《固体火箭技术》公开发行申办成功

国家科委6月15日下文(国科函[1994]117号)批复同意了《固体火箭技术》期刊公开发行的申请。这是《固体火箭技术》发展成长过程中的一个重要的里程碑,标志着《固体火箭技术》迈开了走向世界的步伐。 《固体火箭技术》是四院主办的唯一的一份国家正式科技期刊,过去一直是内部发行(即限国内发行)。经过创刊以来17年的发展,《固体火箭技术》逐渐成熟起来,文章内容已由早期的报道国外先进技术为主发展到主要介绍、反映我国自行研制固体火箭技术的成就方面来;编委组成也从早期的单纯四院所属各研制、生产、试验单位的编委发展到由国     

惯性顶级发动机壳体研制

本文详细介绍了化学系统分公司(OSD)研制的惯性顶级(IUS)推进系统采用的63英寸和92英寸直径的凯夫拉/环氧纤维缠绕的火箭发动机壳体的设计和试验结果。IUS 要求发动机壳体结构性能超过大型复合材料发动机壳体当前的技术水平。尤其要求 SRM—1裙的结构承载超过凯夫拉/环氧裙当前水平的50%,压力容器的性能超过当前水平的35%。至今多次全尺寸爆破压力试验表明惯性顶级发动机壳体超过了当前技术水平的要求,壳体效率(PV/W)高达1.27×10~6英寸。SRM—1结构试验在压缩线载荷—3564磅/英寸和峰值为2298磅/英寸的剪切载荷联合作用下,超过当前技术水平48%,超过要求值的18%。     

案例调整技术在固体火箭发动机总体设计中的应用

以提高固体火箭发动机(SRM)总体设计中设计经验和设计知识的重用为目的,将基于知识工程的设计方法应用于SRM总体设计。研究了SRM总体设计案例表示方式,提出了两级层次结构的案例调整模式,并针对SRM系统特点建立了SRM总体设计的因果过程模型。在此基础上,提出了SRM总体设计的案例调整框架。最后,应用该调整技术实现了具体设计实例,通过与传统总体设计比较,设计结果一致性好,证明了该技术的有效性。     

日本固体火箭的发展

日本的航天事业是从1951年固体火箭的研究开发开始发展起来的,至今已有40余年的历史,经历了从试验到研制、从探空、微重力试验到卫星发射应用的过程,取得了令人瞩目的成就。同时,日本还引进国外先进的火箭技术,发展大型固体助推火箭,以实现大型卫星的发射。在消化吸收国外火箭技术的基础上,日本目前正在全力自行研制H-2大型运载火箭,包括其所用的固体助推火箭,准备用这种火箭发射希望号航天飞机。此外,日本在未来固体火箭的大型化、无公害化、降低成本以及采用新材料和新技术等方面也正在进行研究开发。以下对日本固体火箭技术的发展历程作简单的介绍。     

航天飞机的固体火箭发动机

本文介绍了航天飞机用的助推固体火箭发动机(SRM)。其类型分为三种:当前执行任务的标准SRM,空间飞行运输8号用的高性能SRM;以及计划在1985年飞行用的纤维缠绕壳体SRM。航天飞机的SRM是获得飞行状态中最大的固体推进剂发动机,其直径为146英寸,长度为125英尺,装有1111000磅固体推进剂,最大推力(真空条件下)为3115000磅力。在首次飞行前成功地进行了7次地面试车,随后的三次飞行试验满足了发动机的全部技术指标。计划提高航天飞机的性能,从东海岸发射的有效载荷达到65000磅,在西海岸发射时(极轨道)达到32000磅。航天飞机性能提高是由于:1.采用高性能的SRM使航天飞机的有效载荷增加3000磅。2.SRM使用纤维缠绕壳体结构使航天飞机的有效载荷增加6000磅。前者靠改变SRM的推力——时间曲线和提高喷管的膨胀比来实现;后者靠减少壳体的消极重量来实现。     

《航天发射技术》征稿简则

《航天发射技术》是地面设备专业信息网和宇航学会发射工程及地面设备专业委员会联合主办的学术性、技术性刊物，是经正式批准、注册的内部发行季刊。本刊重点报导国内外有关航天发射技术、地面设备的科研成果、学术论文、科技报告、科技管理、文献综述及动态、简讯等。刊登的栏目有总体技术、发射技术、车辆技术、加注设备、供配气(电)系统、瞄准设备、试验技术、计算机应用、国外信息等。     

