STUDY ON THE MICROSTRUCTURE OF LaB_6-ZrB_2 IN-SITU COMPOSITE

ＳＴＵＤＹＯＮＴＨＥＭＩＣＲＯＳＴＲＵＣＴＵＲＥＯＦＬａＢ６┐ＺｒＢ２ＩＮ┐ＳＩＴＵＣＯＭＰＯＳＩＴＥＣｈｅｎＣｈａｎｇｍｉｎｇ（陈昌明），ＺｈａｎｇＬｉｔｏｎｇ（张立同），ＺｈｏｕＷａｎｃｈｅｎｇ（周万城），ＣｈｅｎｇＬａｉｆｅｉ（成来飞）（Ｓｔａ...     

单级入轨有翼火箭的气动设计

简单地介绍了单级入轨火箭的可行性；详细地阐述了单级入轨有翼火箭气动设计的基本思想，即以箭身来满足上升段的要求，以机翼来满足再入段的要求。还介绍了美国航空航天局设计级入轨有翼火箭的气动设计方法－－响应表面法。在此基础上，进一步介绍了根据本文叙述的基本气动设计思想和方法设计的一种单级入轨火箭的典型外形，最后得到了结论并提出了在我国开展单级入轨火箭预研工作的建议。     

NEW CONSTITUTIVE RELATIONSHIP OF INCOMPRESSIBLE HYPERELASTICITY

ＮＥＷＣＯＮＳＴＩＴＵＴＩＶＥＲＥＬＡＴＩＯＮＳＨＩＰＯＦＩＮＣＯＭＰＲＥＳＳＩＢＬＥＨＹＰＥＲＥＬＡＳＴＩＣＩＴＹＺｈａｏＧｕｏｘｉｎｇ（赵国兴），ＷａｎｇＳｈｏｕｍｅｉ（王寿梅）（ＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＳｏｌｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓ，Ｂｅｉｊｉｎｇ...     

ANALYSIS OF SHEAR STRESS DISTRIBUTION IN HONEYCOMB AIRCRAFT WING STRUCTURE SUBJECTED TO (S.T.) TORQUE

ＡＮＡＬＹＳＩＳＯＦＳＨＥＡＲＳＴＲＥＳＳＤＩＳＴＲＩＢＵＴＩＯＮＩＮＨＯＮＥＹＣＯＭＢＡＩＲＣＲＡＦＴＷＩＮＧＳＴＲＵＣＴＵＲＥＳＵＢＪＥＣＴＥＤＴＯ（Ｓ．Ｔ．）ＴＯＲＱＵＥＫｈａｌｉｄＭ．Ｔａｈｉｒ，ＺｈａｎｇＸｉｎｇ（ＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＦ...     

STUDY ON DYNAMIC CHARACTERISTICS OF ACOUSTIC LEVITATION

ＳＴＵＤＹＯＮＤＹＮＡＭＩＣＣＨＡＲＡＣＴＥＲＩＳＴＩＣＳＯＦＡＣＯＵＳＴＩＣＬＥＶＩＴＡＴＩＯＮＧａｏＪｉａｎｒｏｎｇ（高建荣）,ＣａｏＣｈｏｎｇｄｅ（曹崇德）,ＷｅｉＢｉｎｇｂｏ（魏炳波）（ＬａｂｏｒａｔｏｒｙｏｆＭａｔｅｒｉａｌｓＳｃｉｅｎｃｅ...     

SOFTWARE SERVO COURSE(ATTITUDE) SYSTEMS

ＳＯＦＴＷＡＲＥＳＥＲＶＯＣＯＵＲＳＥ（ＡＴＴＩＴＵＤＥ）ＳＹＳＴＥＭＳＺｈａｎｇＸｕｅｆｕ（ＨｕｎａｎＲａｄｉｏａｎｄＴＶＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｃｈａｎｇｓｈａ，Ｈｕｎａｎ，Ｃｈｉｎａ，４１０００４）ＳＯＦＴＷＡＲＥＳＥＲＶＯＣＯＵＲＳＥ（ＡＴＴＩ...     

INVESTIGATION OF TIGHTLY COUPLED SINS/GPS INTEGRATION MIDCOURSE GUIDANCE FOR AIR-TO-AIR MISSILES

ＩＮＶＥＳＴＩＧＡＴＩＯＮＯＦＴＩＧＨＴＬＹＣＯＵＰＬＥＤＳＩＮＳ／ＧＰＳＩＮＴＥＧＲＡＴＩＯＮＭＩＤＣＯＵＲＳＥＧＵＩＤＡＮＣＥＦＯＲＡＩＲ┐ＴＯ┐ＡＩＲＭＩＳＳＩＬＥＳＦｕＬｉ（富立），ＦａｎＹａｏｚｕ（范耀祖），ＮｉｎｇＷｅｎｒｕ（宁文如）（Ｆ...     

