乘波体构型飞行器的高超声速测压实验研究

乘波体构型是高超声速飞行器的重要气动布局之一。对某多目标优化设计的乘波体构型飞行器进行了高超声速测压实验,对其气动性能进行风洞实验验证。实验马赫数M=6和M=7,迎角α=-4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°。结果表明：该乘波体构型各部件气动性能良好。进气道唇口准确捕捉到压缩激波,激波位置与设计吻合。乘波体上表面流向压力变化不大,有利于减小乘波体飞行阻力。下表面经过进气口内压段时压力有明显的增大,后体膨胀效果显著。在设计状态下,该乘波体飞行器整体气动性能良好。     

围压对NEPE推进剂强度的影响

从微观、细现和宏观角度分析了围压对NEPE推进剂强度的影响.在细观尺度范围内讨论了剪切阻力、张开性裂纹和空洞的影响,并给出了基于双剪强度准则的围压对推进剂强度影响的模型.三种尺度的结合还须更多的研究.     

超高燃速固体推进剂燃烧问题的讨论

本文根据R.A.Fifer的报告(AD/A121668,1982)编写而成.文中讨论了超高燃速固体推进剂的对流燃烧特征,对流燃速与材料的化学组成、孔隙率力学强度等的关系;阐述了表征对流燃速的密闭爆发器和靶线法试验结果之间存在的较大差异;分析了影响超高燃速材料感度的因素;最后展望了进一步研究的问题和可用的新技术。     

固体推进剂侵蚀燃速临界条件的度量

本文对那些最强烈影响侵蚀燃速随大发动机尺寸而变化的因素作用进行了测量,提出了侵蚀燃烧临界条件的尺度准则,给出了控制侵蚀燃烧现象有关参数变化时,对侵蚀开始出现的转变尺度临界条件度量的一系列发动机试验结果。试验结果和分析表明,侵蚀燃烧随推进剂燃速、发动机压力、质量流率的变化趋势和已有文献报导的结果相一致。绘出燃速增量与横向流速、比质量流率或横向流雷诺数的关系曲线,并不能提供必需的临界条件尺度相关性。对于湍流转变和侵蚀临界条件的速度分布来说,横向流雷诺数与燃面退移雷诺数间的尺寸相关性,说明了发动机中位置/流动历程的影响。将燃面退移雷诺数转变成轴向位置为特征尺寸的雷诺数时,可将临界条件尺度位置的依赖性归并为一条幂次相关曲线。     

基于CD4046构成的PLL及应用

CD4046构成的PLL在通信、频率处理、自动控制等技术领域中应用较为广泛，正确理解CD4046对掌握电路基本组成、原理及应用。对处理实际工程问题有很大帮助。     

用激光燃速仪测量固体推进剂药条的瞬态燃速

本文扼要介绍了激光燃速仪的特性计算及误差分析,它可在压力变化、压力振荡时,测得固体推进剂药条的瞬态燃速.     

普拉特.惠特尼公司研制长期使用的涡轮泵

美国联合技术公司普拉特·惠特尼分公司(Pratt&Whitney)最近从NASA得到198万美元的合同,为航天飞机主发动机研制新的高压燃料和氧化剂涡轮泵。五年的替换涡轮泵研制(ATP)计划,要求普拉特·惠特尼公司研制高可靠性和长期使用的涡轮泵。这种涡轮泵必须在重点检修和大修前能完成30次飞行任务,有55次飞行的使用寿命。普拉特.惠特尼公司研制长期使用的涡轮泵@戴耀松~~     

BAe.146-300飞机防滞刹车系统原理及常见故障分析

本文通过对防滞刹车系统的主要部件的分析了解，进一步加深对该系统的认识，从而有助于我们在排故的过程中迅速准确地找到根源，节约时间，保障航班正点率。     

CMOS集成压控振荡器设计

通过分析CMOS差分负阻振荡器的工作原理,得到电路结构和参数的优化方案。基于0.18μm工艺,采用片上电感和可变电容,设计了一种基于开关调谐电容结构的宽可调范围的分段线性互补型交叉耦合CMOS集成压控振荡器。在提高振荡器的可调范围的同时,降低相位噪声。电路采用HSPICE进行仿真,在1.8 V电源电压下,振荡频率的变化范围为1.55 GHz~2.86 GHz,可调范围约为60%。功耗为5 mW~10 mW,相位噪声在10 MHz频率偏移处为-110 dB/Hz。