结构振动予示

前言 NASA经验表明需要统一宇宙飞行器的设计准则,因此,在下面几个技术领域中提出了准则: 环境结构制导和控制化学推进这些准则的各个部分一旦完成就作为单行专集发表。这套已发表的专集题录可见本文最后一页。(本文路—译者註) 这些专集是什为设计的指南,而不是NASA的局标准文件,除非在正式的设计规范中作了规定。然而,希望这些专集的准则部分,在按照经验进行了修改,表明是符合要求     

固体火箭贮存延寿试验方法

本文对贮存延寿的指标体系进行了研究定义,提出了基于实际使用信息和地面试验验证方法相结合的固体火箭贮存延寿试验的准则和总体思路,形成了系统方法并应用于具体产品。通过延寿信息收集与分析、贮存失效模式分析、分解测试、理化试验分析、加速贮存试验、环境适应性试验、可靠性试验、安全性试验以及飞行试验、综合评估等层层递进,能够给出验证固体火箭满足贮存延寿一定年限和可靠性的寿命评估结论。研究成果为获取固体火箭的可靠贮存寿命、实现科学定寿提供了依据,获得了显著的社会和经济效益,提高了固体火箭的完好性水平。     

火箭振动模态转角的试验测定

本文比较了火箭振动模态转角的相对和绝对测量表示法。通过分析和火箭模型的试验证实两种表示方法的一致性。讨论了由子结构转角频响函数实测值,预测组装结构的模态转角问题,并用典型物理梁作了模态转角试验综合的原理性验证。结论是用响应对外力的频响函数表示火箭的模态转角更合理些。     

航天飞机及火箭的羽流试验技术

火箭发动机排气羽流的影响是研制火箭运载器的一个关键问题。本文综述了羽流对航天飞机和火箭底部流动、底部加热的影响。重点综述了冷气试验方法,并指出了冷气模拟试验的相似准则的参数组合关系式。冷气试验费用不大,试验周期短,是确定底部压力的最佳方法,试验重点在跨声速和低超声速飞行区域。本文对热气试验方法也作了介绍。热气试验可模拟羽流的真实热力学特性,但耗费大,技术复杂。火箭发动机羽流模拟应由风洞试验来确定。本文简述了进行羽流模拟试验的地面试验设备。     

新一代大型火箭全箭模态试验

新一代大型运载火箭具有大直径、长助推和多分支的结构特点,表现出复杂的助推器和芯级的多种空间组合模态特征,导致全箭模态试验的难度加大,本文对全新的振动塔设计和新型火箭空间模态精细化获取技术进行了论述,介绍了新一代大型运载火箭全箭模态试验实施方法,一些关键的试验技术的使用、对全箭试验中的技术问题进行了研究和评估,获取了大量的全箭模态参数,为火箭设计与动力学分析提供了重要依据。     

大型捆绑火箭振动试验液体取代与支承影响修正方法

在大型捆绑火箭振动中，液体取代和支承边界影响作为结构质量和刚度的变化，对火箭振动特性有重要影响。本文采用有限元再分析法，矩阵摄动法和拓广灵敏度法，对模态试验数据进行了合理修正，并获得了满意的修正结果。研究表明，在秒状态足够多的情况下，用最小二乘曲线拟合技术修正振型斜率也是可行的。     

火箭用液氧泵的动特性试验

1.绪论液体火箭中经常会产生一种POGO的飞行器轴向自激振动。对于这种白激振动,泵具有较大的影响,因此,在POGO分析时须要计算出泵的动特性数据。迄今为止已有很多报道介绍泵的动特性研究结果。笔者也曾就使用高速液氧泵在泵入口NPSH(净正吸程)较大时的试验结果作过若干介绍。日本正在研制在第二级安装液氢液氧发动机的H-1火箭,并在研究第二级发动机是否要安装POGO的抑制装置。本报告就是以取得POGO分析上所需要的液氧泵动特性数据为目的,介绍泵入口NPSH较大时和较小的脉动试验结果。     

车载火箭发射系统试验模型模态研究

本文建立了火箭发系统的弹 -架结构实体单元有限元模型及整体结构壳梁混合单元有限元模型并分别进行了有限元模态分析 ;对比弹 -架结构试验结果 ,验证了建模及分析方法的正确性 ;并为车载火箭发射系统整体结构振动模态试验及动态响应提供了可靠的依据。本文采用SDRC公司的 I-Deas TM软件进行建模及分析。     

大型火箭振动试验振型斜率测试方法

讨论了在火箭固有振动频率下测量振型斜率的几种计算和测试方法，分析了影响振型斜率测量和符号误判的误差源，提出了按秒状态变化进行振型斜率修正的最小二乘曲线拟合法。研究表明，以参照点陀螺信号为基准计算相位角，可以避免相位符号的误判。这一改进对于以相位符号作为稳定性判别准则的控制系统来说是至关重要的。     

