美国空军继续进行AMRAAM发射试验

一种先进的中程空空导弹(AMRAAM)AIM—120A,长3.66m,重152kg,装在F—15A战斗机的机身下部。机翼吊架上的发射架载有与试验有关的测距装置。1987年4月9日在白沙导弹试验场发射的一枚AMRAAM没能击中QF—100靶机,失败原因迄今尚未查明。25次飞行评估发射计划中于最近进行的第三次试验表明,导弹对在中高空飞行的、能够在紧急关头实行高-g机动防御的目标具备了攻击能力。     

几种无损检测设备

美国航空喷气公司研制出几种对固体火箭发动机老化试验进行检测的无损装置,包括表面试验器、点火延迟发动机、现场粘接试验器、SPALT 试验器、塞式发动机(PluggedMotor),以及超声波探伤仪。     

马特拉公司开始全尺寸“米卡”导弹的研制工作

法国国防部和马特拉公司签订合同,进行全尺寸“米卡”空空导弹的研制工作,这种导弹将用于装备法国空军和海军的作战飞机。“米卡”是一种重量轻、多目标导弹,长3.1m,重110kg。它兼具了“魔术”空空弹的近程攻击能力和“超级530”弹的远程截击能力,装备有可替换有源雷达或无源红外导引头。借助于无源红外导引头,可使“米卡”     

固体推进剂侵蚀燃速临界条件的度量

本文对那些最强烈影响侵蚀燃速随大发动机尺寸而变化的因素作用进行了测量,提出了侵蚀燃烧临界条件的尺度准则,给出了控制侵蚀燃烧现象有关参数变化时,对侵蚀开始出现的转变尺度临界条件度量的一系列发动机试验结果。试验结果和分析表明,侵蚀燃烧随推进剂燃速、发动机压力、质量流率的变化趋势和已有文献报导的结果相一致。绘出燃速增量与横向流速、比质量流率或横向流雷诺数的关系曲线,并不能提供必需的临界条件尺度相关性。对于湍流转变和侵蚀临界条件的速度分布来说,横向流雷诺数与燃面退移雷诺数间的尺寸相关性,说明了发动机中位置/流动历程的影响。将燃面退移雷诺数转变成轴向位置为特征尺寸的雷诺数时,可将临界条件尺度位置的依赖性归并为一条幂次相关曲线。     

一种新型耐高温改性环氧树脂

美国 Hughes 飞机公司研制出一种可制成粘合剂、密封剂和涂料的可塑性改性环氧树脂。这种被命名为 HRG-3的环氧树脂体系的性能数据如下:室温下未塑化树脂的粘度为0.528Pa·s;玻璃化转变温度为4～10℃;分解温度为310℃;比重为1.11g/cm~3,剥离强度为1.7kg/cm;延伸率为83％;拉伸强度为2.3MPa;剪切强度为2.7MPa;1kHz 下     

大西洋研究公司为SDI研制推进系统

大西洋研究公司为“星球大战”(SDI)计划研制出一种非常轻的、整体式的固体火箭发动机和喷管。发动机是用碳石墨纤维和碳基体制造的。该公司的TACMS的固体火箭发动机样机直径为0.61m,其生产型发动机的直径将为0.66m。为了能在“星球大战”计划中用于空基推进系统,该公司以及其它公司正在研制新型高性能推进剂和轻质、高     

ASTROSⅡ轰击系统

ASTROSⅡ轰击系统的发射火箭直径有:108mm、127mm、180mm和300mm,射程9km～68km。火箭发射装甲车、弹药供给车和发射控制车构成了300mm的轰击系统。火箭使用固体燃料,长4.85m,战斗部重750kg。它们由四个相连的弹筒发射,每个弹筒内装有一枚火箭。一个可重复装弹的完善的ASTROSⅡ轰击系统的售价为一千万美元。     

奥克托金复合改性双基推进剂的燃烧特性

研究了奥克托金复合改性双基推进剂的燃烧波结构,测定了燃速与HMX含量的关系。在HMX含量低于50%时,燃速随HMX含量的增加而降低;在HMX含量高于50%时,燃速随HMX含量的增加而增大。在HMX含量低的区域内,燃速主要受气相反应速率控制,HMX的加入使暗区反应速率增大,嘶嘶区的反应速率降低,气相反馈给燃烧表面的热量减少。在HMX含量高的区域内,燃速主要受凝聚相反应速率控制,燃烧表面的反应热随着HMX含量的增加而增加。     

航空发动机部件性能退化容错控制

本文针对航空发动机部件性能退化问题,开展退化容错控制研究。首先,视退化为干扰,综合考虑退化的缓变特性及系统的目标跟踪要求,提出一种基于H∞鲁棒控制的部件性能退化被动容错控制设计。其次,将退化信息加入控制律设计中,并考虑信息的不准确性,提出一种基于滑模控制器的部件性能退化主动容错控制设计。对所提设计开展硬件在环试验验证,结果表明,两类设计可以较好地弥补退化引起的发动机参数变化,并具有一定的工程应用能力,其中,基于H∞鲁棒控制的容错设计保守性大,且具有较长的调节时间,而基于滑模控制器的容错设计具有更好的动态特性,但在应用过程中需重新配置控制参数。