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：介绍了现代流动测试技术的特点、发展趋势及本课题组在流体动力设备研发方面的应用研究工作.主要工作有:热线风速仪技术(HWA)用于离心压缩机扩压器流场测试研究、用于湍流边界层的减阻控制研究;粒子图像速度场仪技术(PIV)用于叶轮机械动静相干非定常流场的研究、用于管道内横向射流的研究;激光多普勒测速仪技术(LDV)用于风机叶轮流场的测试研究等.

简介：建立大展弦比长直机翼有限元模型，采用谐响应法，以机翼一弯和航向振动为例，仿真再现了基于纯模态法的全机地面振动试验的模态测试过程，分析了激振力矢量对相同位置的不同自由度测量点相位和指示函数的影响。结合某型飞机全机地面振动试验，分析了是否考虑航向自由度响心对模态广义质量的影响，解释了机翼航向振动模态参与计算的颤振分析结果偏低的现象，并提出了航向振动模态参与计算的原则。

简介：随着焊接技术在航空工业中的广泛应用，焊接残余应力对结构性能的影响必须引起重视。现有残余应力测试方法分为破坏性方法和非破坏性方法两大类，破坏性方法包括小孔法和柔度法等，非破坏性方法包括X射线衍射法、中子衍射法和超声波法等。本文对现有残余应力测试方法进行了对比，分别介绍了各种常用方法的原理及应用进展，并结合焊接残余应力对比了各种测试方法的优缺点，为焊接残余应力测试的发展提出了建议。

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：针对固体动力装置试验任务要求,根据试验台实际状况,提出了计算机数据采集系统和示波器并行采集的方法,对压力和推力传感器的现场校准方法进行了详细论述.试验结果证明试验测试方法可行.

简介：本文介绍了ZWC-Ⅰ型智能温度测试仪，该测试仪以MCS-51系列单片微机为核心，具有多通道温度巡回检测，热电偶冷端自动补偿，超温、断偶声光报警等功能，测温范围宽，集成化程度高，抗干扰能力强，测试精度高，操作简单，方便，实现了温度测量的一机多用化和智能化，本文对智能温度测试仪研制中采用的一些关键技术进行了较详细的论述，最后介绍了该测试仪的全面检定方法。该测试仪通过了应用考核试验，取得了预期的效果。具有一定的推广、应用价值。

简介：飞机舱内噪声水平是影响民用飞机乘坐舒适性、市场竞争力的重要因素，也是评价民用飞机性能高低的一项关键指标。综合考虑民航飞机的市场占有率和典型性等因素，选用某型大型客机作为代表机型进行飞机巡航飞行状态下舱内声压级的测试。本文从测试方法，测试数据以及结果分析方面给出了较为细致的描述，同时结合涡扇客机噪声源声学特性分析了影响舱内噪声的主要因素。为国产大飞机舱内声学设计提供技术参考。

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：随着航天技术的不断发展,对用于深空探测航天器以及微小卫星的姿态控制、轨道控制等方面的微推进系统的需求越来越明显。简述了国外微推力测量技术进展,分析了微推力测量的难点,并对国内几种典型微推力测量模式进行了介绍,分析了这几种模式的优缺点。综合分析表明全弹性模式结构稳定性较好,测试精度高,测试手段先进,是一种值得重点发展的微推力测量方式。

简介：阐述了飞机发动机管路补偿器施加在飞机发动机引气口的载荷的测试技术。根据飞机发动机引气口与管路补偿器的连接形式、管路补偿器在发动机短舱框上的安装形式，提出了测量引气口载荷的静定系统力学模型。该模型假设引气口处于自由状态，管路补偿器的安装误差、振动、温度变化会导致引气口产生位移，将此位移施加在引气口，测量管路补偿器固支处的支反力，再用支反力求解引气口载荷。设计了由一体化试验台架、铰支连接、位移施加、充卸压系统组成的实现该力学模型试验装置。结合试验实例介绍了测试试验的主要步骤和关键事项。

简介：复合材料结构目视检测方法有多种，本文目视检测研究是采用详细目视检测（DET）方法，考虑了颜色、照明（光线）、清洁度、视力、专业资质和检测角等因素，探索目视勉强可见冲击损伤（BVID）检测方法，得到BVID的初步数据，为国内飞机复合材料结构设计用BVID和VID的定义提供试验依据。

简介：洛马公司宇宙神5火箭在卡纳维拉尔角41号发射台成功完成首次发射台测试和加注试验,距其夏季首次飞行只有一步之遥了。按照计划,宇宙神5火箭要在首次飞行前的两个月内进行3次这样的实际演练(WDR),内容包括:从总装车间到发射台的运输、推进剂加注和控制人员模拟发射演习。通过上述试验可使工程人员在火箭实际飞行前尽早地发现和解决问题。除了地面设备发现了一些技术问题外,宇宙

简介：本文以飞机壁板为控制对象，利用多普勒激光测振仪对壁板振动模态进行了测试，并基于模态测试结果，合理的布置了压电元件。针对壁板模态密集、模态耦合严重的特性，提出了利用状态观测器对振动模态进行分离的方法。建立了壁板结构的状态观测模型，并基于三种半主动控制方法，成功地实现了壁板结构的单个模态以及多模态的振动控制。

简介：随着航空工业的迅速发展，飞机外部噪声问题日趋突出，而发动机噪声为飞机外部的主要噪声源。论述在半消声室内以球形声源和Y7声学试验平台为对象，模拟飞机发动机地面开车状态噪声源测试过程中机身表面对噪声源特性的影响，分析不同的反射面即对应不同的发动机位置，对噪声源声学特性的影响。选择三种不同的传声器安装方式和三种不同的测点布置轨迹，进行多种状态的测量，最后确定出了受反射面影响较小的传声器安装方式和测点布置轨迹，为开展飞机地面开车状态下发动机的声学特性试验测试技术研究打下一定的基础。

简介：美国将售台449枚“海尔法”系列空对地导弹，这项军售日前已经获得美国方面确认。目前的“海尔法”已形成一个庞大系列，主要包括AGM-114A／B／D／K等多种型号，此次美方对台出售的“海尔法”导弹主要是AGM-114B和AGM-114K型，这批台军新购的“海尔法”导弹配备有高爆弹头，因此对船舰的攻击效果将优于台湾现役的“海尔法”导弹，

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：在轻质试验件模态测试中采用非接触激振，可以有效避免常规模态测试中激振器动圈附加质量和附加刚度对结构动特性的影响，避免锤击法引起的连击、振型不连续和应力集中等现象。本文主要介绍了非接触激振力产生的原理，根据该原理设计了一套非接触激振设施，并在一轻型机翼模型模态测试中进行应用，结果表明基于非接触激振测试结果更加准确。对于轻质试验件及柔性飞机的模态测试具有一定的工程意义。