改进的LE—7发动机

为满足90年代各种用途的重型运载器的要求,日本宇航局己研制成了 H—Ⅱ火箭。H—Ⅱ火箭在1994年2月4日已成功的进行了首次飞行。H—Ⅱ火箭可能是日本近期未来空间活动中最重型的火箭。但它的可靠性和成本仍有改进的余地。进一步降低成本,提高运载能力和可靠性的研究正在考虑之中,例如改进型 H—Ⅱ火箭和用于 HOPE—X 的 H—Ⅱ火箭(HOPE 实验机将用 H—Ⅱ发射)。在这些结构中,LE—7发动机是它的推进系统的关键部件。改进型 LE—7发动机将应用于不久的未来运载器,如用于 HOPE—X 的 H—Ⅱ和改进型 H—Ⅱ火箭。本文介绍了改进型 LE—7发动机的目前情况和未来改进计划。     

碧口电站最优励磁控制器的最优化设计及其在西北—西南联网运行效益的数字仿真研究

本文给出了用参考文献的软件包对安装在碧口电站的最优励磁控制器的优化设计结果,对其在西北——西南联网运行中的静态稳定和暂态稳定情况进行了数字仿真研究。将动模试验结果,工业试验结果,数字仿真结果作了分析比较。研究表明,最佳励磁控制可以明显地提高系统的稳定性和稳定极限,提高运行水平,对西北——西南联网运行有很大的效益。     

桥函数理论及其发展

在研究桥函数理论的基础上,文[5]引入了BW函数的定义,它是“复制—移位—复制—…”型的第一类BW函数。本文在此基础上,引入按“移位—复制—移位—…”方式构造的第二类BW函数,并介绍它的递推关系、正交特性等,最后简要说明它的可能应用。     

一种复合材料壳体可靠性优化设计方法的实践

将Neumann级数展开式用于Monte—Carlo随机有限元法．对纤维缠绕壳体的结构可靠性进行了分析,并利用结构可靠性分析的Monte—Carlo直接比较方法和复合材料力学的Tsai—Hill失效判据给出了该结构的可靠性算式。在Monte—Carlo抽样中列入了β球法加以改进,建立了此类结构的可靠性优化设计迭代式。算例证明,该可靠性优化设计方法可大大提高计算效率。     

俄罗斯的SA-12反导弹武器系统

在1992年夏天的莫斯科航空博览会上,俄罗斯首次公开展出了他们最现代化的武器系统,其中包括SA—12防空和反导弹武器,它是俄罗斯武库中最引入注目的机动地空武器系统之一。除美国的间谍卫星外,在此之前人们从未亲眼见过SA—12武器系统。 SA—12(原苏联代号S—300V)和SA—10(原苏联代号S—300PMU)都是全机动武器系统。但两者不同的是,SA—12安装在履带式装甲底盘上,而SA—10则     

仅有单个陀螺的Drag—free卫星初始速率阻尼模糊控制研究

研究了在仅有偏航姿态测量陀螺时,利用Drag—free卫星与其内部定向体间的相对状态观测值实现姿态确定的方法。针对Drag—free卫星的特点,建立了定向体的空间姿态观测模型和Drag—free卫星的姿态动力学方程,据此推导了用于姿态确定的Kalman滤波算法。为实现初始速率阻尼阶段Drag—free卫星的三轴姿态稳定,设计了模糊控制律。仿真结果验证了方法的有效性。     

用作推进剂组份的丁二烯与二茂铁衍生物共聚的端羟基共聚物

本文介绍了乙烯基二茂铁与丁二烯的共聚物及其制备方法。当从偶氮—双—(2——甲基——5——羟基——戊腈),偶氮一双——(羟乙基——2——甲基丙酸酯)和偶氮——双——(2——甲基——3——羟基——丙腈)偶氮类引发剂中,选择一种引发剂引发进行聚合时,在有机溶剂中生成共聚物。该共聚物可用作固体推进剂配方的粘合剂,并用来提高固体推进剂的燃速。     

聚醚聚氨醋推进剂中硝基增塑剂的迁移

研究了含有大剂量ＦＹＺ—１增塑剂配方中ＦＹＺ—１增塑剂迁移的影响因素。探讨了ＦＹＺ—１增塑剂在ＡＰ／ＨＭＸ／Ａ１／ＦＹＺ－１／聚醚推进剂中稳定存在的原因，提出了抑制配方中ＦＹＺ—１增塑剂迁移的方法。     

