简介：本文概述国外重复使用运载器的发展概况,论述国内运载器的发展趋势,并对我国重复使用运载器推进系统的发展计划提出了几点看法。

简介：Aerojet公司得到俄罗斯登月计划使用的已经飞行验证的液体火箭发动机后,用现代仪器和控制把它改进成可重复使用和重复起动发动机,并用热试车验证了这些改进项目。NK—33液氧/煤油发动机是Samara州科学和生产企业“TRUD”(现称为N.D.KuznetsovSamara科学技术公司)为苏维埃N—1运载器设计制造的。该补燃发动机产生的高压(14.54MPa的室压)和高性能(真空比冲为3246m/s)是西方的烃类发动机从来也没有实现过的。Aerojet公司引进了36台NK—33发动机、9台NK—43发动机(N.D.KuznetsovSSTC同一发动机在上面级的翻版)。NK—33发动机改进后将首先用于KistlerK—1运载器。改进项目有:用电磁阎替换火药起动阀;替换推力和混合比控制用的机电起动阀;重新设计吹除供给系统;更换涡轮泵起旋和主燃烧室点火器的固体推进剂;为增加万向节和推力矢量控制架而重新设计更换机架。增加阀、火药起动器和管路以重新起动发动机,更换设备和电缆束。Aerojet对该发动机进行了成功的热试车,以验证新部件和结构,并开始研究可重复使用Kistler运载器上的发动机耐用性。本文描述了对原始俄罗斯发动机的改进项目,报道了至今为止的试验结果。

简介：确定核心机地面起动规律是航空发动机研制中的重要环节。通过对核心机与发动机起动供油规律的对比，和起动过程中数值仿真与试验数据特点的分析，提出了采用数值仿真与试验数据分析相结合，快速确定核心机合适起动供油规律的方法。经几型核心机试验验证，该方法能有效解决起动点火和起动加速等问题，减少起动调试次数，提高起动成功率和试验调试的安全性。核心机起动供油规律的确定，为发动机起动供油规律的确定奠定了基础。

简介：阿丽安5型火箭的第二次和第三次鉴定飞行试验的成功是欧洲未来太空运输的一个重要里程碑;新型运载器和它的演变型将在后十年的航天发射市场占据领导角色.进一步的改进需要有突破性的设计概念变革;只有以部分或全部可重复使用性为基础,才可能降低成本:可以预计在2015年左右阿丽安5的后继型必定可重复使用.相应地,所需的几项新技术主要涉及气动热力学、先进结构和材料、可重复使用动力系统,健康诊断系统等.为此,ESA已建议未来运载器技术计划(FLTP)的目标是:确认运载器可重复使用性的优势;鉴别、开发和评估新一代低成本运载器研制所需的技术;精心编制地面和飞行试验与验证大纲,要求在运载器研制阶段和进一步进行验证试验之前可达到足够的置信度;通过分析候选的运载器方案及技术研究项目的综合。为拟于2007年启动的下一代运载器的欧洲研究计划的项目决策提供依据.FLTP的目的在于借助于三项中心工作解决以上问题:系统概念研究技术开发地面及飞行验证试验技术要求在对未来任何欧洲主要新型运载器研制作决定之前,第一阶段持续三年时间的一项两阶段研究计划将会获得对未来运载器系统构型、可行性和总体优势的清晰了解.

简介：重复使用是降低航天发射成本的重要途径之一,是液体火箭发动机未来发展的重要方向。本文分析了可重复使用液体发动机的发展趋势,针对可重复使用运载器对发动机功能的需求,探讨了动力系统方案;对比了液氧煤油和液氧甲烷等推进剂组合和不同循环方式,认为几种发动机方案均可满足重复使用运载器的需求;研究了重复使用发动机的关键技术,提出应重点研究可重复使用液体火箭发动机高温组件热结构疲劳寿命评估及延寿技术、运动组件摩擦磨损技术、结构动载荷控制与评估技术、快速检测评估与维修维护技术、健康监控与故障诊断技术、二次或多次起动技术与大范围推力调节技术等。

简介：近来,有关空间运输与研究可重复使用火箭各种需求的增加,世界各国正致力于降低费用与提高可靠性的工作。在美国,研制可重复使用火箭“冒险号”以替代航天飞机,其二分之一缩尺模型“X-33”计划1999年进行第一次飞行。在日本,计划研制可重复使用火箭(RLV)的主要依据是建立在H-2A火箭技术之上,在研制空天飞机型RLV前,先研制HOPE-X。计划研制的可重复使用火箭发动机是采用液氢/液氧、推力980.665～1961.33kN,并具有调节能力的发动机。发动机(包括液氢/液氧涡轮泵)的其他要求是工作寿命长,可靠性高。本文就可重复使用涡轮泵提出了一些关键技术。

