航天飞机先进固体发动机1．2m缩尺模型材料的碳布酚醛烧蚀试验

用ＮＡＳＡ马歇尔航天飞行中心（ＭＳＦＣ）１．２ｍ发动机试车台，对航天飞机先进固体火箭发动机（ＡＳＲＭ）喷管材料进行烧蚀评估。对各种碳布酚醛（ＣＣＰ）材料在相同构形和同一发动机工作条件下进行了试验。讨论了以经验构造材料模型的方法。材料模型的试验通过在不同对流环境下计算烧蚀值，并将测量值与计算值进行比较而完成。１．２ｍ缩尺模型经验数据取自喷管的最小粒子冲击区，目的是减少机械磨蚀对分析模型的影响。     

地面试验表明Ma＞8时超燃冲压发动机仍然产生推力

地面试验表明Ｍａ＞８时超燃冲压发动机仍然产生推力根据美国国家空天飞机（ＮＡＳＰ）计划由普惠公司进行的试验表明，在上层大气层中当飞行速度为Ｍａ＝８～１４时，超燃冲压发动机能产生一个正推力。试验结果有助于解决Ｘ－３０ＮＡＳＰ计划的一个关键问题──高超音速...     

基于嵌入可信度的冷轧带钢缺陷检测

将嵌入可信度运用于冷轧带钢表面缺陷的检测,其步骤为:估算图像边界外的像素点梯度幅值和边缘方向,将窗内输入数据规范化为零均值和,计算其可信度(η);从估算的积累分布,定义每个像素的梯度幅值(ρ),并生成ρη图;最后确定非最大值抑制及定义后滞阈值.该方法可弥补数字滤波器在方向性和弱小信号的检测缺陷.     

P~3I 与 CE 的比较与集成

系统地比较了Ｐ３Ｉ和ＣＥ方法，分析了集成两者的可能性，指出综合应用Ｐ３Ｉ与ＣＥ可以有效解决复杂系统或产品的研制问题，Ｐ３Ｉ概念实际上已包括ＰＳＩ理论     

固体火箭推进剂超级燃速催化剂

ＮＡＮＯＣＡＴ超细氧化铁（ＳＦＩＯ）是目前所能得到的最小粒径的氧化铁。作为一种新型燃速催化剂，它在ＡＰ作为氯化剂的固体火箭推进剂中具有超级催化作用。它独特的粒径（０．００３μｍ，３ｕｍ，３０）具有极高的表面积（＞２５０ｍ／ｇ）和很小的容积密度（０．０５ｇ／ｍｌ），与相同浓度下的工业氧化铁相比，ＳＦＩＯ能提供较高的燃速和较低的压强指数。在同样的燃速下，ＳＦＩＯ需要的浓度较低，其压强指数更低。用ＳＦＩＯ取代普通的氧化铁可以使比冲得到有效提高；允许改变火箭发动机设计从而改善性能，这相当于使比冲得到更大程度的提高。     

一种新的推进概念:整体式火箭双燃烧冲压发动机

本文介绍一种新的推进概念,即整体式火箭双燃烧冲压发动机(the integralro—cket,dual-combustion ramjet,以下简称IRDCR),它可以用在高超音速、体积有一定限制的导弹上。实际上,就是把一个“突胀式(dump-type)亚音速燃烧冲压发动机放在主超音速燃烧冲压发动机(Scramjet)系统中作富油的、热燃气发生器,因而可以允许使用碳氢燃料而不用极活性硼基燃料。靠超音速冲压发动机燃烧室中装火箭—助推推进剂可改进推进系统的容积效率。研制了一套设计IRDCR发动机热循环和估算其性能所需要的新方法。根据一组特殊进气道,在马赫数4～7,定常飞行动压为5000磅力/英尺~2的飞行条件下的典型计算值讨论了这种新的方法,还根据最大推力和发动机效率原则讨论了发动机性能对进气道工作特性的敏感性。一般说,IRDCR在性能特性上兼有普通冲压发动机和超音速燃烧冲压发动机两者的某些优点。     