莫斯科航展公开的几种前苏联导弹系统

1992年8月在莫斯科航展上展出了前苏联的多种导弹型号,现将这几种导弹分别介绍如下: 一、面空导弹 这次航展展出的地空导弹有SA—4、SA—6、SA—10a、SA—11、SA—12、SA—13、SA—15,以及2S6炮/弹防空武器系统。 SA—11是SA—4和SA—6的替代型。据信该弹于70年代末开始服役,80年代开始大量装备。     

LE—5和LE—7发动机的研制经验

1994年2月4日,日本成功地发射了第一枚 H—Ⅱ运载火箭。这次发射成功预示着日本的宇航事业美好的发展前景。H—Ⅱ运载火箭将做为日本九十年代到下世纪初的主要空间运载系统。它最显著的技术特点主要体现在它的第一级发动机 LE—7和第二级发动机 LE—5A。这两种发动机均以液氢为燃料,液氧为氧化剂。独特的发动机设计特点,使得 H—Ⅱ运载火箭跻身于世界航天技术行列中并成为其中的佼佼者。LE—7和LE—5A 是以 LE—5发动机的技术为基础发展起来的。LE—5发动机是完全依靠日本技术研制出的第一种低温发动机,并成功地应用在 H—Ⅰ运载火箭的第二级上。本文着重介绍日本低温发动机研制的历史,展示这些发动机独特的设计以及研制中所遇到的技术问题。     

高性能的俄罗斯液氧/煤油发动机NK-33

NK—33液氧/煤油火箭发动机是由萨莫拉国家科研生产联合体——“TRUD”为俄罗斯N—1登月火箭研制生产的。这种四级型的 N—1火箭所使用的发动机均为液氧/煤油火箭发动机,其中30台 NK—33发动机用于第一级,8台与 NK—33发动机类似而面积比更大的 NK—43发动机用于第二级,四台 NK—39发动机用于第三级,一台除带有常平座外类似于 NK—39发动机的 NK—31发动机用于第四级。所有上述的液氧/煤油发动机都是六十年代研制的,均采用一个富氧预燃室产生涡轮燃气,气氧与热煤油经过分级燃烧喷注器在8.964～15.169MPa 绝压下燃烧。NK—33、NK—43和 NK—39发动机可控制发动机簇的推力,并提供火箭的推力向量控制。由于采用高室压,NK—33发动机的设计实现了较高的性能和很轻的结构重量。富氧预燃室的采用,使得发动机有较高的燃烧效率和燃烧稳定性。在预燃室中,全部的液氧以58:1的混合比燃烧,所产生的628.15K 的富氧燃气全部用来驱动涡轮泵的涡轮,然后进入喷注器和燃烧室。NK—33发动机的结构牢固可靠,可实现很高的泵出口压力和14.480MPa 绝压的高燃烧室压力,因此,其面积比可达27:1,可产生2913.57m/s 的海平面比冲和3274.1m/s 的真空比冲。气氧和热煤油喷注器可保证发动机推力降至23%推力水平时仍能稳定燃烧。各次试车之间,无需使用溶解剂清洗 NK—33发动机的零件,也没有发动机零件的碳化现象,这是由于取消了富燃料气发生器和降低推力室冷却套中的煤油温度的缘故。NK—33发动机在用于飞行计划以前进行了充分的试验,共进行了910多次试车,累积点火时间达211,800秒。研制和鉴定完成后,先后共交付了250台 NK—33发动机,可靠性指标达到0.996。已经证实,NK—33发动机是一种高性能的助推发动机。它结构牢固可靠;所采用的技术,到目前为止,未见于美国的发动机。NK—33发动机可凭借低成本和高飞行可靠性改进运载火箭的性能。     

两条流体力传递途径下涡轮泵壳体振动特性

液体火箭发动机涡轮泵内非定常流体力主要通过流体—壳体以及流体—转子—支承—壳体两条传递途径激励壳体发生振动,对发动机的安全可靠性造成威胁。为获得流体激励下涡轮泵壳体振动特性,建立了两条流体力传递途径下涡轮泵壳体振动响应定量预测方法,利用发动机热试车结果对预测方法的精度及可靠性进行了验证。在此基础上获得了不同途径下涡轮泵壳体的振动特性。结果表明:所建立的涡轮泵流体激励壳体振动预测方法能够较好地预测壳体振动响应主导频率及幅值,主频幅值误差小于13.85%;壳体的最大振动能量源自于泵内动静干涉非定常流动与壳体结构之间的相互作用;流体—壳体途径是涡轮泵流体激励壳体振动的主要来源,其引起的壳体振动响应幅值相比流体—转子—支承—壳体传递途径大2个量级以上。     

