日本MU顶级发动机研制现状

日本为了配合M—3SⅡ运载火箭的发射,正在研制两种类型的顶级发动机:KM—D和KM—M,设计上采用了几项新的技术:含HMX的HTPB推进剂;加压固化的头部满装填药柱;尾部喉塞式烟火点火器;钛合金15V—3Cr—3Al—3Sn壳体(KM—D)和碳纤维/环氧树脂缠绕壳体(KM—M),以及使用螺旋弹簧装置展开的可延伸出口锥(KM—D),文中对两种发动机的设计特点及研制现状作了介绍。     

底部结构对塞式喷管性能的影响

为了提高塞式喷管性能，特别是提高塞式喷管底部的作用，从降低逆压梯度出发，利用外形设计法提出了六种不同于传统平面底部的底部模型，并利用数值模拟对其进行了研究，简单介绍了控制塞锥底部分离流动的基本思路，数值方法采用二阶精度的NND格式NS方程，研究表明，这几种模型相对于传统底部模型而言，底部旋涡得到了较好的控制，底部的压强有明显的上升，塞式喷管性能得到了改善，性能甚至比加入二次流要好。而且外形设计法还不需要辅助设备和消耗额外的功率，是一个容易实现的方法，本文的模型6是一种不错的底部模型，把外形设计法和底部二次流结合起来使用会获得更好的性能，塞式喷管底部的潜力尚有很大的空间可以挖掘。     

OTE电台功放故障检修二例

本文对意大利产GTR-100电台的射频功率放大器进行了简要阐述，并通过对两个故障的排除实例来熟悉功放检修的一般思路。     

国内外空间机器人技术发展综述

为了实现在2020年前建立我国长期有人居住的空间站这一战略目标,必须加快空间机器人的研究计划.分别从空间机器人的概念、用途等方面进行了论述,详细介绍了国内外空间机器人的研究现状,对于发展具有我国空间特色的机器人技术具有一定的借鉴意义.     

诱导轮旋转汽蚀数值模拟

旋转汽蚀是诱导轮汽蚀不稳定现象中常见的一种,可导致叶片承受循环载荷,引发轴振动,对涡轮泵工作的可靠性造成威胁.本文对一个3叶片诱导轮进行了考虑汽蚀的定常和非定常流动计算,在特定的汽蚀数范围内,在非定常流动计算结果中观察到了旋转汽蚀现象.然后,对一典型计算结果,分析了旋转汽蚀发生时叶片气穴尺寸以及攻角随时间的变化情况.结果表明,叶片上的气穴尺寸与下游相邻叶片的攻角的变化趋势大致相同,但是在气穴尺寸的最大值点附近的变化趋势相反.此外,在叶片气穴尺寸的一个变化周期内,气穴尺寸的变化率与其攻角的变化趋势不完全吻合.     

单向拉伸对PVDF薄膜结构和介电性能的影响

为提高PVDF的介电性能,文章研究拉伸温度和拉伸倍率等工艺参数对PVDF膜晶体结构和介电性能的影响。试验结果表明:单向拉伸能够提高PVDF的结晶度且最高达到80%;热拉伸时PVDF薄膜表面出现沿拉伸方向的伸长球晶及微条纹;当拉伸温度为80℃、拉伸倍率为4时,拉伸后的PVDF膜的介电常数增加40%,100 Hz时达到11.4,且此时介电损耗低至0.02。     

空间挠性作动器的可靠性验证试验方法

为了对空间挠性作动器在轨运行的可靠性进行评估,针对作动器在轨工况复杂、小子样、长寿命的特点,给出了作动器可靠性验证试验方法。首先,在分析作动器结构组成及工作原理的基础上,确定了作动器可靠性特征量。然后,以寿命型可靠性试验为基本思路,针对挠性元件在轨疲劳断裂失效这一主要故障模式,根据在轨典型工况载荷数据进行疲劳试验载荷谱设计,采用试验载荷谱开展挠性元件加速疲劳寿命试验,基于试验结果给出作动器的可靠性评估结果。最后,以某型号空间挠性作动器为例,基于挠性元件加速疲劳试验进行可靠性试验验证,得到作动器可靠性评估结果。研究结果表明,该作动器可靠度满足指标要求,评估结果符合工程实际。运用所提出的可靠性验证试验方法,可为空间挠性作动器在轨运行可靠性的定量评估提供有效的技术途径,可为航天器运动机构的可靠性验证提供参考。     

ISO/TC20/SC14有关空间实验及空间环境标准的跟踪研究

概述ISO/TC20/SC14的相关工作,分析SC14负责的与空间实验及空间环境有关的标准现状,介绍SC14发布的空间实验及空间环境标准以及正在制定的标准草案情况,研究了空间实验及空间环境标准化工作的趋势.     

空军航空高超声速系统:需求,方案及技术要求之间的关系

为了协助美国空军高超声速技术发展战略的制订，本文评估了作战部队对高超声速武器系统的潜在需求和研制各种高超声速武器系统方案所需要的技术，这项评估包括选取一些可能解决已查明的作呀部队短缺问题的高超声速系统方案和评估实施这些方案所必需的各项技术，然后根据每一种技术在满足用户需求和方案中记分次数的多少加以排队，以确定该项技术的普遍适用程度。研究结果表明，高超声速系统能够满足大量的用户需求，高超声速系统固有