国防科工委标准计量局(通知)——关于编写国家军用标准第2章的补充规定

各有关部门标准化主管机构: 为适应新技术发展的需要,特对《国家军用标准编写的暂行规定》第一篇《标准和指导性技术文件的编写》的5.1.2.3条“2 引用文件”和第二篇《规范的编写》的5.2.2条“2 引用文件”作如下补充规定: 1.允许直接引用国际标准和国外先进标准,但应尽可能地少引用或不引用。 a.凡能直接写入标准条文的,写入标准条文,不单列引用标准。 b.凡能列入标准附录(列入附录时可注明出处)的列入附录。     

宇航元器件过程控制技术研究

调研了国外先进宇航机构的元器件过程控制技术,结合我国宇航元器件生产现状,阐述了宇航元器件过程控制技术的内涵,提出了将关键参数4个一致性(批次内、批次间、全寿命周期内及三温参数的一致性)的控制要求纳入采购规范的控制思路。     

一种固体火箭发动机寿命计算动态修正方法研究

为解决在役固体火箭发动机(SRM)剩余寿命计算不准确和研制阶段寿命设计不合理等问题,首次提出了一种SRM寿命计算动态修正方法。通过迭代不断提高寿命计算精度,最终建立寿命计算数学模型,从而得到SRM加速老化因子。该方法可较准确地计算SRM剩余寿命,同时还可用于指导SRM的寿命设计工作。运用该方法不但可找出SRM设计的薄弱环节,优化装药设计,而且能避免由于安全系数过高造成的设计不合理问题。通过对比SRM寿命计算动态修正方法计算数据和实测数据的结果,验证了该方法的准确性。     

《ZY-1》CCD相机模拟(准)轨道环境辐射定标及像质(MTF)检测

介绍国外可见光实时传输型航天遥感器在发射前对其进行辐射定标的技术,得出的定标系数A用于图象的辐射校正。根据我们的情况,参考国外相似的航天遥感器辐射定标技术,于1994年10月18日到12月2日历时45天,对资源CCD工程质量型遥感器(Engineering Qualification Model-EQM)做了模拟(准)轨道环境下的定标试验。按试验大纲的要求,在主要技术指标上,基本完成了本次试验,达到了试验目的。得到了试验大纲规定下、不同工况时的大量第一手宝贵的试验数据。主要获得了:在大气压力室温下、真空压力室温下、真空压力低温下等的各种辐亮度目标、各个谱段的定标、像质(MTF)检测及真空离焦量试验数据。     

国外大型太阳模拟器研制技术概述

国外航天大国均建有大型太阳模拟器,并在空间探测技术研究中发挥着重要作用。文章介绍了国外典型大型太阳模拟器,给出了其达到的技术指标,较系统地总结了国外大型太阳模拟器研制技术和经验,如准直镜、灯室和光学装校等关键技术的设计思路和解决途径,为我国研制大型太阳模拟器提供了技术借鉴和参考。     

飞行试验实时数据系统简介——Ⅰ机载部分

本文概述从国外引进的“飞行试验实时数据系统”的组成、基本功能及其主要特点。其中的机载部分包括传感器、调节器、达明-5(Damien-Ⅴ)采集器、模拟和数字式磁记录器、遥测发射机、机载计算机及其外围设备以及振动(或颤振)测试设备。地面部分主要由带自动跟踪天线的遥测接收站(2个)、调节测量系统、采集计算机、振动数据专用处理计算机、监控室、自动编程台等组成。本系统主要用于飞机的飞行试验。由于采用了较先进的可编程序遥测系统及实时处理的方式,对缩短试验周期、保障试验安全、提高飞行试验质量具有重大的意义。     

坚持过程控制 推进产品保证 开创型号质量管理新局面

中国一航空空导弹研究院在重点型号的研制、生产实践中，贯彻执行了国防科工委《关于加强国防科技工业质量工作若干问题的决定》等国防科技工业质量管理法规和要求，在“巩固、坚持”国外先进的质量保证技术、坚持“过程控制”的基础上，结合重点型号的研制特点“扩展、延伸”，同时，积极探索和推进国外先进的产品保证模式，并在实践中取得了明显成效。型号的质量保证工作走过了一个从质量检验到质量保证、到产品保证的改进提高、创新发展的自我完善过程。     

