为探究风扇和核心机对于巡航气动特性的共同影响,以350座的翼身融合布局客机为研究对象,采用改变核心机展向位置,在此基础上改变动力系统弦向位置和展向位置的方法进行研究。研究结果表明巡航状态下,核心机位置对于整流罩表面压力分布和飞机气动特性影响较小,动力系统后掠角为-12°,弦向位置为0.8时,升阻比可达22.39;在动力系统面积和流量不变的情况下,缩小其展向宽度会导致升力减小、阻力减小、升阻比下降、抬头力矩增加;飞机在巡航迎角3.2°下达到最大升阻比22.39,升力系数在起飞迎角10°下达到1.0541,满足起飞升力系数要求。

以采用分布式动力的翼身融合飞机为研究对象,探究了吸气流动控制方式(吸气位置和吸气动量)对飞机起飞和巡航状态下气动特性的影响规律,解释了吸气流动控制影响翼身融合飞机气动特性的机理。研究结果表明起飞大攻角状态下,采用外翼段吸气方案(吸气位置为0.05c,吸气动量为0.02),飞机最大升力系数与无吸气状态相比提升7.16%;巡航状态下,采用中心体段吸气方案(吸气位置为0.6c,吸气动量为0.0125),可改善动力系统的压力分布,飞机升阻比与无吸气状态相比最大提升2.14%。

整流罩设计对基于分布式动力的翼身融合（BWB）飞机气动特性会产生显著影响。为了揭示在边界层吸入（BLI）效应下整流罩的设计参数对飞机气动特性的影响及其原因，采用计算流体力学（CFD）方法和Morris敏感度分析法对此布局飞机气动特性进行了详细研究，得到了整流罩主要设计参数对飞机气动特性影响的敏感度和耦合关系，并对典型设计参数下的流动特性进行分析。结果表明:对飞机气动特性影响较大的参数是整流罩特征截面2和3的最大厚度，这是因为其增大了当地截面的厚度和弯度，进而影响了整流罩表面的压力分布;在流量系数减小和进气边界弦向位置前移时，最大厚度增大会造成背风面发生局部分离;整流罩特征截面2和3的最大厚度对气动特性具有较强的耦合影响。

液压防喷器的可靠性直接关系到钻井作业的成败。为确保其使用的可靠，每套液压防喷器使用前都要进行试压检验。该文介绍了一种液压防喷器试压控制系统的设计原理及结构，分析了该系统存在的不足，并结合实际提出了改进方案。