结合较少.为了扩大燃烧范围,本文将等离子体射流引入了带有交替尾缘结构的支板-凹腔燃烧室中.通过三维数值计算,研究了超声速气流中支板燃料喷注总压、凹腔燃料喷注总压、等离子体射流喷注总...     

凹腔长深比对超声速燃烧室内振荡现象的影响

为研究不同长深比的凹腔对超声速燃烧室内的流动状况及自激振荡现象的影响,采用数值模拟方法改变凹腔长深比由2至6研究入口来流马赫数为1.58的超声速燃烧室内的压力振荡现象,计算捕捉到了超声速燃烧室中的压力脉动和凹腔剪切层拟序结构的演化过程以及振荡频率和声压级的变化.研究发现:凹腔内剪切层状态决定凹腔前后缘激波的强弱;随着长深比增加,振荡增强、声压级变大,而振荡频率整体向低频转变;长深比不同时振荡主频也在变化.剪切层波动与声波传播相互耦合是导致自激振荡现象的主要原因.     

某型公务机刹车系统安全性设计

本文针对某型公务机刹车系统失效故障现象,通过对该刹车系统原理和功能危险性分析,提出引起故障的原因,给出改进两条建议,改进方案并通过试验室试验和飞机滑行试验证明更改后系统的设计符合性.     

海防导弹武器系统"明星"盛装出席航展

YJ-18E导弹武器系统采用"亚声速巡航+超声速打击"体制,兼顾亚声速大航程、末段超声速攻击的独特优势,可远程隐蔽打击大中型水面舰艇及编队,同时具有攻击小型舰艇以及陆上固定目标的能力.导弹能够贴近海面超低空飞行,多种制导模式可适应对海上和陆地多目标的精确打击能力,以及适应性改装实现车载、舰载发射.     

小型全复合材料公务机增压舱外形的改进设计

为解决某小型全复合材料公务机增压舱存在的设计缺陷,本文通过对问题原因的深入分析,提出了有效的整改措施,并对改进设计的效果进行了评估.实际生产制造表明该方法切实可行,对今后小型飞机增压舱的设计具有借鉴意义.