简介：针对某型涡扇发动机非线性数学模型，利用非线性规划理论中的序列二次规划方法（SQP方法），对该型发动机进行了基于约束的最优加速程序设计。用此方法所优化出的控制序列，代入该型涡扇发动机模型进行了动态仿真计算。结果表明，加速时间较为明显，加速性有较大提高。

简介：介绍了激光旋转切割加工小孔的原理，方法及加工工艺参数的选择，并与激光冲击打孔作了比较。

简介：试验分别测定了铸造Ti-6Al-4V合金CCT试样及CT试样的等幅疲劳裂纹扩展速率和疲劳裂纹扩展门槛值。结果表明，同一类试样的疲劳裂纹扩展门槛值随着应力比的提高呈下降趋势，同时研究了不同应力比及不同应力水平下，疲劳裂纹扩展速率的变化规律，探讨了paris方程和Walker方程中再参数的相关性。

简介：本文通过对PWA金属表面腐蚀检验法（EIM）的机理、工艺和质量系统全面控制的探讨，论证了PWA将EIM归属于无损检测法（NDT）的正确性。

简介：本文对电位式裂纹测量仪的基本组成原理及性能做了介绍，并在高温疲劳裂纹扩展试验中，使用该仪器与显微镜直接观测法同时测得四组试验数据。对其中三组数据进行线性拟合，拟合出试验中裂纹长度与测得电压之间的关系式，最后用拟合出的关系式对另一组数据反推检验裂纹长度。对比所得结果，测量精度比较令人满意，证明了此电位式裂纹测量仪的可靠性和实用性。

简介：提出了对风洞天平进行参数化建模的模板法，在MSC．patran平台上利用Pcl语言研制了风洞天平参数化建模软件，利用该软件生成风洞天平的有限元模型，用MSC．Nastran对其进行应力应变分析。

简介：60年代初中国开始自力更生设计试制第一台中程火箭发动机——某型号发动机,突破了很多技术关键。喷管试制也是个难题,花去了约八个月的时间,经过多次失败,充分暴露了喷管内壁冲压成型的难点,终于在多次试验后取得完全成功。这些试验对以后中远程火箭喷管的试制提供了可以借鉴的经验。

简介：基于双变量曲面拟合，本文发展了轴沆玉气机和涡轮特性计算的新方法。该方法避免了发动机性能模拟中冗长耗时的部件插值计算。用新方法计算了某型涡扇发动机的压气机和涡轮特性。计算结果与实验结果吻合很好，表明了新方法的有效性。

简介：对于含有楔环的导弹结构在进行动特性分析时，提出一种等效刚度方法，即分别建立导弹的体元和壳元模型，对于体元模型进行含接触元的非线性静力分析，通过不断调整壳元模型连接部位的单元刚度，使壳元模型全结构的挠曲线方程与体元模型分析结果相一致，最后较准确地进行了含有楔环导弹结构的动特性分析。

简介：文章介绍了预测学中的计算方法-线性连锁法，并结合实例，讨论了该方法在情报研究中的应用，预测了2000年先进战斗机的航空电子设备占飞机总成本的百分比，说明该方法所得的结果与实际情况较能吻合，是开展情报定量研究的有效手段。

简介：介绍了风洞应变天平的工作原理、设计流程和设计要求，研究了风洞应变天平优化设计的数学模型，研究了响应面及其构造方法，提出了基于响应面法的风洞应变天平优化设计方法，利用模板法和积木拼接法对风洞应变天平进行参数化建模，给出了天平优化设计实例。

简介：本文将构件细节效应系数法应用于广布疲劳损伤的多元件损伤(MED)结构,给出了出现首条裂纹及多条裂纹时寿命的分析方法,并与试验结果进行分析比较,用试验中出现12条裂纹的寿命反推出现第一条裂纹的寿命与物理试验结果,误差在15%以内,对疲劳分析来说是非常接近的,工程分析结果与试验结果误差较大,基本也在工程可接受范围内。

简介：介绍了凝胶推进剂粘度测量系统的组成、原理和测量方法,重点阐述基于振动法的凝胶推进剂粘度测量原理,论证了粘度计不同安装方式对测量结果造成的影响。结合校准原理,研究粘度计在现场校准应用环境下的校准技术,并给出校准测试数据。通过试验验证,总结出凝胶推进剂粘度现场测量中减小测量误差的有效方法就是实现现场校准。

简介：以单侧固支的分层损伤复合材料层合板为研究对象，利用有限元分析软件ABAQUS得到层合板结构振型位移分析数据，针对分层损伤进行了曲率模态分析。分析结果表明：在层板内一个区域存在分层损伤的情况下，其振型与频率的变化非常小，难以用于判断损伤位置，但分层损伤区域的曲率模态差值变化显著，采用曲率模态差法可以对层合板结构分层损伤位置准确判定。