美国固体火箭发动机的可靠性

M.E.李伯曼为美国航空喷气——通用公司的质量保证与可靠性专家,曾经担任过固体发动机分公司的经理和公司主管产品质量保证和试验的副总裁,从事北极星等导弹固体发动机的可靠性与质量管理工作达二十五年之久。1982年5月我宇航学会邀请他到北京讲学,内容主要为发动机的质量保证和可靠性,本文是根据讲课内容整理后摘要选登的。     

大型固体推进剂火箭发动机在三轴稳定爬高时产生的非轴向推力特征

固体火箭发动机在三轴稳定姿态控制时所产生的非轴向推力已根据 BurnerⅡ、BurnerⅡA 和 Block 5D—1共23发运载火箭顶级的爬高经验数据确定。从25发代表4种不同设计的发动机(三种球形发动机,一种加长的球形发动机)的三轴稳定点火试验中获得了基本数据。附录以表格形式给出了随固体火箭发动机工作时间变化的合成侧向力、横向侧向力的大小、方向、总冲以及滚动力矩的大小、方向和总冲。正文中绘出了各组数据均值和3σ偏差的曲线图。对现有的可用的地面试验的侧向力、滚动力矩大小和总冲等数据进行了鉴定,并与上述的经验数据进行了比较。在全部球形发动机范围内,选用了阿诺德工程发展中心(AEDC)的地面试验数据,其侧向力、滚动力矩和总冲均小于上面所估计的经验数据。在加长的球形发动机范围内,选定的 AEDC 地面试验数据表明,鉴于试验和经验两组数据均只有极小批量,所选定的 AEDC 的侧向力、滚动力矩和总冲的实验数据与发动机的经验数据非常吻合。     

全球定位系统及其在航天器导航中的应用

洛克威尔国际公司为国防部研制的全球定位系统(GPS)的出现将开劈导航的新纪元。GPS用户可以以前所未有的高精度连续实时地在运载器上计算状态矢量(位置、速度和时间)。GPS卓越的性能为下列航天活动带来了很大好处,即航天器导航,卫星运送,实验定位,资源测绘,载荷部署和回收,推进剂节省,数据处理和航天任务规划。本文概述了GPS系统,介绍了一些确定低轨航天器GPS导航系统设计方案的用户系统参数,较详细地讨论了在航天飞机轨道器导航方面的具体应用,包括使用GPS系统能获得的预期好处。     

火箭发动机纤维增强金属壳体的结构分析

本文提出了应用有限元法和光弹技术进行火箭发动机纤维增强金属壳体结构应力分析的方法。这些方法使得能够对初始缠绕工艺过程、惯性力和点火以后的升压过程等进行受力分析。为了分析外缠纤维和飞行载荷的复杂效应,引入了某些简化和假设。对于一些典型发动机,给出了两种方法的结果比较。     

白沙导弹靶场的遥测检验系统

本文简述了白沙导弹靶场(WSMR)遥测检验系统(TVS)的演变与历史。此外,从系统方针、结构和操作几个方面,介绍了正在研制的自动化遥测检验系统。     

TDRS星运行后的GSFC测控网操作

自第一个航天器飞入空间以来,哥达德航天中心(GSFC)一直在为其数据采集网的用户提供各种程度的支持。作为测控网发展计划的—部分,开发了 TDRSS 网(TN)以继续满足近地轨道先进航天器不断增长的通信和定软要求。网中各组成部分作了大范围的变更,这些变更的实施、纽装和测试阶段正接近完成,为1983年初开始发射 TDRS 系列星作好了准备。在宣布 TDRSS 可以全面支持所有用户之前,组装的最后阶段一定要在 TDRS 星入轨后,与 TDRSS 网的各实用组成部分一起进行全面的试验。TDRSS 网同以往测控网设计方案完全不同,它把网的商用部分和政府部分(即NASA 部分)组合起来成为一个高度自动化的端到端的系统。打算利用商用部分(即由一个中心地面终端监控的地球静止轨道的一系列卫星)来取代 NASA 现有的全球分布的地面站。NASA 部分(即政府部分)包括一系列的测控网设备,按照飞行任务支持型合同,为监控整个网提供特殊的勤务和服务。本文介绍了这种可以满足80年代和90年代初科学用户星要求的新型测控网。     

美国陆军白沙导弹靶场动目标分辨技术的开发

“动目标分辨”(TMR)是指为了从现有测量雷达设备中提取更多更好信息的高度专用的软件和处理方法的总称。在美国陆军白沙靶场,TMR正在彻底改变C波段相干测量雷达系统的用途以及人们对该系统的看法。只需要对雷达稍作花钱不多的改造,就可以实现一种技术,用以测得精密的弹道参数,获得目标相对于重心的运动以及相对于雷达的定向,而且可以检测目标发生的各种事件,如主发动机关机,导弹分离,弹头爆炸,以及子弹头释放等等。     

欧洲空间局的新型多用途跟踪系统

本文介绍了欧联空间局(ESA)的新型多用途跟踪系统,将其所用的测距和多卜勒技术与其它系统常用的技术进行了比较。介绍了其系统功能、系统性能、工作方式以及各组件,以解析方式描述和分析了测距信号,同时导出了系统性能的限制。最后,列出了系统的技术指标以及在测控网中的使用情况。     

用计算流体力学解读急剧机翼失速

文章描述了在为期4年的急剧机翼失速（AWS）国家研究计划中用计算流体动力学所做的工作及获得的经验；详细论述了在跨音速机动状态现代美国战斗机和强击机遭遇到的跨音速流的复杂特性，内容包括针对这种高度复杂、有激波诱导的大分离粘性流动的网格处理、计算存储器和处理器要求、湍流模型、定常和非定常计算以及高度复杂的雷诺平均NS方程解与脱体涡模拟方法的比较。对F／A-18C飞机、AV-8B飞机、预生产F／A-18E飞机和F-16C飞机的跨音速机动状态进行了CFD模拟。模拟了各种襟翼位置，并将计算结果与大规模的风洞数据进行了比较；将结构与非结构网格获得的结果进行了对比；通过对模型在风洞中获得的表面油流和压敏涂层（psp）试验结果的定性比较以及有试验结果的详细定量压力系数数据来评估不同CFD方程式的适用性和计算精度。对比了这些计算软件和在这次研究中涉及的每种飞机的试验数据之间的静升力系数。