Growth and development of plants flown on the STS-3 Space Shuttle mission

Pre-germinated pine seedlings and germinating oat and mung bean seeds were flown on the STS-3 Space Shuttle mission. Overall, the seedlings grew and developed well in space. Some oat and mung bean roots, however, grew upward. Lignin content was slightly lower in flight tissues and protein content was higher.     

关于固体推进剂燃烧不稳定性研究

本文介绍了英国火箭推进研究院进行固体推进剂燃烧不稳定性研究的工作计划。 文中讨论了数据采集和处理的技术,并例举了实用发动机燃烧的不稳定性。还描述了研究不稳定性的发动机和测量在振荡压力和速度条件下固体推进剂试样的燃烧速率系统。给出一些实测结果的例子。     

波音757投入使用

英国航空公司和东方航空公司两家宣布合买大约四十架波音757的意图只不过是四年半之前的事。今天,这一新型窄体波音即将载运旅客,开始赢利了。回顾1978年,各家航空公司都在乐其所哉,无须费力便可以赚到钱。偏在这个时候,听说波音公司一半因为揽到一纸国外订货单,又有英国人提供发动机,就要投建一种新型客机,人们都无法置信。     

孔、轮廓和表面(七)

第五章座标定位系统座标定位系统,是用座标镗床或座标磨床工作台的直线运动控制工件位置的一种手段。其中,工作台是由测量系统来控制的,这个系统是建立在第三章提到过的基准平面、垂直度和线值测量基础上的。这个系统与在图板上标定的工件尺寸系统是相同的。为了易于理解这一点,可举一例来说明这个系统本质上是何等的简单和适用。图纸上的尺寸一经注出,这些     

阿里安运载火箭推进系统的下一步改进

一、引论阿里安运载火箭下一步改进的目标是:——对于进入转移轨道的双星发射,有效载荷能力约增加20%(2×900公斤);——对于进入低轨道的重型卫星,可将有效载荷提高约50～100%(7～10吨);——降低每公斤有效载荷入轨的发射费用;——进一步发展可用于未来空间计划的技术。     

英国国家微波衰减标准的近况

英国已经使用了十来年的最高级微波衰减测量设备现在开始过时了。为了使之更现代化,近来买了两台微波合成信号源。本文叙述用这两个源研制的五套不同的测试系统。(1)0.05—18GHz 并联50KHz 替代系统.用一个感应分压器作为参考标准;(2)低漂移的串联50KHz 替代系统;(3)采用相干检波的串联替代系统,其动态范围达150dB;(4)一个用于自动校准程控衰减器的0.05—18GHz 电压比系统:(5)一个用于精密测量波导壁损耗的非常稳定的微波电桥。     

土星V号隔板式发火管的研制

火星V号运载火箭利用只应用次级炸药(secondary expIosives)的爆炸桥丝设计原理,以达到对电磁辐辐射和其它杂散能源的最大安全性。然而:L星V号上有相当数量的元件需要引爆,直接用爆炸桥丝(EBW)装置引爆所有这些元件将会引起点火装置重量严重增加的不良后果。因此,采用了CDF(侧限导爆索)和军用导管作为FBW发火管和发火元件     

可延伸喷管出口锥的缩比级间分离加载试验

级间分离试验的目的是改善关于在收叠位置的可延伸喷管出口锥(以下简称“ENEC”)在级分离期间的受载情况予测。缩比的固体火箭试验发动机系统带有收叠的 ENEC 和模拟级间分离的试验设备。海平面实验数据由发动机的短时间静态点火中获得。试验测到的点火瞬变状态和初始条件被输入到计算机编码,以模拟级间分离影响,用于与试验数据进行比较。结果表明,级间段平均压力、发动机推力,以及两级的相对轴向位移相当接近。测量的级间压力峰值高于计算值10%,作用在 ENEC 内外表面上的最大平均压力差是5磅/英寸~2。在缩比的级间分离环境中,通过 ENEC 载荷和级间压力的明显波动,指出了与气体流动现象有关 ENCE重要的动态加载条件。     

火箭发动机的爆破压力预估

本文用弹性——塑性和简单的不稳定性理论预估火箭发动机壳体的爆破压力。而材料的特性经验地用修正的Ramberg-Osgood的公式表示。当发动机壳体达到塑性不稳定时,就发生爆破。对发动机壳体的静态和动态两种情况进行了分析。在静态情况下,推出了爆破压力方程的显式。对于飞行状态,爆破压力是不显示地从一个超越方程的根而得出。分析计算基于如下假设:在发动机壳体最薄的断面产生破裂,如在平行的部位或圆盖形的端部。这个理论得到了验证,与试验结果极为吻合。对于特定的发动机壳体而言,预估的爆破压力的误差在3％之内。在专用设备上静态模拟飞行条件。