燃气发生器低燃烧温度下进行的管道火箭燃烧试验

为了研究管道火箭（燃气发生器冲压发动机）燃烧室的燃烧现象，美国海军空战中心武器分部（ＮＡＷＣＷＰＮＳ）和荷兰应用科学研究协会普林斯毛里塔斯（ＴＮＯＰｒｉｎｓＭａｕｒｉｔｓ）实验室联合制定了试验研究计划。其主要目的是研究这些燃料喷入冲压燃烧室的方法对燃烧性能的影响。特别是研究了低温（约１２２０Ｋ）下燃气发生器燃料的燃烧。采用多级喷管获得了最好的燃烧效率，从而出现了高度小紊流度以改善喷流点火／补燃。这种成果是用ＮＡＷＣＷＰＮＳ的气体燃料和荷兰的含能推进剂而得到的。     

整体式火箭冲压发动机推进系统性能分析和飞行试验

介绍了试验型整体式火箭冲压发动机的方案设计和测试过程。这种试验弹结构包括无喷管助推器、末段燃烧的燃气发生器、外压缝隙进气道和模型战斗部以及用来监视性能的弹上仪器设备。利用所建立的燃气动力学数字模型，完成了火箭冲压发动机主级状态的性能预测。从热气燃烧试验、燃气发生器试车台点火和超音速进气道试验中取得了分部件非理想性能参数。为进行飞行验证试验，将冲压火箭性能数据输入合适的弹道计算编码。     

超燃冲压发动机尾喷管数值分析

采用某软件对非对称喷管进行数值模拟,通过与NASA试验数据进行比较,验证了运用该软件对超燃冲压发动机尾喷管流场计算的可行性。对自行设计的超燃冲压发动机尾喷管进行数值模拟,考察了外部流场参数以及静压比对喷管性能的影响,为发动机喷管的性能评估提供了参考依据。     

德国对外展示ARAMIS导弹

德国对外展示ＡＲＡＭＩＳ导弹德国博登湖仪器技术公司对外展示了其设计的下一代反雷达导弹（ＡＲＡＭＩＳ）的全尺寸模型，这种导弹将在２００５年左右取替德国空军的哈姆反辐射导弹。据该项目经理称．这种导弹由冲压－火箭发动机推进，并采用被动雷达／主动红外双模导引...     

德国ARMIGER反辐射导弹研制近况

１９９９年７月２１日德国国防技术与采办局授予博登湖仪器技术（ＢＧＴ）公司一项合同,用于演示该公司的智能制导与增程反辐射导弹（ＡＲＭＩＧＥＲ）,该公司准备进行多次发射试验。ＡＲＭＩＧＥＲ计划在１９９７年前称作ＡＲＡＭＩＳ。演示合同的第一阶段包括ＡＲＭＩＧＥＲ导弹的非线性数字自动驾驶仪的地面试验和评估导弹不对称前弹体到４个火箭／冲压发动机进气口之间的气流特性。第二阶段将进行ＡＲＡＳ红外成像／被动雷达双模导引头（由ＢＧＴ与ＤＡＳＡ合研）搜索目标车辆预定瞄准点的飞行鉴定试验。德国空军的狂风ＥＣＲ（电子战…     

马夸特公司双模态 Ma=8 超燃冲压发动机研制述评

分别介绍了氢和碳氢燃料的双模态超燃冲压发动机的自由射流试验，在其预测性能和试验性能的基础上对其在广大飞行Ｍａ数范围内的可行性和工作性能进行了评估     

超燃冲压发动机的三分力测量(二)--外部流与边界层吸入的影响

利用冲压发动机试验设备的1／5缩比小型风洞和发动机模型测量了矩形截面超燃冲压发动机的三个分力,即推力、升力和俯仰力矩。探讨了在Ma=4条件下外部流对三个分力的影响。对Ma=6条件下取得的测量值与根据壁压分布的估算值进行了比较,探讨了修正外部流影响的方法。介绍了试验方法与结果。     

