《强度与环境》总目录

.1073年第一期 国外振动实验技未的一些进展(冯扳兴) 几种壳体稳定性鱿计算方法和试验结果(张骏华).1973年第二期 失重环境对火箭导弹工程的影响(张秀清、许达明) 突防中核环境对导弹头部的破坏作用及高空核爆炸所产生的软X射线对导弹头部的 结构响应及防护(陈炯楠、叶帮础、胡明志、李清源).1,73年第兰期 电动式扭转振动台简介 电动激振田的数字控制系统(译文) 1973年第四期 有关热结构试验的几个问题(周锡仪) 对飞行于M 4.幻下的X一巧水平安定面进行红外线加热模拟的评价(译文) 1974年第一期 振子式冲击谱分析仪工作小结(宋文治) 峨荷偏…     

失重环境与液体管理

前言近20年来随着宇航技术的发展,国外对失重环境进行了大量研究工作。我国也利用飞机、落塔和1-g模拟等手段开展了这方面的研究工作,对失重和低重环境下贮箱中液一气界面静平衡形状,液体重定位,出流、气蚀及晃动等问题进行了失重模拟试验和分析。本文仅就国外进行的流体静动力学,宇航工程中推进系统的液体管理及其它有关问题作综合介绍,以便有关单位参考。     

失重环境<一> ACS系统液体管理

<一>失重环境液体管理一.失重(O—g)及落塔试验 1.定义:一个运动体、当共加速度向量与重力加速度向量相等时即失重(简称O—g)表示如下:2.自由落体一落塔失重环境模拟的理论根据图<一>补     

大型运载火箭的推进剂液体控制问题

引言发射同步卫星的运载火箭常要求在停候轨道上滑行一段时间,然后再起动发动机将其推进到转移轨道。滑行期间貯箱内推进剂液体处于“失重”状态,液气界面的稳定性很差,在外界干扰作用下推进剂液体很容易离开原来位置.这种状态对于运载火箭重心控制、发动机再起动和排气系统工作都是很不利的.所以,如何保证滑行期间推进剂液体在所需要位置是运载火箭设计的基本问题之一。推进剂液体的控制方法很多,大型运载火箭常用的方法有连续正推火箭、间断正推火箭和蓄留器。连续正推火箭法的原理是利用正推火箭推力产生的低重力环境,使推进剂液     

《强度与环境》73年、74年共八期总目录

73年第一期: 1 国外振动实验技术的一些进展(综述) 2 几种壳体稳定性的计算方法(小结) 73年第二期: 1 失重环境对火箭导弹下程的影响 2 空防中核环境引导弹头部的破坏作用及高空核爆炸所产生的软x射线对导弹     

用大气球做失重实验

前言在宇宙空间飞行的火箭、人造卫星、航天飞机要经历超高真空、失重等特殊环境,因此在地面上有必要进行预备性实验。在地面上用长为20m左右的真空槽做失重实验,也只不过能实现几秒的失重状态。然而在地面上30km的高空处,空气密度大约仅是地表处空气密度的1/100,因之空气阻力也变小,所以由很高的高度落下的物体,就能实现近似于失重的状态。例如,重量100kg、横断面积0.1m~2、摩擦阻力系数约为0.2的物体,由35km高空落下时,可望能实现10~(-3)g     

低温技术在航天航空中的应用进展

低温技术在现代航天航空科学中已获得广泛应用,本文从以下几个方面较全面地讨论了低温技术应用原理并简要介绍了它们在国内外航天航空中的一些重要应用及其进展。1.低温液体液氢/液氧推进剂火箭的特点,应用现状及新一代低温液体推进剂——液氧/轻烃火箭的原理和特点;2.液氢/液氧燃料空天飞机及液氢、液化天然气燃料航空飞机的特性和应用现状;3.低温风洞可在全雷诺数范围内进行气动试验的原理及工作特性;4.低温技术在空间科学中应用的主要领域及所需温度和制冷量范围,各种空间低温制冷方法的特点和应用现状;5.低温技术在再入飞行器冷却、空间环境模拟器、飞行器环境控制系统、生命保障系统等领域中的应用原理和特点。     

机载膜空气分离装置分离特性

机栽膜空气分离装置的用途就是提供飞机油箱惰性化技术所需要的富氮气体.本文通过在地面建立惰化系统模拟试验台,对国内某厂生产的膜机载空气分离装置展开了较为系统的理论分析及试验研究.研究结果表明:(1)输入空气压力、输出产品气流量和海拔高度(环境背压)均对膜装置的分离性能有着重要的影响,尤其在低海拔高度下,当输入空气压力较低、而输出产品气流量要求较大时,该影响更为显著;(2)无论在什么海拔高度条件下,环境温度对膜装置分离性能均有一定影响;(3)输入空气温度对膜装置分离性能的影响较小.文章指出:在实际情化系统设计中,需综合考虑输入空气压力、输出产品气流量、海拔高度和温度等因素,采取恰当的流量和浓度变化规律,才能满足飞机油箱在整个飞行时段内的惰化技术要求.     

仿生微型扑翼飞行器中的空气动力学问题研究进展与挑战

对仿生微型扑翼飞行器相关的空气动力学问题的研究进展进行了综述,并分析了未来发展面临的机遇与挑战。与自然界的飞行生物相比,目前仿生扑翼飞行器的飞行能力还很笨拙,距离高仿生还有较大距离。其中,所涉及的低雷诺数非定常空气动力学问题成为研究者在深入研究时面临的一个主要难题,关键在于数值模拟和风洞实验均难以准确模拟飞行中的实际状态。具体面临的难题主要包括:(1)仿生微型扑翼飞行器所处的雷诺数为103~105量级,属于对转捩与湍流非常敏感的区域,相关的气动机理复杂;(2)柔性翼在飞行中密切相关的动气动弹性问题;(3)高机动飞行导致的动气动弹性耦合飞行力学问题;(4)扑翼飞行的复杂姿态对飞控系统的挑战及反馈耦合算法的设计等。这些层层深入的多学科耦合难题导致了目前具备的研究手段难以为仿生扑翼飞行器的研究提供定量的分析与改进设计。在解决上述难题的基础上,未来可进一步在高机动灵活飞行姿态方面进行深入研究,对仿生柔性翼的刚度分布开展详细设计,使仿生扑翼飞行器具有像自然界飞行生物一样的主动变形能力,可在复杂的环境下具备高机动飞行能力,最终实现高仿生外形和性能的人造飞鸟或人造飞虫。