惯性顶级发动机壳体研制

本文详细介绍了化学系统分公司(OSD)研制的惯性顶级(IUS)推进系统采用的63英寸和92英寸直径的凯夫拉/环氧纤维缠绕的火箭发动机壳体的设计和试验结果。IUS 要求发动机壳体结构性能超过大型复合材料发动机壳体当前的技术水平。尤其要求 SRM—1裙的结构承载超过凯夫拉/环氧裙当前水平的50%,压力容器的性能超过当前水平的35%。至今多次全尺寸爆破压力试验表明惯性顶级发动机壳体超过了当前技术水平的要求,壳体效率(PV/W)高达1.27×10~6英寸。SRM—1结构试验在压缩线载荷—3564磅/英寸和峰值为2298磅/英寸的剪切载荷联合作用下,超过当前技术水平48%,超过要求值的18%。     

航天飞机尾部服务塔的设计和研制

航天飞机的成功发射取决于两个尾部服务塔的正常工作。通过完整的设计、研制和试验计划保证了尾部服务塔工作的可靠性。在前一篇文章(参考文献1)中，已叙述了尾部服务塔的方案验证试验。本文提出了方案验证试验的结果和对尾部服务塔样机设计所带来的影响。简述了设计准则，对所提出的尾部服务塔样机试验作了阐述。     

多级固体火箭飞行器的自动化设计

最佳多级固体火箭飞行器的设计是复杂的,因为它受到很多设计参数的控制,并受到现有技术和系统要求两者的约束。可以研究飞行器性能对发动机设计的敏感性,并导出一组描述飞行器的设计参数,而此飞行器对于特定的准则已最佳化了,如最高的性能或最低的成本。这种飞行器的研究表明,成本和性能对单个火箭发动机设计是敏感的。本文叙述在现有技术条件下有一套特定要求的最佳飞行器的设计方法,并且受到诸如成本、重量、几何形状、射程或有效载荷的约束。本最佳化是发动机和飞行器所有设计细节的规程,它由下述过程完成:设计单个发动机,将它们组装成飞行器,研究飞行器的性能并系统地修改发动机和飞行器的设计以得到最佳结果。这由准确地设计并组装一套协调的部件成为一台发动机的自动程序来完成。飞行器的所有发动机是序贯设计的,并以联接的级间结构、有效载荷、电缆管道和控制装置组成一个完整的飞行器说明。至于满足系统要求的飞行器的无限性,单一的最佳飞行器是所希望的。有一组设计参数满足所有约束条件以及使一些性能因子,如成本、重量、长度、射程或发射重量达到最大值或最小值。本文概述了完成此过程的方法。     

Calcium movement of sarcoplasmic reticulum from hindlimb suspended muscle

The function of the sarcoplasmic reticulum (SR) was examined in the slow soleus and fast extensor digitorum longus (EDL) muscles of rats submitted to 14 days of weightlessness produced by hindlimb suspension (HS). Ca2+ uptake, Ca2+ release and passive Ca2+ leakage through the SR membrane were investigated using a method of caffeine-induced contracture on the single mechanically skinned fibers. In the SR of suspended soleus muscles, the rate of Ca2+ uptake was higher than in the control muscles. However, there was no difference between the suspended and control muscles in the rate of Ca2+ uptake of the SR in EDL after HS. In soleus muscles, Ca2+ movements of the SR from the suspended muscle acquired the properties that were similar to those of the control fast muscle. The study of Ca2+ leakage showed that the velocity and amount of passive Ca2+ leakage from SR in soleus and EDL were apparently increased after HS. The results suggested that the functional properties of the SR membrane in slow and fast muscles were changed after HS.     

数字波束形成合成孔径雷达

阐述了最近在Astrium完成的两项SAR研究，简述了大地测量合成孔径成像雷达X型（TSX）卫星的能力。两项研究是在SAR成像模式时采用新颖天线波束形成概念的高分辨率宽条带成像雷达（HRWS）和LCMA（低成本多个馈电天线）。分析了它们的设计、性能和样机框图，并将它们与采用有源相控阵天线的TSX—SAR进行了比较。     

固体复合推进剂受震动或冲击时的能量分布

本文讨论了从推进剂各组分的实测冲击H值(Shock Hugoniot)来计算复合推进剂的冲击H值。HMX炸药—聚氨酯粘合剂复合推进剂的冲击H值计算值与实验值极其吻合。推进剂及其组分的冲击均相温度的数值计算是利用Walsh—Christian方程式,但是包括了温度对热容的影响。粘合剂的冲击温度要比炸药的冲击温度高。讨论了复合固体推进剂受震动或冲击时控制能量分布的因素;指出高聚物粘合剂加入到炸药内是如何降低冲击温度,从而相应地降低了推进剂的震动或冲击发火感度。     

固体推进剂发动机的热贮存寿命

借助于统计力学计算了受环境温度变化影响的固体推进剂火箭发动机的贮存寿命。考察了粘弹性效应、化学老化、累积损害和力学性能的统计变化。     

全复合材料宇航发动机可行性验证

1982年11月,空军火箭推进实验室成功地进行了由若干先进的部件组成的发动机的高空模拟点火试验,从而完成了全复合材料固体火箭宇航发动机可行性的验证。这次试验使法国欧洲推进公司与美国联合工艺公司化学系统分公司分工合作为期三年的研制工作达到高潮。发动机接近于全复合材料结构,金属部件几乎完全消除,证实了全复合材料发动机的可行性。经过验证的先进部件有:1)凯夫拉—环氧树脂燃烧室的复合材料极性接头;2)轻质的燃烧室绝热层;3)适用于头部满装药且安装在喷管上提供飞行用的环形点火器;4)高性能的 HTPB/HMX 先进宇航发动机推进剂;5)具有无支撑整体喷喉和入口段,以及能直接适应推力向量控制作动器载荷(在未来试验中)的薄壁出口锥的特轻喷管;6)连接出口锥与整体喷喉和入口段的套装式出口接头。     

GPS/GLONASS组合接收机

美国和苏联都已研制出了各自的全球定位系统-GPS 和 GLONASS,预计它们在90年代初期将投入工作。本文讨论使用 GPS/GLONASS 组合接收机的优点。报道 GLONASS 系统运行状态的观测结果:对 GPS 和 GKONASS两系统做了比较,给出了两系统的覆盖情况。最后,介绍一台试验接收机,它使用两个系统卫星的信号,完成了导航、测绘及时间传输等实验。