高空跳伞背后的航天魅影

菲利克斯·鲍姆加特纳成功地从3．9万米的高空一跃而下，完成了打破多项纪录的高空跳伞。这次跳伞不仅是一次挑战极限的冒险。更是一项内容丰富而复杂的科学工程，这不是菲利克斯一个人能完成的。在菲利克斯身后，有非常强大的支援力量。从筹备到任务完成．这次高空跳伞像极了一次航天任务。不仅菲利克斯穿的装备是特制防护服，而且他背后的支援团队也像一个小型航天局团队。     

关于国外氢氧火箭发动机的定型情况

氢氧火箭发动机与其它液体火箭发动机一样,从研制开始到产品交付要经过一个相当长的时间。如果把验收试验以及在使用中的不断改进等考虑在内,这个时间就更长了。到什么程度才算定型呢?通过哪些试验才算过关?为什么要进行这些试验?要不要理论依据和公式推导?要不要把质量控制和可靠性考核包括在内?问题很多也很复杂。目前虽然尚未见到国外发表有关发动机定型的文章,但有关氢氧发动机的鉴定考核,研制到交付的全过程以及典型的各种试验和鉴定情况还是可以知道的,从这些情况中,我们也可以借鉴外国的经验和教训,摸索出发动机从研制到定型的一般规律。本文拟初步介绍这方面的情况,更详细的鉴定和定型报告有待于进一步的探索和总结。     

高空锋区降雪形势分析

本文根据对1993年11月26日较为典型的高空锋区降雪分析，初步得出了此类高空槽降雪形势的预报思路，对于今后正确把握类似的天气提供了一定依据。     

一种航空发动机引气负载系统的设计与应用

设计了一种用于航空发动机他机领先试飞的引气负载系统,详细介绍了该系统的总体布局、技术要求、工作原理和具体实施方案。整个系统主要由引气控制系统、引气流量测量控制系统、引气流量调节装置及限流文氏管等组成,通过测量控制系统,控制压力调节/关断阀和引气流量调节阀,测量、显示和记录流量测量装置获取的参数。地面试验和飞行试验表明,该系统工作时发动机状态稳定,且能满足发动机不同功率下的流量需求。     

六自由度激励台精密高刚度铰链结构设计与试验应用

精密高刚度铰链作为六自由度并联激励平台中的关键组件,其性能高低对激励台的控制精度有直接影响。针对铰链所需满足的高刚度、高基频和无间隙等要求,文章提出了基于虎克铰结构的铰链设计方法。首先根据铰链所处的工况确定选用圆锥滚子轴承作为旋转支撑部件,并通过对轴承的配置和预紧实现无间隙振动运动的要求,从而确定了铰链结构形式。然后,利用有限元法校核了结构的刚度与基频,进而完成铰链结构方案和样机制造,并将样机集成于激励台中。最后,开展了铰链动态特性试验和激励台振动控制试验,分别获取了铰链的基频和激励台控制响应。结果表明,铰链可满足激励台工作频段内的使用要求,铰链设计合理。     

高空发动机试车台矢量推力现场动态校准技术

根据发动机试车台矢量推力现场动态校准需求，通过系统化论证，针对试车台的技术要求及校准需求，解决发动机试车台现场实际使用和实验室校准条件不同造成的附加测量误差、试验台推力无法整体校准等问题。文中提出了利用摆锤式动态力加载装置实现标准矢量力加载的方案，为了验证设计方案的可行性，利用现有的设备研究验证校准方案，通过试验和分析给出了校准不确定度。结果表明：该方案动态性能优异，响应迅速，动态校准不确定度为2.2%，能满足高空发动机试车台矢量推力测试的需求，为后续进一步准确测试矢量推力提供了依据。     

野马分鬃

<正>北美公司OV-10"野马"于20世纪60年代研制,曾经作为越南战场反游击战的轻型攻击机,大量装备美国空军和海军陆战队,至今还是哥伦比亚,委内瑞拉和菲律宾等国空军的在役装备。OV-10采用双尾梁布局,由两台T76涡桨发动机提供动力,后部货舱空间75立方英尺,可以搭载5名伞兵,号称"万能机"。OV-10转为     

高空舱内大流量进气收缩型面气动特性数值研究

应用CFD方法对不同收缩型面设计方案进行了数值模拟,并对结果进行了对比分析。结果表明:①采用伯努利双扭线进气结构,收缩段后直段区域径向马赫数梯度较大,收缩段出口附近壁面静压变化剧烈,压力损失较大;②无伯努利双扭线进气结构,双三角函数收缩型面(DTC)壁面静压变化率较小;③不同工况下,伯努利双扭线和圆柱-四次曲线-圆锥-四次曲线组合收敛曲线(CQCQ)型线组合、伯努利双扭线和DTC型线组合、仅CQCQ型线、仅DTC型线四种结构,壁面附面层厚度在收缩段出口基本一致;④进行大流量发动机试验,高空台可参考选用仅CQCQ型线和仅DTC型线作为亚声速进气结构。     

组合临界流文丘里喷嘴空气流量测量方法高空舱应用分析

为满足发动机高空试验低流速进气条件下空气流量精确测量,减小进气导管气流附面层影响,弱化空气流量测量与被试发动机相关性。分析了单件/组合临界流文丘里喷嘴的工作特性,给出了组合临界流文丘里喷嘴(ACFVN)空气流量计算方法,依据给定试验发动机和高空舱尺寸设计了临界流文丘里喷嘴组合结构,得到了组合临界流文丘里喷嘴在高空舱应用的控制方法和测试布局。采用小尺寸喷嘴对组合喷嘴设计和应用方法进行了验证,结果表明:采用打开/关闭喷嘴数量和调节进气压力两种组合方式在高空舱内应用方法可行,测试布局满足测量要求,下游发动机进口截面气流紊流度优于0.3%,满足发动机高空模拟试验要求。      

航空发动机全机推力试车台测力方法与校准技术

为了实现航空发动机全机推力测量,研制了一种航空发动机装机条件下的推力测量平台,该平台采用“品”字形布局,嵌入到地面的试验地坑以下,实现了对不同类型飞机的推力测量。介绍了测量系统以及校准方法,使用该测量平台,分别对某大型运输机和战斗机进行了推力测量试验,实现了该两型飞机的推力测量,测量精度高,由于进排气以及发动机安装位置的影响,全机推力测量平台所测得的发动机装机推力与台架标准推力相比存在一定差距,运输类飞机推力损失一般小于3%,战斗机损失达到了5%～15.1%之间。