NASP低速推进方案

美国普惠公司的初步试验表明,由该公司研制的一种低速推进系统有可能用于国家空天飞机(NASP)。该公司最近通过试验研究了这种可用于将NASP从起飞加速到大约M3的低速系统的一个基本缩比样机的性能。 该低速系统是三个独立系统中的一个,这三个系统将被研     

NASP的可行性评定

美国航天委员会在对NASP计划的日程和内容进行评审后,已把是否建造两架X-30的决策日期推延到1993年。要做出这样的决策,就必须对技术的完备性做出可核实的工程评定。本文介绍了与NASP的可行性评定有关的基本问题和方法。     

升力体外形设计的代理模型优化方法

面向飞行器概念设计提出了一种将类型函数/形状函数变换技术与代理模型技术及全局优化算法相结合,实现升力体外形多目标优化的设计策略。类型函数/形状函数变换技术能够通过调整少量尺寸参数或类型函数/形状函数控制参数衍生出多种设计构型。选用最优拉丁超立方抽样完成实验设计,将径向基函数作为近似方法构建代理模型,并通过序贯采样后验策略改善代理模型拟合优度。在Ma 6,迎角20°设计点处搭建了升力体简化外形的气动分析代理模型。应用NSGA-Ⅱ多目标遗传算法实现了以升阻比和容积利用率最大化为目标的折衷优化,得到包含一系列改进设计方案的Pareto-解集,其中,各构型目标响应相对实际分析值误差均在6.1%以内,表明该方法既可以通过代理模型大幅提升设计效率,降低应用全局优化算法的计算复杂度,又能够得到满足概念设计精度需要的设计方案,有利于概念设计中定量高效地实现多个设计目标的折衷优化,明确飞行器外形修改方向。
     

NASP承包商达成联合研制协议

美国参加国家空天飞机(NASP)计划的5家主承包商于今年1月底向美国空军提交了一份临时联合承包协议,这项协议要求美国空军允许他们在不进行竞争的情况下,联合研制X—30高超音速研究飞行器。 这项协议是在1月中下旬由这5家承包商——通用动力公司、麦道公司、洛克韦尔国际公     

NASP发动机经受M6试验

普惠公司已对国家空天飞机（NASP） 的一个全尺寸超音速燃烧冲压喷气发动机（scramjet）系统在M6的条件下进行了试验。试验的具体部位是发动机燃烧室和内部喷管。已经进行的5次试验所采集的数据与早先通过计算流体力学分析得出的scramjet工作特性相符。这些数据证实这种推进系统将能满足NASP计划的要求。 按计划,至少还要进行3次M6试验,以便为验证该系统从冲压喷气发动机（ramjet）工作方式过渡到约 M6以上的 scramjet工作方式的试验铺平道路。 该公司说,他们还将进行高达M8的试验,以评估整个系统及其各个部件的性能。     

美国研制升力体空间站救生艇

该文介绍美国空间站救生艇—升力体的要求,飞行试验计划、发射方法、结构和着陆系统。     

美国研制升力体空间站救生艇

该文介绍美国空间站救生艇－升力体的要求，飞行试验计划、发射方法、结构和着陆系统。     

X—30试验机取消NASP计划调整

美国空军和美国航宇局已决定暂时放弃在国家空天飞机(NASP)项目下建造以超音速燃烧冲压喷气发动机作动力的单级入轨X-30验证飞行器的计划,并正在对NASP项目进行调整,以转向研究该项目中一些比较棘手的技术问题。据分析,转向后的NASP计划很可能会失去国会内对它的支持。众议院科学、空间与技术委员会已指示美国航宇局和     

日本准备进行升力体再入飞行器试验

日本对未来航天运输系统的长期研究2007年将有新的动作。日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）将在2007年9月到10月份在北海道大树町对一架缩比型升力体再入飞行器进行自动进场着陆试验。     

高超声速升力体飞行器等离子体鞘数值模拟

为探究高超声速再入过程中通信“黑障”的影响因素,基于一种化学反应平衡气体组分模型,采用有限体积法求解三维全N-S方程,数值方法采用AUSMPW+格式和LU-SGS隐式求解方法,模拟典型球锥体的高超声速流场,得到的电子数密度分布同RAM-C II飞行试验数据吻合良好。并针对一种升力体外形飞行器进行计算,选取高度范围35~55〖KG*9〗km、马赫数12~25、攻角10°~30°共14个飞行状态,得到了不同状态下的飞行器周围的电子数密度分布情况,对比分析发现电子数密度值与飞行高度、马赫数以及攻角的大小关系密切。     

