喷喉烧蚀损失计算

分析了喷喉烧蚀计算的各种方法,并用实例比较了各种计算方法的优劣。理论分析和计算结果表明,用平均膨胀比与初始膨胀比计算出的理论真空比冲之比,或在平均膨胀比与初始膨胀比下按一维两相平衡流计算出的真空比冲之比来计算喷喉烧蚀效率较好。     

用于燃气流量可调固冲发动机的贫氧推进剂

在分析了固体火箭冲压发动机的高度特性、壅塞式和非壅塞式固体火箭冲压发动机性能调节特性的基础上, 提出了燃气流量可以调节的燃气发生器, 尤其是非壅塞式固体火箭冲压发动机对贫氧推进剂的特殊要求。分析结果表明： 非壅塞式固体火箭冲压发动机要求贫氧推进剂具有高的燃速压强指数、低的可燃极限和足够好的燃烧稳定性。探讨了贫氧推进剂性能调节的途径。     

○一四中心圆满通过质量体系换证复查

金秋十月,中国新时代质量体系认证中心审核组对○一四中心军品质量体系进行了换证复查,对民品质量体系是否继续保持认证注册资格进行了监督检查。这次对军品质量体系换证复查的依据是ＧＪＢ／Ｚ９００１－９６,对民品质量体系注册资格检查的依据是ＧＢ／Ｔ１９００２及中心自定的“质保手册”。审查组重点对发展部、物资处、质保部等１６个部门进行了现场审查和抽查。复查后,审核组作出结论：中心领导重视质量管理和质量体系建设,质量体系具有一定的自我完善能力,质量体系文件基本上得到了有效实施;产品研制生产过程基本处于受控状态…     

层合陶瓷基复合材料多尺度应力-应变计算模型

对层合陶瓷基复合材料(CMCs)的应力-应变行为进行了研究。基于多尺度分析方法,实现了由组分性能参数到层合陶瓷基复合材料整体应力-应变的计算。采用可实现单向纤维增强陶瓷基复合材料应力-应变计算的细观力学模型,由材料的细观组分性能计算出单向板的非线性弹性性能,并将单向板的弹性性能作为层合复合材料模型的输入参数,通过有限元法计算层合陶瓷基复合材料的整体应力-应变响应。与试验数据的对比表明:采用该模型可以实现层合陶瓷基复合材料在单调拉伸载荷及拉伸加卸载条件下应力-应变曲线的预测,其中数据的最大偏离为19.61%.      

正比计数器漏电流研究

利用电介质物理、高电压绝缘以及电磁学相关知识分析了正比计数器填充气体和绝缘材料中的漏电流与击穿问题.选择适当的材料可使正比计数器填充气体中的漏电流达10-17A量级,其绝缘材料中的体漏电流达10-12～10-15A量级,考虑其极化效应后还将更小.正比计数器的漏电流与其输出信号电流(10-9A量级)相比小103倍以上,而绝缘材料表面的清洁、干燥程度直接决定其中的表面漏电流.正比计数器填充气体和绝缘材料中的漏电流对输出的影响可忽略且不至于击穿,可应用于强辐射场中的剂量测量.     

基于Labview的高空模拟舱模拟特性研究

为模拟飞机在各种飞行状态下所处大气环境压力的变化,建立了基于虚拟仪器的高空模拟舱系统,以实现飞机座舱压力控制系统的性能测试。在分析高空模拟舱系统工作特性的基础上,采用Labview软件开发数字比例-积分-微分(Proportion-integration-differentation,PID)控制器,基于SCXI硬件系统构成的虚拟仪器测控平台,实现了高空模拟舱系统的压力控制。在高空模拟舱系统上进行了数字气动式座舱压力控制系统的性能试验,结果表明高空模拟舱系统能够准确模拟飞机的飞行状态,为座舱压力控制系统的性能测试提供良好的试验条件。     

空域安全评估中的碰撞风险模型分析

碰撞风险研究是空域安全评估的关键内容。随着空中交通管理设备和技术的发展,碰撞风险的研究也深入展开。本文总结了国内外学者对碰撞风险模型的研究及应用,介绍了几种常用的碰撞风险模型或方法,包括概率论理论方法、Reich模型、EVENT模型、随机分析模型、交叉航路模型和模糊数学综合评价法,分析了各自优缺点,并对上述模型进行简要对比,为我国空域安全评估提供参考。     

基于管制复杂性的扇区容量评估分析

本文首先阐述了空中交通运输现状,重申了复杂性研究的重要性。为了正确评估管制能力、预测扇区容量,需要采取与管制复杂性相结合的工作负荷评估方法。本文以乌鲁木齐进近01、02号扇区为例,研究了在扇区复杂性相似的情况下,由于交通流差异造成的管制复杂性差异对管制员工作负荷权值以及扇区容量的影响。     

瞄准前沿技术 领先世界水平——谈美国航空推进系统的关键技术

美国在2000年将航空技术列入国防关键技术,其中航空推进系统有10项技术被列入。另外,美国还在实施两项国家级涡轮发动机技术计划和为高速航空器研究两种非常规发动机     

航天飞机外贮箱的防冰措施

美航宇局担心:当航天飞机竖在发射台上或在爬高期间,主发动机低温推进剂外贮箱的表面上可能结冰并随后脱落,从而会损伤轨道器上的脆弱的热防护瓦。为防止外贮箱表面结冰,航宇局正在做两项工作:一是检验外贮箱突出部的隔热系统:一是设计一种液氧捕集和排除系统,这部分液氧是在发射准备期间从贮箱内排出的。外贮箱的绝大部分表面都已充分隔热,但在突出部以及同轨道器和两台固体火箭助推器的连接点上,隔热还有问题。目前已选出一种合适的隔热材料,并正在进行风洞试验,以检查该项隔热设计在气动力学方面是否满足要求。液氧通过位于贮箱顶部旁边的排气孔排气。在航天飞机三台主发动机并联点火试验期间,发现排气孔结冰。正在研究两种捕集排气系统:一种是装在贮箱顶部下方的“环形”装置:一种是能从四面八方捕集气体的所谓“耳套”装置。不论选择那种系统,在发射准备期间,都要利用发射塔架上的一根新摆动杆把该系统固定在一定位置上,并在射前约两分钟除去。