国外主要通信卫星技术计划及其进展

近年来,国外通信卫星技术有了长足的发展,无论是在军事还是商业领域都不断有新型高质量、大功率、长寿命的卫星发射升空。目前国外最先进的通信卫星技术仍掌握在包括波音、洛马、劳拉、休斯以及阿尔卡特等美国和欧洲的几大卫星制造商手中。欧洲正在通过研制开发新一代大型通信卫星平台阿尔法舱缩短与美国存在的差距。俄罗斯则是通过与欧洲和日本的国际合作来大力推进本国通信卫星技术的进步。     

航天器增阻离轨技术发展概述及前景展望

在介绍增阻离轨技术的基础上,分析了国外开展的薄膜轨道衰降装置(GOLD)、阻力帆离轨装置(DSDD)、充气式离轨装置(IDOD)、任务后气动离轨系统(Aeoldos)、气动离轨减速系统(IDEAS)等典型项目的研制情况;总结了增阻离轨技术的方案特点,提出针对质量1000 kg以上的大卫星,研究充气式增阻离轨技术的必要性;介绍了外形设计及优化、结构材料、折叠包装与可控展开等关键技术,并对该技术在空间碎片主动清除、大型空间平台有控再入等方面的应用前景及设想进行了介绍,可为发展增阻离轨技术提供参考。     

固体发动机燃烧流动基础问题与研究建议

针对固体火箭发动机（SRM）的未来发展进行了探讨,提出了多学科协同的发动机总体设计优化技术、发动机精细化设计和性能精确调控技术、发动机虚拟试验与数字孪生技术以及发动机先进试验与测量技术是支撑固体发动机未来发展和应用的重要技术。为了实现固体发动机的细粒度建模、多维度设计和高精度仿真,在燃烧流动领域需要重点关注的基础问题包括：发动机环境下固体推进剂细观燃烧机理和燃烧模型、发动机内凝相运动行为模式及多相流输运规律、发动机非线性燃烧不稳定机理、凝相撞击壁面的行为模式和对壁面的力热作用规律、多相燃烧产物作用下绝热结构失效模式与破坏机理、多相燃烧产物生成与输运过程对能量转换的影响机理。最后提出了相关建议,以期更好地推动固体发动机燃烧流动领域的基础研究,更好地服务于固体发动机技术的未来发展。     

载人航天器系统级热试验技术现状与展望

文章首先介绍了载人航天器较之卫星的特殊性,及其对热试验的需求,然后着重评述了国外载人航天器（包括空间站和载人飞船）和我国载人航天器的热试验技术发展和现状,展望了后续我国载人航天器尤其是大型空间站的热试验技术的发展方向,并提出建议。     

惯性顶级推进系统故障分析

1983年4月4日,航天飞机STS—6发射,将第二台惯性顶级飞行器(IUS)送到低地球轨道。随后,IUS的第一级火箭(SRM—1)又成功地完成了使命,将该飞行器及有效载荷“跟踪和数据中继卫星(TDRS)”送到同步转移轨道。但在第二级火箭(SRM—2)工作时,推力向量出现了非指令的异常改变,使TDRS卫星误入歧轨。飞行失事后开展了广泛的分析研究,以确定事故起因和修正措施。本文介绍分析研究的各个阶段;①评定现有的飞行数据;②建立故障树;③评定事故起因;④配合性分析工作和部件试验的结果;⑤修改设计、工艺和验收试验要求;⑥发动机试验,以验证设计分析模型和确定今后飞行的置信度。迄今已进行的有:①甄别了最可能导致事故的原因;②通过两台全尺寸发动机试车验证了分析模型;③已开始实施各项修正措施;④已在制造新的飞行件;⑤总結这一系列研究/修正工作的最后审验发动机试车的准备工作正在就绪。     

《空间电子技术》征稿简则

《空间电子技术》是中国航天科技集团公司五院五0四所(对外名称:西安空间无线电技术研究所)主办的技术性刊物,国内外公开发行,季刊。本刊主要报导我国空间电子技术领域的研究成果、技术成就、经验总结和发展动态;同时也介绍国外在该     

苏联准备用宇宙系列飞船取代进步号飞船

据苏联新闻社出版的《从礼炮号到和平号》小册子报道,为满足新的工艺技术的要求,苏联可能采用更先进的宇宙运输飞船逐步取代进步号宇宙飞船。从1977年以来,苏联已开始进行这方面的试验,在礼炮号6和7飞行期间,对宇宙929、1267、1443和1686进行了试验(见表)。