21世纪的推进动力——RS-68

RS-68是世界上第一台基于成本作为独立变量(CAIV)而研制的液体推进系统,也是美国自20年前航天飞机主发动机(SSME)以来获取飞行许可的第一种新型发动机.洛克达因公司在一次性使用的推进系统方面具有超过50年的悠久的、成功的历史,如红石超过85次的飞行、宇宙神超过569次的飞行、雷神/德尔它超过669次的飞行和土星/阿波罗的一、二、三级超过32次的飞行.当然,还有超过300台SSME的发射和一百万秒的试验这样无可匹敌的、可重复使用发动机飞行历史.     

液氢贮箱的掺混和瞬态表面冷凝

为了研究轴向射流掺混对有热防护层的液氢贮箱压力降低的影响,国外进行了大量的试验性研究。试验用的贮箱是一个近似的圆柱体,体积0.144m~3,直径0.599m.长0.711m。在贮箱内距箱底0.178m 处安装了一个射流泵,射流出口直径为0.0221m,用于产生轴向的掺混并促进箱内液体的循环。液体加注量范围为贮箱体积的42～85％,射流量为0.409～2.43m~3/hr。掺混试验开始时贮箱的压力范围为187.5kPa 至238.5kPa,在这种压力下热分层导致了4.9～6.2K 的液体过冷度。试验确定的参数有掺混时间和在气液界面处瞬态冷凝速率。建立了基于热平衡和压力平衡两种掺混时间之间的关系。两种掺混时间都可以表示为系统结构和浮力参数的关系式,且同其他试验的试验值吻合得很好,修正了根据蒸气和水的试验数据而得到稳态冷凝速率的关系式,建立了冷凝速率与射流过冷度的关系。目前对有限的液氢试验数据分析研究表明,如果引入射流过冷度和气液界面湍流强度,修正后的稳定冷凝速率关系式可以用于预测掺混过程中的瞬态冷凝速率。     

Transputer在连续系统并行仿真中的应用研究

本文介绍了一种新型的VLSI单片处理机,并通过实例讨论了用Transputer构成的多处理机系统在连续系统并行仿真中的应用。     

抖动式激光陀螺零速率点误差分析

分析了抖动式激光陀螺经过零速率点引起的误差特征。根据此误差特征，系统地推导出该误差与陀螺参数的关系并进行了必要的讨论。     

航天飞机主发动机偏离额定状态的低工况工作

本文对洛克达因公司在研究可重复使用火箭的鉴定试验期间,航天飞机主发动机偏离额定工况工作的分析和论证进行了描述。航天飞机主发动机(SSME)额定推力的范围是:设计推力的65%到109%,扩大论证的范围是:设计推力的17%、22%、27%、40%、45%和50%。在低推力工作期间,额外的收获包括:高压氧化剂涡轮泵(HPOTP)使用液体静压轴承,高压燃料涡轮泵(HPFTP)在第一临界转速下运转,在低工况工作的燃烧稳定性以及喷管流动分离热负荷的改善。     

软件接收机中调频信号的一种解调算法

本文提出了软件接收机中调频信号解调的一种算法，文章最后给出了一个具体实例的仿真结果。     

轴对称零件拉深过程中的最小无皱压边力

对轴对称零件的突缘变形区，动用能量法和二维折线式变位函数，计及材料常数ｎ、ｒ值和板厚变化，揭示了拉深中最小无皱压力的变化规律，指出其最大值明显滞后行突缘变形最大径向拉力的发生时刻，突破了两者基本上同时发生的传统结论计算结果与实验数据符合良好。     

组合层板在横向载荷作用下的变形特性

用Hellinger-Reissner变分泛涵,对由多层薄板组合而成的组合层板在横向载荷作用下变形的受力特性进行了研究。组合层板的层数是任意的,各层的材料可以相同也可以不同,每层的厚度是均匀的。假设各层间互相接触,且满足滑移条件,用杂交元建立了组合层板的受力模型。根据假设条件导出了位移函数和应力函数多项式。用杂交元对组合层板进行了分析计算,并用实验进行了验证,说明计算理论的正确性。从计算结果看出,在绐定的薄板厚度很薄的情况下,多层板基本上是绕每层板的中性平面弯曲的。在工程应用时,可以按单层板进行计算,不会带来很大的误差。     

结冰模拟对运七飞机横向特性及舵面效率的影响

继研究结冰模拟对Y-7飞机纵向特性影响之后,本文又介绍了结冰模拟对Y-7飞机横向特性及舵面效率的影响。在讨论其试验条件及结果之基础上得出的结论对结冰条件下的飞行具有重要意义。     

以RD——0120发动机为基础的可重复使用火箭动力装置

美国和俄罗斯在国际上首先开展了低成本运载有效载荷到轨道的研究工作。政府和火箭承包商正在论证和研究未来低成本运载火箭的关键特性,低成本运载火箭的两个关键特性是火箭的可重复使用性和火箭发动机的可操作性。由化学自动化设计局设计生产的 RD—0120 LOX/LH_2发动机已经分析验证了的高性能和先进的可重复使用性,使它成为可重复使用运载火箭(RLV)动力装置的关键候选对象之一。这个高室压(21.86MPa)、高性能(真空比冲4466.9m/s,真空推力1961.67kN)的分级燃烧发动机已经在能源号重型运载火箭上成功地完成了两次飞行。研制期间,发动机的长寿命、推力范围、节流和连续工作时问等特性都经过了验证。这些都是低成本、高可靠、可重复使用推进系统的要求。双组元的 RD—0120发动机通过更换富燃预燃室和增加一个煤油涡轮泵也可以很容易的改造为一个可靠的低成本三组元发动机。为了验证这个双组元发动机高的可操作性和可重复使用性,一个由航空喷气公司、化学自动化设计局和 NASA 马歇尔空间飞行中心合资生产,用于可重复使用运载火箭和单级入轨火箭动力装置的国际计划及三组元发动机可能的关键特性设计正在进行。本文对现在的 RD—0120发动机可操作性和重复使用性的改进进行了阐述。而且对如何更进一步地改进,使 RD—0120发动机成为可重复使用运载火箭推进系统的理想候选对象进行了研究。另外,已经草拟了研制三组元的 RD—0120发动机的研制计划,主要是一个高置信度的飞行演示火箭。