基于FFD方法的高超声速升力体气动优化

将FFD(Free Form Deformation)自由变形法与无限插值动网格方法相结合,发展了一种飞行器参数化建模和网格生成方法。二维和三维的实例显示自由变形之后得到的飞行器几何外形及其对应的网格能保持平滑光顺,验证了方法的有效性。在此基础上,结合径向基函数代理模型和CFD技术发展了一套优化设计方法并对高超声速升力体外形进行了气动优化。基于自适应模拟退火算法的单目标优化表明,在保持原有外形体积不减小的情况下,升阻比提高了1.28%;基于NSGA-II的多目标优化得到了飞行器升阻比和体积的最优解集,典型优化外形的升阻比和体积分别提高了2.93%和2.49%。升力体的优化结果表明了FFD方法的有效性和优化设计方法的实用性。     

升力体再入飞行器离轨制动方案及优化研究

离轨制动是确保天地往返飞行器安全、准确返回既定着陆场区的前提。文章借鉴载人飞船再入返回飞行的工程经验,对升力体再入飞行器的离轨制动总体方案进行分析,阐述了离轨制动任务剖面以及相关总体参数,依此确定离轨制动设计条件、设计约束。在此基础上,以典型升力体再入飞行器为例,仿真分析给出了升力体再入飞行器离轨制动时序设计和离轨制动策略方案,得到涵盖离轨制动策略、离轨制动时序的升力体再入飞行器的总体设计方案。最后,通过灵敏度分析确定了优化设计变量,开展了离轨制动多学科优化设计的关键技术研究。相关研究内容可为升力体再入飞行器离轨制动的具体工程实施提供技术参考。     

类X-37B升力体再入飞行通信特性中断研究

针对再入非平衡等离子流场的数值仿真方法及等离子体鞘套对不同波段电磁波传输特性的预测开展研究。首先,利用某工程钝头体飞行器再入实测通信飞行测量数据,初步校验数值仿真等离子体特性和通信特性方法的正确性;其次,在典型弹道下针对升力体再入飞行器开展等离子体鞘套数值仿真,分别给出S波段、Ka波段与K波段电磁波衰减特性,研究指出结合当前国内中继星体制情况采用高频段电磁波Ka波段或K波段中继通信方式是解决通信黑障的技术途径之一;最后,研究了电磁波数衰减受传播方向角和攻角的影响规律。研究结果可为发展解决我国再入飞行器通信黑障的设计方案提供参考。     

综合离心力／气动力的升力体高超声速飞行器纵向运动建模研究

针对综合离心力/气动力的吸气式升力体高超声速飞行器,建立了飞行器刚体动力学矢量模型,得到了面向巡航控制的纵向运动模型。考察了地球曲率半径与自转角速度对高超声速飞行器运动建模的影响模式;分析了地球曲率半径对飞行器径向受力、稳态特性与动态响应的影响。分析表明：对于高超飞行器,离心力等惯性力对升力的贡献已到了相当的比例,在建模时必须考虑;对飞行器高度、俯仰动态模态影响剧烈,同样需要特殊对待。
     

直流式喷注器设计

参阅国外文献并利用国内研究试验结果,论述了直流式喷注器的基本型式,给出了设计方法,包括喷嘴排列设计、排列计算。从喷注器设计的角度出发,提出了解决燃烧性能、燃烧不稳定性和冷却问题的途径;叙述了喷注器的制造工艺过程及加工方法。     

集成电路选用趋势研究

以新型号设计所选用的集成电路(核心的数字及模拟集成电路)为依托,选取集成电路的特征参量并进行型号规格的合并,特征参量的提取,对参量逐一统计分析,通过量化分析,提出航天产品选用集成电路的趋势与对策.     

数控机床导轨的选用

文章分析了滑动导轨、静压导轨和滚动导轨的特点，对其装配难易、防撞性、经济性和可维修性进行了比较；认为尽管在数控机床高速发展的趋势下，滚动导轨应用越来越广泛，是机床发展的主流，并越来越多地取代滑动导轨，静压导轨由于结构复杂，制造成本高，一般极少采用，而滑动导轨具有其独特的优势，仍在中、低档数控机床广泛应用。     

从电子元器件的选用论型号电子产品的可靠性设计和管理

型号产品的可靠性是设计、生产、管理出来的。电子元器件的正确选用是电子产品可靠性设计的重要内容。全面论述了正确选用电子元器件的依据、原则和管理要求。     

微波快速搜索式接收机变频器设计

介绍一种用于快速搜索式接收机的变频器。它是根据常规兵器引信遥测的特点设计的，能够满足自动快速搜索式接收机对多卜勒体制信号、窄脉冲体制信号和调频测距体制信号的监测要求。