国外环形激光陀螺研制现状与应用

本文简述了环形激光陀螺(RLG)的原理、研制动向及其在战略武器中的应用,并对美国斯佩里公司的ASLG—15和霍尼韦尔公司的GG—1300RLG及日本研制的RLG进行了比较。     

体-翼干扰区热环境特性分析及预测

高速飞行器的体—翼干扰区热流精确预测对于飞行器生存能力与战术性能的提高具有重要的 意义,是高性能飞行器设计水平的一个重要标志。由于体—翼干扰区流场的复杂性,目前尚 无满足工程设计要求的热环境预测方法,在分析体—翼流场特性的基础上应用文献［1 ］的压力—热流关系式,提出体—翼干扰区的热流预测方法,即压力由N-S数值解给出,热 流应用压力—热流关系式得到,炮风洞的实验结果验证了本文预测方法的可 靠性 。
     

闭式循环液体火箭发动机

本文主要介绍萨莫拉国家科研生产联合体(TRUD)研制的 NK—33、NK—43、NK—39和 NK—31可重复使用的闭式循环液氧煤油发动机方面的经验。这些发动机结构布局经济合理,具有真空比冲为3247.11m/s～3462.93m/s(对应于 NK—33和 NK—31发动机的比冲),质推比约为0.000815kg/N(对应于 NK—33和 NK—43发动机)的最佳性能参数。本文探讨了在这几种发动机的研制和主要组合件的研究过程中产生的主要问题。此外本文也介绍了燃气发生器、涡轮泵组件、推力室和发动机总体结构的主要参数、试验数据和试车数据的处理方法。     

战术导弹的复合材料发动机壳体

本文介绍了用E—玻璃纤维/聚酯和S—2玻璃纤维/环氧研制的战术导弹复合材料发动机壳体,文中分析了载荷对材料性能的影响,提出了设计准则,例举了几类GFRP发动机壳体的设计方法及其制造工艺,并介绍了GFRP在其他领域中的应用。     

HTPB/TDI衬层与NEPE推进剂的界面反应机理

采用富立叶变换红外光谱(FTIR)和全反射红外光谱(FTIR/ATR),研究了半固化的HTPB/TDI衬层表面的活性基团以及不同的—NCO基团与不同羟基的反应速率。结果表明,半固化的HTPB/TDI衬层表面含有大量的—NCO基团;HTPB/TDI衬层和NEPE推进剂粘合剂相的—NCO基与—OH的交叉反应速度较NEPE推进剂的固化反应速度快得多。HTPB/TDI衬层与NEPE推进剂界面的化学反应机理是粘合剂相中—OH基和—NCO基的交叉反应,其中衬层中TDI分子的—NCO基与PEG分子的—OH基的反应速度稍快于NEPE推进剂中N100分子的—NCO基与HTPB分子的—OH基的反应;在界面区域,HTPB/TDI衬层与NEPE推进剂通过氨基甲酸酯键形成化学粘接。     

从对《安妮日记》的改写看奈达的读者反应论

文章基于"Translation:Ideology——On the Construction of Different Anne Franks"一文中关于《安妮日记》不同版本改写,删减的问题,举例说明了读者反应论在跨文化翻译中的作用。     

几种锡青铜的锻造工艺探讨

以Cu—Sn合金状态图和几种压力加工用锡青铜实际的锻造结果为依据,分析总结出了它们的锻造加热规范和锻造作业方法,同时指出QSn6.5—0.1和QSn7—0.2这两种锡磷青铜在“脆性”区内,以及过烧后的锡青铜仍可以进行锻造变形。     

固体火箭发动机的超声波探伤

本文评述了超声波探伤技术检测固体推进剂火箭发动机最严重的缺陷之一:壳体—包复层和包复层—推进剂间脱粘的能力。它报道了目前工厂使用的超声波脉冲多重反射法对于检查壳体—包复层脱粘是最有效的方法,但是在检查包复层—推进剂间脱粘方面不是很有效的。我们用发动机样品实验的结果表明:如果使用连续的不同频率的信号源和在干涉情况下分析反射波频谱,则脉冲多重反射法不仅能够检查壳作—包复层间的脱粘而且也能检查包复层—药柱间的脱粘。