航天飞机脉动压力环境(包括火箭排气的影响)的预示

本文依据怀尔实验室研究出的预示方法,初步估计了航天飞机的脉动压力环境。特别着重叙述平行燃烧型航天飞机发射过程中的跨音速阶段。由轻量级轨道飞机和单独的固体火箭助推器组成的基线外形,和一条典型的飞行轨道一起,被当作预示估算的模型。在跨音速马赫数区域,对各临界脉动压力环境作了预示,其最大脉动压力级如下:1)肩部引起的气流分离(157分贝),2)结尾激波振荡(164分贝),3)突超物引起的气流分离(168分贝),4)压缩角引起的气流分离(148～157分贝),5)激波引起的干扰流(161分贝),6)无激波干扰流(150分贝),7)附体紊流边界层流(137分贝)。总的说,预示的压力环境与风洞试验结果的比较表明一致性很好。预示的上述环境的1/3倍频带谱,一般为如下三种类型之一:1)附体紊流边界层谱(典型高频),2)均匀分离流和无激波干扰振荡谱(典型中频)和3)激波振荡和激波干扰流谱(典型低频)。对羽状排气引起的分离流环境做了预示。仅有固体火箭助推器羽状排气的影响是重要的,其脉动压力级与压缩角引起的分离流和激波振荡的压力级相当。     

悬筒式燃气舵测力天平

本文介绍了悬筒式燃气舵测力天平的设计原理、部件设计、组装和校准的一般考虑以及初步试验和数据分析。该天平的优点是结构紧凑，测量精度高，操作方便，以及制造成本低廉。     

导弹和航天运载器上升阶段的气动加热

本文介绍了大型导弹和航天运载器在上升阶段的气动加热计算方法,内容包括:气动加热计算的依据(飞行器几何形状、大气参数和弹道参数)、无粘流场计算、传热系数计算和壳体温度计算等。本文介绍的方法可以成功地用来预示上升段的气动加热。     

大攻角细长体的空气动力学

在雷诺数很高的风洞中,做了近似1/10的导弹模型试验,以便研究各种有关参数的重要性。对试验条件做了选择,便于保证在中等大攻角情况下,气流分离以前的附面层是紊流状态。研究的重点是比较重要的而影响最大侧向力测量的滚转角。马赫数,雷诺数、攻角和使用的粗糙带是该分析中所考虑的其他的变量。可以得出如下结论:为了获得可信赖的数据,以便作为发展现有预示方法的依据,在整个模型试验过程中,必须用小增量来改变滚转角。     

固体火箭燃气舵气动设计研究

介绍了固体火箭燃气舵气动设计中的几个问题，包括喷流流场分析、舵体材料选择及其性能分析、舵体理论外形和气动特性设计以及风洞和点火测力试验等。将舵的气动特性要求和舵的强度、刚度及烧蚀量等要求综合起来考虑，可以使燃气舵的研制一次成功。     

细长体的最大侧向力和伴随的偏航力矩

本文提出一个方法,用来确定不可压流中大攻角细长体在有效横流雷诺数10~4～10~8的范围内,由旋涡引起的最大侧向力和伴随的偏航力矩。利用垂直于气流圆柱上的三维非定常气流分离相似,得到旋转细长体由定常旋涡引起的最大侧向力的边界。可以看出,在临界有效雷诺数的范围内,当弹体的一侧发生亚临界分离,而另一侧发生超临界分离时,旋涡引起的侧向力最大。尽管,该方法只适用于仅存在单个不对称旋涡的弹体,但可以把它推广,提供一个基本的积木法,来确定受不对称多涡对影响的,长弹体的方向稳定性边界。     

超音速小攻角弹体的表面压力计算方法

本文发展了一种用来计算钝头体表面压力的关系式。该式与改进了的新的二次冲波-膨胀波法相配合,可以计算钝头和尖头的有攻角轴对称体的表面压力分布。基本二次冲波-膨胀波法的修正和推广包括:1)使二次冲波-膨胀波法同钝头压力关系式相匹配的新方法;2)计算拐角处压力梯度的新方法;3)计算有攻角尖锥表面压力的新的表达式;4)有关计算攻角解的新方法。该方法可以预示马赫数最低为1.5时的球锥结合点附近的过膨胀。对于马赫数大于1.5、攻角最大到15°的有裙和没有裙的钝锥来说,本法所得结果同实验数据和精确流场计算很吻合。本法的计算程序简单、有效,可以在初步设计中应用。     

燃气舵的气动设计

本文介绍了燃气舵的气动设计方法,包括燃气舵气动设计的内容和要求,舵面设计的依据、舵面安装位置的确定、舵面参数的选择、舵面转轴位置的确定以及舵面气动特性的估算和试验。文中根据实践经验提出的燃气舵气动设计原则和参数选择范围,可直接应用于各种战术导弹燃气舵的气动设计。     

90度攻角细长体在旋转时的气动系数近似计算方法

引言近几年来,作用在大攻角细长旋成体上的侧向力受到很大的注意,因为该侧向力常常使火箭和飞机变为不可控制的。探空火箭头部模型空投试验表明,起初经过若干个翻滚运动以后,多数弹头边下降,边在平行于海平面的平面内,象螺旋桨一样旋转(平螺旋)。如果