冲压增程炮弹发动机工作性能分析

简述了冲压增程炮弹的增程原理，建立了固体燃料冲压发动机内流场的流动及燃烧模型；对60mm实验发动机内流场进行了数值模拟．并通过与国外实验数据的比较，证实了该模型正确；通过数值模拟结果分析人口空气状态对发动机推力和比冲性能的影响，所得结论对冲压增程炮弹的设计具有较强的理论指导意义。     

日本宇航、角田研究所进行超燃冲压发动机试验及测量

利用日本高超声速自由射流试车台RJTF，对超燃冲压发动机进行Mα=4,6,8的性能试验达200次，用直接和间接测量方法对发动机燃烧性能，推力特性，内部流场进行测定，得到了大量数据，还用1/5缩尺模型试车台，以相似原理，对发动机空气动力特性进行了研究，如进气道空气捕获率等。     

冲压火箭技术现状与发展动向

冲压火箭发动机具有比冲可达９．８ｋＮ·Ｓ／kg的性能已引起世人的关注。论述了冲压火箭的功能与特性,探讨了有关冲压火箭的流量控制、燃气发生器的燃烧特性、二次燃烧室的燃烧特性。介绍了燃烧试验方法及其结果,提出了开发冲压火箭的技术课题及今后的发展动向。     

冲压发动机推进系统的统一流分析

完成了冲压发动机推进系统的统一流分析，其理论模型以质量、动量、能量和物质浓度的完全守恒方程为基础，同时，考虑有限速率化学反应以及变量的各种性质。采用低雷诺数的Ｋ－ε两方程模型实现湍流门包。利用全耦合隐函数和上风总变差递减法的下一上限法求解空问离散化的控制方程。使用已知的基本变量（ρ＇，ｕ，ｖ，ｈ，Ｙｉ）而不用守恒变量。该算法可对含有激波不连续的宽广马赫数范围进行化学反应流研究。在求解过程中，为简化冲压发动机的复杂结构，采取带状分区算法。该数值方法对实际冲压发动机推进系统的内流分析提供了一种新方法。     

多主CPU的STD总线系统

在工业控制系统中，常常需要高速，实时处理大量的控制信息笔数据，单ＣＰＵ处理器难于满足复杂控制系统的要求，由于多方ＣＰＵ的ＳＴＤ总线具有很多优点，能较好地解决工业控制中的问题而受到工业界的重视，本文着重对ＣＰＵ的ＳＴＤ总线结构，总线仲裁方法，仲裁协议等进行了介绍。     

冲压发动机地面试验和飞行试验性能的相关性

1976年,美国海军完成了一项空中发射的小体积冲压发动机飞行试验计划,结果是五次飞行都非常成功。每次飞行测得的飞行器性能都非常接近试验前用一个六自由度弹道程序算得的预测值。预测程序中用的数学推进模型是由小体积冲压发动机地面试验计划推演的相关值编制而成的。本文将分别对地面试验计划和推进性能的相关值做简单的介绍和叙述。同时将讨论计算飞行器性能的方法和预测飞行试验的精度。为了研制一种低成本的冲压发动机,也在着手别的工作。本文将说明这一工作的简况。     

试验结果将加快超燃冲压发动机的成功

普惠公司利用积木式程序块方法来开发生产碳氢燃料超燃冲压发动机所需的机械、结构和热技术以及分析程序。过去几年进行的试验重点集中在研制超燃冲压发动机进气道和燃烧室 ,并探索主动冷却的超燃冲压发动机所需的冷却技术和结构。4年前根据 3项不同计划开始了超燃冲压发动机的进气道试验。其中两项计划的试验是在ＮＡＳＡ格伦研究中心进行的 ,另一项计划的试验是在东哈特福德的联合技术研究中心进行的。1997年和 1998年 ,格伦研究中心在Ｍａ =4～ 8条件下对进气道进行了 383次试验 ,评估其性能和可操作性等特性。试验结束时 ,制订的四个性…