战神Ⅰ火箭分离发动机试验成功

美国航空航天局马歇尔航天飞行中心的阿拉巴马州,成功地完成了分离发动机（战神火箭的关键部件）研发试验的第一轮测试。战神Ⅰ是美国宇航局的星座计划中的最初的火箭,这个项目负责研发宇航员进行未来探索航行的飞行器。     

近地点变轨固体火箭发动机平衡试验

对长二捆近地点变轨固体火箭发动机动平衡用校验转子、工装、空载／满载发动机、卸载／不卸载发动机以及有无喷管发动机等各种状态下动平衡参数进行了试验研究，并对其动平衡在数进行了理论计算。     

火工品爆炸加载方法在火箭分离冲击环境模拟试验中的应用与效果

基于火箭分离冲击环境的特点和冲击环境对箭上仪器产生的影响,研究了分离环境模拟的火工品爆炸加载技术。该技术能够复现实际的冲击环境,并可产生加严考核的高量级冲击环境,以满足鉴定试验以及更高的试验要求。根据不同的试验要求,此项技术即可以应用于单机试验,也可以应用于部(舱)段试验,并且在一定的条件下可以同时满足三个方向的冲击环境模拟要求。     

NASA战神系列火箭2009年飞行试验

NASA格伦研究中心在“战神-1”项目中发挥着重要的作用，在美国的“星座”项目中，“战神-1”运送“猎户座”飞船的乘员到国际空间站，月球，火星或更远的目的地，格伦研究中心的战神项目组领导“战神-1”的研发工作，包括设计测试战神系列的飞行试验设备。约翰逊空间中心的星座项目组协调全部飞行试验。格伦研究中心的飞行设备包括试验模型的一部分关键部件。     

固体火箭发动机地面热试车试验研究

从试验原理、试验环境和试验方案等方面对固体火箭发动机地面热试车试验进行了完整的介绍,对燃烧室内压力、发动机壳体的振动、冲击和试车台周围的噪声环境等试验结果进行了详细的分析。通过分析,揭示了发动机的内部工作原理,指出了燃烧室内脉动压力类似于白噪声,阐明了舱段的隔声、降噪特性和质量负载、阻尼衰减效应等。后续可通过对这些影响因素及其作用效应进行综合分析,利用数据推演或仿真分析等手段得到导弹真实的环境。     

固体火箭发动机内绝热层烧蚀试验研究综述

从绝热材料热化学烧蚀、气流剥蚀和粒子侵蚀等影响因素出发,综述了绝热材料烧蚀试验研究所采取的方法,并对飞行加速引起的过载下绝热材料烧蚀研究方法进行了总结,最后阐述了现有的绝热材料烧蚀实时测量试验方法及其特点。     

NASA将在原动力学试验站完成Ares火箭的地面振动试验

NASA马歇尔空间飞行中心原有的动力学试验站将在2011年应用LMS试验软件完成全尺寸Ares发射系统的地面振动试验（GVT）。这个大型火箭的振动试验是利用柔软的悬挂系统将空间飞行器“悬浮”在无约束环境里进行。该设施最早建于1964年,它作为阿波罗载人登月计划的一部分,为进行土星V的火箭振动试验而建的,     

火箭助推发射飞机模型设计方法研究

火箭助推发射是无人机起飞的一种形式．模型飞机火箭助推发射试验是采用自由飞模型试验的形式，按运动相似条件进行的．模型飞机应符合几何相似、质量相似、运动相拟和动力相似等条件．本文以＂长空＂无人机的１．５模型为例，介绍了无人机模型设计参数的选择以及有关的设计计算和调试方法．以三种火箭助推发射形式进行的试验结果证明，飞机模型的设计方法是可靠的，对于进一步研究火箭助推发射无人机具有参考价值．     

基于火箭橇的低空大动压舵系统试验验证

针对某型飞行器电动舵系统在低空大动压情况下出现舵面不跟随的情况,设计了基于火箭橇的地面试验验证方法。火箭橇是所有地面动态模拟试验中最能逼近真实飞行环境和置信度最大的一种试验手段。本文对试验方案含火箭滑车、飞行器和测试测量方案进行了说明,最后对试验结果进行了分析说明。试验结果表明,基于火箭橇的地面试验能够真实模拟空中工况,对低空大动压舵系统的攻关验证起到了关键作用。     

低气压环境火箭底部柔性防热材料隔热试验研究

文章针对飞行环境的压力变化,采用低气压环境复合瞬态热试验系统,在常压、20kPa、2kPa三种压力环境下模拟了火箭底部柔性防热材料在飞行过程中的瞬态热载荷.通过测试试件升温状态及表面烧蚀状态,研究压力环境对材料隔热性能的影响.通过试验结果对比分析,发现箭体底部柔性防热材料的升温幅度与烧蚀程度均随环境压力的下降而降低,2...