降低航天发射成本的必由之路(下)国外可重复使用运载器的技术进展

可重复使用的运载器是 未来航天运输技术的发展方向，美国、欧洲和日本等都在为这种运载器做各种技术准备。欧洲由于欧洲有限的资金大都花在“阿里安”５火箭的研制上，所以，在可复用运载器技术开发方面开展的工作很少。实际上，欧洲也曾提出过多种可复用运载器方案，如欧空局的“使神”号航天飞机、英国的“霍托尔”单级入轨航天飞机和德国的“森格尔”两级入轨空天飞机等，但都因技术和费用等方面的原因没能坚持下来。从１９９４年起，欧空局曾开展了“未来欧洲航天运输研究计划（ＦＥＳＴＩＰ）”。正在开展的“未来运载器技术计划（Ｆ…     

RECONFIGURABLE FLIGHT CONTROL SYSTEMS DESIGN

ＲＥＣＯＮＦＩＧＵＲＡＢＬＥＦＬＩＧＨＴＣＯＮＴＲＯＬＳＹＳＴＥＭＳＤＥＳＩＧＮＧＥＴｏｎｇ（葛彤）（ＳｈａｎｇｈａｉＪｉａｏＴｏｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｓｈａｎｇｈａｉ，２０００３０，Ｃｈｉｎａ）ＤＥＮＧＪｉａｎｈｕａ（邓建华）（Ｎｏｒｔｈｗｅｓ...     

NUMERICAL STUDY OF TOPOLOGICAL STRUCTURE OF 3-D TRANSONIC VISCOUS FLOW FIELD (TVFF) INSIDE TURBINE CASCADE

ＮＵＭＥＲＩＣＡＬＳＴＵＤＹＯＦＴＯＰＯＬＯＧＩＣＡＬＳＴＲＵＣＴＵＲＥＯＦ３ＤＴＲＡＮＳＯＮＩＣＶＩＳＣＯＵＳＦＬＯＷＦＩＥＬＤ（ＴＶＦＦ）ＩＮＳＩＤＥＴＵＲＢＩＮＥＣＡＳＣＡＤＥＧｕｏＹａｎｈｕ，ＳｈｅｎＭｅｎｇｙｕ，ＷａｎｇＢａｏｇｕｏ（Ｄｅ...     

变推力液体火箭发动机推力调节技术研究综述及发展趋势

系统梳理了国内外变推力液体火箭发动机调节控制技术的研究历程及研究现状，并结合我国航天动力研究基础，指出通过在主系统或副系统管路上设置液体或燃气流量调节装置、通过可调结构的针栓式喷注器同步对流量与压力进行匹配调节仍然是实现大范围变推力调节的两种主要手段；分析了变推力液体火箭发动机推力调节的关键技术及其解决途径，预测了未来一段时期内变推力液体火箭发动机及其调节技术发展趋势，提出了若干适合我国国情的研究建议，为我国低成本、可重复使用天地往返运输技术的发展和有关研究者开展研究工作提供一定的参考。     

一种三组元直排塞式喷管发动机系统方案

三组元发动机和塞式喷管发动机均是实现单级入轨的关键技术。针对三组元(液氢、液氧、煤油)直排塞式喷管发动机提出了一套系统结构方案，并对其进行了初步的研究计算。发动机采用泵压式燃气发生器动力循环系统。利用蝶形活门关闭煤油管路、利用可调气蚀管调节氢氧流量转变工况，利用可调气蚀文氏管和涡轮排气进行推力矢量控制。以已有的三组元塞式喷管发动机推力室设计、分析为基础，继承了三组元发动机和塞式喷管的研制成果，是技术先进、性能高、可在短期内实现的新型液体火箭发动机。     

推重比15一级发动机有关总体性能的关键技术和难点分析

本文从发动机总体性能方面分析了推重比15一级发动机设计研制的关键技术及难点。文章首先根据典型飞行任务,对推重比15一级加力涡扇发动机的最有利循环参数进行了一体化分析。矢量喷管是先进战斗机的特征,本文讨论了实现推力矢量存在的技术难点。降低发动机研制成本和缩短研制周期是发展先进发动机的重要要求。发动机数值仿真技术是解决这些要求的重要途径之一,应给予足够重视。发动机状态监视和故障诊断技术可提高发动机工作可靠性并降低直接使用费,本文对故障诊断技术的发展和关键技术作了分析。      

