高总温来流下的连续旋转爆震验证试验

为验证吸气式连续旋转爆震推进的可行性,在直连式试验台上开展了连续旋转爆震试验。采用三组元空气加热器模拟吸气式推进时的高总温来流,其设计流量600g/s,总温860K。采用热射流切向喷注的方法成功起爆了H2/air连续旋转爆震波,并实现了稳定自持传播。在H2/air当量比为0.86时,连续旋转爆震波以单个波头的同向传播模态传播,且其未影响到空气加热器的正常工作。爆震波的传播频率为3.68kHz,与高频压力FFT分析所得的主频3.67kHz吻合较好;爆震波传播速度为1248m/s。在未测量高频压力的情况下开展了长程试验,结果表明,在高总温来流条件下,连续旋转爆震波也可以在更长时间范围内稳定工作。     

差分流量调节推力矢量控制研究

为了了解差分流量调节实现推力矢量控制的特点,参考塞式喷管发动机XRS 2200的工作参数,对多单元直排型塞式喷管模型发动机进行了数值计算。介绍了差分流量调节的计算方法和内喷管与塞锥推力矢量变化的分析过程,计算产生的俯仰力矩。结果表明,差分流量调节时,塞式喷管轴向合力基本保持不变,不损失轴向推力性能;俯仰力矩包括轴向力和侧向力产生的两部分力矩,随差分流量调节增大而增加,有很好的偏转性能。结论可以为差分流量调节的实验研究提供参考。     

全方位发射捷联惯导系统的初始四元数解算及研究

介绍了如何用四元数表示坐标系旋转 ,并着重讨论了用四元数表示坐标系连续旋转的两种方法。然后推导了全方位发射捷联惯导系统初始四元数解算的三种不同方法 ,并对此三种方法进行了比较。     

国外航天回收技术和航天救生技术近况

本文简略地回顾了近１０年国外航天回收技术和救生技术的研究方向和重点。航天回收技术的研究重点由常规伞系统转向了研制大型冲压翼伞。而航天救生技术的研究重点是空间站的救生问题，其主要任务是发展高性能的空间救生艇。文中也叙述了运载火箭的回收问题和返回舱的使用问题。     

石家庄机场秋冬季节低能见度预报平台介绍

一、引言石家庄民航机场气象要素历史资料(1995～2005)的统计表明,低能见度以秋冬季节最多,严重影响了飞行安全,是航班大量延误的主要原因。本文介绍的人机交互式预报平台,在研究低能见度演变特征的基础上,寻找有效的预报因子,确定具体的判据条件,整合气象要素图表,在保障飞行安全与正常中发挥了重要作用。     

固体火箭发动机前封头人工脱粘层烧蚀研究

从理论分析的角度出发．通过对人工脱粘层和绝热层所构成的槽缝燃气温度场与烧蚀的耦合计算，得出了人工脱粘层的烧蚀规律。在计算中，采用了隐式差分格式及控制容积法等计算技术，并采用了先进的烧蚀模型。为模拟发动机静止与飞行两种不同状态，本文对不同宽度的槽缝人工脱粘层的烧蚀进行了计算，对其进行了比较。本文所采用的方法可供今后人工脱粘层的设计参考。     

火箭发动机塞式喷管流场的数值模拟研究

本文建立了计算塞式喷管流的物理数学模型，通过求解采用Ｋ－ε紊流模型的二维Ｎ－Ｓ方程组，发展了相应的数值计算方法，对在不同环境压强下某塞式喷管的流场进行了数值模拟。数值模拟的结果表明：塞式喷管扩张段的膨胀过程能够自动适应环境压强的变化；环境压强由高变低时，回流我由开式结构变成闭式结构，形成闭式结构时，塞锥底部压强近似于常数，受环境压强影响不大；塞式喷管的塞锥长度减小到一定程度后，塞锥长度对流场结构影     

一种提高景像匹配算法抗灰度畸变能力的方法

为了有效消除巡航导弹景像匹配中制导图度畸变对匹配精度的影响，在定性分析制导图灰度畸变数学误差模型的基础上，给出了图像灰度最小化的定义及实现方法，通过对制导图的灰度最小化预处理，提高了匹配算法的抗灰度畸变能力。结合经典的灰度归一化积相关景像匹配算法，分析并验证了这一处理方法的可行性及有效性。     

AN／ALE-55光纤拖曳式诱饵取得新进展

近日BAE系统公司已经完成了F/A-18E/F Su-per Hornet飞机的AN/ALE-55光纤拖曳式诱饵(FOTD)的研制工作。包括新型拖曳式诱饵在内的Super Hornet的综合自防御系统,即综合防御性电子对抗成套设备(IDECM)Block 3的研制和作战试验已经启动,并计划持续到2005年底结束。IDECM的Block 1有ITT Avionics和NorthropGrumman公司生产的AN/ALQ-165机载自防御干扰机(ADPJ),它与Raytheon公司的AN/ALE-50拖曳式诱饵相配套。IDECMBlock 2包括ITT AN/ALQ-214(V)2技术发生器和ALE-50拖曳式诱饵,该配置于2002年完成其作战评估,但未…     

机动再入飞行器主动段再入点约束闭路制导研究

基于机动再入飞行器再入制导段控制条件荷刻和难度大，必须为飞行器创造最佳的再入条件。本文对具有再入点约束的主支段闭路制导律进行了研究。根据飞行器椭圆弹道的性质、飞行器再入条件、球面几何和不动点原理给出了理想弹道的计算算法。为使飞行器能在主动段很快地进入到理想弹道上，系统采用了非线性的推力向量控制及预测制导方法。通过对新型号再入飞行器的制导系统的设计与仿真，表明该制导系统使飞行器全程飞行有很好的飞行性能。