数字波束形成合成孔径雷达

阐述了最近在Astrium完成的两项SAR研究，简述了大地测量合成孔径成像雷达X型（TSX）卫星的能力。两项研究是在SAR成像模式时采用新颖天线波束形成概念的高分辨率宽条带成像雷达（HRWS）和LCMA（低成本多个馈电天线）。分析了它们的设计、性能和样机框图，并将它们与采用有源相控阵天线的TSX—SAR进行了比较。     

具有最低旁瓣电平和使用粒子群优化算法控制零陷的线性阵几何综合

描述了具有最低旁瓣电平和使用粒子群优化算法（PSO）控制零陷的线性阵几何综合方法。PSO是一种最新开发的高性能优化算法，它能解决一般的N维线性和非线性优化问题。与遗传算法和模拟退火等其他进化算法相比，PSO算法更易于理解和实现，并且要求最少的数学预处理。针对以旁瓣抑制（SLL）和／或在特定方向放置零陷为目标的优化问题，首先提出了阵列几何综合的公式，然后运用PSO算法来解决单元的位置优化问题。最后给出了3个PSO算法应用的设计实例，且每个实例中的优化目标都易于实现。通过与使用二次规划方法（QPM）获得的结果相比较，验证了PSO算法结果的有效性。     

固体复合推进剂受震动或冲击时的能量分布

本文讨论了从推进剂各组分的实测冲击H值(Shock Hugoniot)来计算复合推进剂的冲击H值。HMX炸药—聚氨酯粘合剂复合推进剂的冲击H值计算值与实验值极其吻合。推进剂及其组分的冲击均相温度的数值计算是利用Walsh—Christian方程式,但是包括了温度对热容的影响。粘合剂的冲击温度要比炸药的冲击温度高。讨论了复合固体推进剂受震动或冲击时控制能量分布的因素;指出高聚物粘合剂加入到炸药内是如何降低冲击温度,从而相应地降低了推进剂的震动或冲击发火感度。     

固体推进剂发动机的热贮存寿命

借助于统计力学计算了受环境温度变化影响的固体推进剂火箭发动机的贮存寿命。考察了粘弹性效应、化学老化、累积损害和力学性能的统计变化。     

全复合材料宇航发动机可行性验证

1982年11月,空军火箭推进实验室成功地进行了由若干先进的部件组成的发动机的高空模拟点火试验,从而完成了全复合材料固体火箭宇航发动机可行性的验证。这次试验使法国欧洲推进公司与美国联合工艺公司化学系统分公司分工合作为期三年的研制工作达到高潮。发动机接近于全复合材料结构,金属部件几乎完全消除,证实了全复合材料发动机的可行性。经过验证的先进部件有:1)凯夫拉—环氧树脂燃烧室的复合材料极性接头;2)轻质的燃烧室绝热层;3)适用于头部满装药且安装在喷管上提供飞行用的环形点火器;4)高性能的 HTPB/HMX 先进宇航发动机推进剂;5)具有无支撑整体喷喉和入口段,以及能直接适应推力向量控制作动器载荷(在未来试验中)的薄壁出口锥的特轻喷管;6)连接出口锥与整体喷喉和入口段的套装式出口接头。     

GPS/GLONASS组合接收机

美国和苏联都已研制出了各自的全球定位系统-GPS 和 GLONASS,预计它们在90年代初期将投入工作。本文讨论使用 GPS/GLONASS 组合接收机的优点。报道 GLONASS 系统运行状态的观测结果:对 GPS 和 GKONASS两系统做了比较,给出了两系统的覆盖情况。最后,介绍一台试验接收机,它使用两个系统卫星的信号,完成了导航、测绘及时间传输等实验。     

航天飞机小尺寸烧蚀喷管试验

近来,使用小尺寸喷管试验,鉴定了有希望的新型碳酚醛烧蚀材料。这些材料采用短粘胶纤维.聚丙烯腈纤维和沥青基碳布制成。为喷气推进试验室48英寸碳发动机设计的4英寸喉径潜入式喷管,用来鉴定有20种烧蚀材料的5种不同的设计。这种装有3200磅航天飞机固体火箭发动机使用的推进剂(聚丁二烯丙烯酸丙烯腈)药柱,提供的燃烧室压力——时间条件,类似于航天飞机固体火箭发动机最初45秒的工作环境。     

固体火箭发动机喷管型面最佳化技术的研究

本文分析了喷管型面结构对固体推进剂火箭发动机性能和效率的影响。本研究使用三种分析方法,它们是:赫克力斯的Ⅰ_(SP)法(HIMET),固体性能程序(SPP)和普度大学 Jo-seph Hoffman 博士的直接寻求法。这些分析方法确定发动机中的流动和热损失,并以比冲(I_(SP))损失表示。在本分析中,分别考虑了扩散、摩擦、热、粒子滞后、侵蚀和化学不平衡等方面带来的损失。对采用抛物线、园弧线和特征线的喷管型面的发动机进行了性能比较。在固定喷管外轮廓(长和直径)不变的条件下研究了典型的低空和高空工作的发动机。这些计算结果对喷管型面设计有了有益的深入理解。本研究指出:第一,最佳起始扩散角随所采用的喷管型面和分析方法而变;第二,对于给定的喷管外轮廓,不论是抛物线型面、园弧线型面还是特征线型面,所获得的最大比冲基本上是相同的;第三,如果喷管型面不是最佳,就会出现明显的性能损失;第四,分析的Ⅰ(SP)预示方法能有效地用于固体推进剂火箭发动机的喷管型面设计;第五,可延伸出口锥能改进主喷管的性能。     

航天发动机推进—现状报告

自1974年以来,根据赛奥科尔公司提出的计划,用静态点火试车验证了顶级火箭发动机设计的主要进展。发动机弹道性能的改进和质量比的提高,在装药量为450—1650公斤,直径为0.7、0.9和1.2米的几种发动机上得到了验证。大多数技术改进都用设计的每种发动机进行几台静态点火试验验证过,并且根据合同正在研制的近地点和远地点发动机采用了这些技术。这些改进包括:端羟基聚丁二烯(HTPB)复合推进剂;柱槽型的药柱设计;碳—碳出口锥的深潜入喷管;在喷管潜入部分周围安装一个环形的小火箭式点火器和低密度三元乙丙橡胶(EPDM)壳体绝热层。     

侦察兵运载火箭先进的第三级发动机的研制

前言侦察兵运载火箭第三级发动机将采用天蝎座——Ⅲ(Antares—Ⅲ)发动机。侦察兵是一种四级固体推进剂运载火箭,由国家航宇局兰利研究中心抓总,沃特(Vought)公司主要负责系统研制。1977年初,为了至少增加18公斤有效载荷,着手寻求一种高性能第三级发动机。这种性能经改进后的发动机仍必须维持原先发动机的外形尺寸,并能保持或提高原先发动机的设计安全系数。1977年3月,赛奥科尔公司承包了沃特公司的合同,负责设计、研制和质量鉴定代号为