第五章 不平衡式容积液压振动器

不平衡式容积液压振动器是直接和容积式液压马达,或经过传动装置与液压马达相联系的不平衡系统。和所有不平衡式液压振动器一样,这些振动器由于构造简单、体积小、重量轻的优点,作为振动机的驱动装置获得了广泛应用。借助于这种振动器可得到振动机工作构件的圆周振动和定向振动。目前,液压振动器结构的嵌入式方案得到了最广泛的应     

低轨卫星面阵凝视成像技术研究

文章介绍了面阵凝视成像的工作原理及特点，阐述了低轨卫星对地观测凝视成像面临的像移问题及其解决措施，对像移补偿装置与二维指向机构的结合做了初步探讨。     

先进发射系统使用的通用发动机概念及降低成本的途径

讨论通用发动机设计概念及其在运载火箭上的应用，对发动机计划成本和成本节约进行估算，并与助推级、芯级独立使用发动机的设计和研制相比较。     

可延伸出口锥的研制与试验

1979年法国欧洲动力装置公司(SEP)开始研制可延伸出口锥(EEC)。共进行了六发点火试验,均取得成功。下一发点火试验计划在1987年6月进行,届时,将对四种不同方案进行评估,其中包括折叠花瓣式及套筒锥式两种方案。EEC是固体火箭发动机喷管的一个复杂部件。为了提高它的可靠性及降低研制成本,设计必须尽可能简单。碳/碳部件采用三向增强细编织结构,可以做到设计简单,适用于目前既复杂又能装配的结构。如花瓣式和套筒锥式就可以采用这种称为SEPCARB NOVOLTEX材料。     

未来欧洲运载火箭所使用的HM60低温火箭发动机

为了提高阿里安运载火箭系列的性能,降低在低地球轨道和一般地球轨道上的成本一有效载荷比,1981年至1982年欧洲对此进行了比较研究.研究结果表明,需要一种真空推力为900千牛顿,名为HM60的新型液氢液氧火箭发动机.另外还对发动机进行了比较研究.根据这些研究,同时也为了降低生产成本、减少研制风险,欧洲选择了燃气发生器循环系统.目前,该发动机额定性能指标是:燃烧压力100巴,混合比5:1,比冲445秒.用一个燃气发生器分别驱动两台相互独立的涡轮.     

热辐射对复合推进剂燃速的影响

本文介绍以 CO_2激光器为辐射热源来研究在1.0,2.0,3.0,4.0MPa 压力下热辐射对四种复合推进剂燃速的影响.实验结果表明,燃速随着辐射热流的增加而增加;在恒辐射热流的作用下,PU 和 HTPB 推进剂在有、无热辐射时的燃速比随压力的变化趋势是不同的,前者随压力上升而增大,后者则减小;Al 粉的加入不改变上述趋势,但改变燃速比的大小.文中还运用 GDF 燃速模型。研究了药条燃速在有、无热辐射时的相关性及其随压力的变化关系.     

新型1200千牛液氧煤油火箭发动机试车成功

神舟六号载人航天飞行圆满成功的余音未寂，秦岭深处又传出震耳欲聋的轰鸣声。10月30日，在航天科技集团公司六院165所液氧煤油发动机试验区，1200千牛液氧煤油发动机首次300秒长程摇摆整机试车获得圆满成功。本次试车是液氧煤油发动机转入试样研制的标志性大型地面试验，其成功对于我国某型号发动机的研制具有里程碑意义。     

8mm辐射计特性参数测试及定标

文中简介了小口径天线毫米波辐射计定标系统的设计原理、结构、输出亮温的计算模型 ,研究了从液氮温度到室温范围内进行多点定标的方法 ,并对 8mm辐射计进行了特性参数测试及定标实验 ,得出了微波辐射计的定标方程和灵敏度、线性度、稳定度以及积分时间等指标。在该系统上按给定的程序进行定标 ,精度为 1 .0 6K。     

诱偏反辐射导弹三点源诱饵系统布站研究

通过对反辐射导弹 (ARM)在三点源诱饵情况下的动态飞行过程的分析 ,得出比较真实的导弹落点 ,根据导弹战斗部杀伤区半径 ,可以得出诱饵诱偏成功与否。在此基础上 ,对诱饵的诱偏效果进行了仿真 ,提出实用的布站方案。     

一种基于误差四元数的战术导弹垂直发射姿态调转控制器

针对战术导弹垂直发射姿态调转时的快速性要求，研究了垂直发射快速姿态调转的控制问题。首先基于误差四元数并结合垂直发射的具体特点，建立了战术导弹垂直发射的非线性数学模型；然后通过李亚普诺夫第二方法进行控制系统设计，得出了基于误差四元数反馈控制器。分析了系统的稳定性和鲁棒性。该控制器实现了绕欧拉特征轴的旋转，缩短了姿态调转的时间，最后通过仿真验证其有效性。