一种新型吸气式与火箭组合发动机(LOCE)及先进天地往返运输系统的发展

根据先进天地往返运输系统的要求和火箭与吸气式组合发动机的特点，提出了重复使用的单级入轨飞机吸气式组合发动机方案的优化原则和一种优化的组合发动机循环：高压氢膨胀液化氧气循环吸气式火箭组合发动机（LOCE）。它是一种以火箭技术为基础的吸气式组合发动机，比冲可达35000m／s，其关键是成功地解决了吸气式组合发动机和火箭发动机燃烧室压力的不匹配，其液化效率比普通LACE循环提高了5～7倍。可借用成熟火箭技术，推重比高是低速阶段（Ma＝0～5）的最佳方式之一。     

再燃室布局对基于固体火箭引射式发动机性能影响研究

为了降低靶机的生产成本,提高靶机发动机的推重比,建立了基于固体火箭引射式组合发动机模型,其结构包括固体火箭与再燃室,两者之间的布局可分为固体火箭内置式和固体火箭外置式,为了优化发动机布局结构,采用再燃室定量加热方法模拟发动机工作过程,分别对内置式及外置式布局发动机进行了数值计算。计算结果表明:在相同的入口引射面积条件下,随着加热量的增加,内、外置式发动机引射效率都降低,内置式布局发动机推力基本不变,外置式布局发动机推力逐渐增大,具有较高的推力及推力增益(最高达到39.3%);由此可知,外置式发动机具有更好的推力性能。为了进一步优化外置式布局发动机,分别计算了引射口尺寸L与固体火箭出口直径D之比(L/D)为1/6,2/6,3/6,4/6,5/6,6/6的六种工况。结果表明:随着L/D从1/6增大到6/6,引射效率、推力及推力增益呈现先增大后减小的趋势,在L/D为4/6时,发动机引射效率和推力达到最大,此时发动机性能最优。     

推力室喉部层板发汗冷却段的结构设计分析

根据层板单元的热分析结果和层板发汗冷却推力室固有的结构特点,提出这种先进发动机冷却方案的设计原理和结构参数的计算公式,结合一台50kN发动机推力室喉部改再生冷却为发汗冷却的改形设计,分析其层板发汗冷却段喉部的设计方法和主要结构尺寸的计算结果。还比较了全再生冷却和发汗冷却两种冷却方式下发动机推力室的温度、热流密度和重量。对先进层板发汗冷却推力室的结构设计提供了参考。     

火箭基组合推进研究现状与前景

对国内外火箭基组合推进系统(RBCC)的研究动态和进展情况进行了总结,阐述了不同时期火箭基组合推进研究计划的重点和所取得的研究成果。分析了火箭基组合推进系统涉及的多项关键技术及其研究进展。论述了火箭基组合推进在两级入轨可重复使用天地往返系统、临近空间及空天飞行器和单级入轨方面的应用前景,并对国内这方面的研究提出了建议。     

液体火箭发动机不同室压下冷却方案适用范围

为了精准评估不同冷却方案对高压液氧烃火箭发动机推力室传热特性的影响,建立了一套再生通道-液膜屏蔽-隔热镀层-辐射换热的整机模型,采用Ievlev半经验模型计算燃气侧壁面的对流换热过程,引入Shruvik安全裕度评估准则,计算推力室径向的分区温度和热流密度。基于某型大推力液氧煤油火箭发动机,研究了不同冷却结构组合的换热能力上限,分析了不同推力室压力对冷却设计方案的影响。结果表明:推力室压力在12 MPa及以下时,可主要依靠再生冷却技术满足冷却需求;在16 MPa及以下时需要配合内冷却环带满足冷却需求;在18 MPa及以下时需进一步设置隔热镀层提高热防护能力;室压在20 MPa甚至更高时,必须采用其他强化换热措施。      

大涵道比涡扇发动机发展研究

大涵道比涡扇发动机用途广泛、市场巨大,对国民经济发展、国防建设和科技进步具有重大推动作用和战略意义.概述了国内外大型军民用运输机的发展现状,归纳了其性能与适航要求更高、经济性与环保性更好的发展趋势,总结了其多继承少创新,共用核心机系列化和军民融合的发展途径.针对中国目前和未来的需求,提出了需要突破的总体设计、稳定性、高压高效叶轮机、高性能燃烧室、先进空气系统等通用技术和适航、大尺寸弯掠风扇叶片、复合材料风扇叶片、低噪声设计、低污染燃烧室、反推力装置等特有技术.     

泵压式液体火箭发动机变推力方案选择

简述了泵压式变推力液体火箭发动机的现状和应用前景,提出了几种泵压式发动机推力调节方案,分析了各方案的优缺点,阐述了系统方案选择须重点考虑的几个方面.以某泵压式发动机为模型发动机,利用系统参数平衡仿真计算结果,对各种调节方案综合分析,确定了可行的系统调节方案,可用于指导模型发动机的工程研制.