研制超然冲压发动机推进系统的技术途径

提出地面试验、飞行试验和计算机一体化的手段是研制起燃冲压发动机的技术途径，说明这三个方面相互间的融合关系，重点叙述推进系统地面试验一体化的方法，较详细地介绍了国外现有能为超燃冲压发动机研制服务的地面试验设备，指出目前地面试验设备存在的缺陷，并对未来提出改进措施。     

美国开始超燃冲压发动机的地面试验

2002年7月，美国空军和普惠公司在GASL工程服务公司的试验装置上对第一台飞行质量碳氢燃料超燃冲压发动机进行试验。地面演示发动机(GDE)试验将为2003年底进行的后继型GDE-2试验和具有飞行价值的发动机研制铺平了道路，新的发动机将使NASA／美国空军的X-43C高超声速推进技术演示器在2007年初达到Ma-5以上。     

小型高推力空气涡轮冲压发动机

研究了空气涡轮冲压发动机的高推力小型化结构要素，明确了各要素的性能。对该发动机进行了地面静止试验。确认了作为推进系统设计的可行性。介绍了试验用发动机概况、试验方法与试验结果。     

液体火箭发动机试车测量系统的研制

介绍了一个大型火箭发动机试车测量系统，本系统选用发当代世界上先进的ＮＥＦＦ６２０数据采集系统和ＭＶ／８０００Ⅱ超级小型机作为系统的主要部件，研制了它们之间的接口，开发了一系列用于火箭地面试验测量的软件，创造了大表格输入原始信息和用实时校准时试验测量数据进行了修正的方法。     

VESTA冲压发动机完成静态地面试验

20 0 1年 11月 14日 ,ＶＥＳＴＡ新一代冲压发动机完成最后一次静态地面试验 ,从而为 2 0 0 2年夏季的首次飞行试验铺平了道路。ＶＥＳＴＡ冲压发动机由法国航空航天马特拉导弹 (ＡＭＭ )公司研制 ,预计将用在法国的核弹头ＡＳＭＰ Ａ导弹 (改进的中程空地导弹 )上。ＶＥＳＴＡ冲压发动机的地面试验分三个阶段进行。第一阶段总共进行了 6次点火试验 ,分别于2 0 0 0年 12月 13日、14日 ,2 0 0 1年 6月 12日、2 9日 ,2 0 0 1年 7月 6日和 2 0 0 1年 11月 14日进行。试验是在位于法国中部布尔日的ＣＥＬＥＲＧ公司发射场进行的。ＣＥＬＥＲＧ是…     

日本积极研制弹用固体冲压发动机

概述了固体冲压发动机的原理、组成及工作流程,重点介绍了日本防卫省技术研究本部研制的采用固体冲压发动机推进的导弹及其地面发射试验情况,并对今后主要的技术课题进行了展望。     

靶场导弹飞行可靠性试验与鉴定

本文简述了在导弹定型试验小于样情况下，利用地面试验和研制性试验的信息来鉴定导弹的飞行可靠性。     

对美国高超声速推进系统研制动态的分析

高超声速吸气式推进系统是高超声速技术的关键，许多国家都先行安排进行研制，并且将研制重点放在具有自加速和巡航能力（即能在很宽Ｍａ范围运行）的双模态冲压发动机和起飞助推用的引射火箭低速发动机方面。经过了４０多年的艰难发展，美俄等国目前已经从地面试验进入飞行试验阶段。文中概述这种高超声速吸气式推进组合发动机的工作原理、国外发展动向和应用前景。     

应用均匀设计安排发动机可靠性试验

阐述了应用均匀设计安排发动机可靠性试验并用回归分析模型处理试验数据的方法，强调了可靠性试验在航空发动机研制中的重要性，简单介绍了均匀设计的特声、及其在试验设计中的优点，推导了用线性模型对试验数据回归分析的公式，文中示范性地用均匀设计表安排压气机工作能力可靠性试验，整理了试验数据，分析了试验结果。     

应用均匀设计安排发动机性能试验

阐述了应用均匀设计安排发动机性能试验并用回归分析模型处理试验数据的方法。强调了性能试验在航空发动机研制中的重要性，简要介绍了均匀设计的特点及其在试验设计中的优点，推导了用线性模型对试验数据回归分析的公式。文中示例性地用均匀设计表安排了涡扇发动机在高空模拟试车台上的性能试验，整理了试验数据，分析了试验结果，给出了一簇性能曲线。     

火箭发动机的工况监测系统

要实现确保进入空间的目标,重点是降低有效载荷发射成本,提高可靠性。先进运载系统将降低地面操作费用,提高任务可靠性,并且要根据需要做飞行后的检测和维修,而不做例行或定期检测。为此,必须提高技术水平。美国空军宇航实验室已开始执行火箭发动机工况监测系统(RECMS)计划,旨在确定并验证(通过试验)在先进运载系统的研制期间可以应用的关键系统技术。RECMS计划把发动机监测作为和发动机控制器、火箭监测系统及地面处理系统完全一体化的系统,以便在提高发动机可靠性的同时,还保证飞行任务的成功。系统部件通过工况和性能敏感器进行监测,用诊断和预报算法进行分析,通过使用其他先进研制计划验证过的硬件的系统试验进行验证。本文提出了验证火箭发动机工况监测系统关键技术(敏感器、工况/安全监测算法、地面检测设备和专家维修系统数据库)的途径、技术和计划。     

边界层转捩飞行测量方法及实现

针对高超声速边界层转捩飞行试验研究的需要,通过一体化的变厚度薄壁测温和热流辨识方法,利用测量薄壁内壁温度辨识表面热流可实现飞行器表面转捩位置的测量。考虑到飞行器高速飞行过程中表面气动加热和振动环境要求,对测量结构和机体结构开展了一体化模块设计,提高了测量结构的整体承载抗热振能力;利用热振联合地面试验系统,在飞行状态地面模拟条件下,对测热部件进行了热振联合试验考核,验证了测量结构的安全性和可靠性。地面热振联合试验和飞行试验结果表明,该型转捩测量结构可承受飞行条件气动加热和振动环境,能迅速地响应和准确地反映气动加热环境热流的变化,可准确捕捉飞行条件下高超声速边界层转捩现象。获取的热流转捩测量数据,可为高超声速转捩预测计算模型提供校准数据。     

美国高超声速风洞试验能力发展综述

风洞试验对高超声速飞行器的研制发展起着重要作用。近年来,美国国防部不断加大基础试验设施投资,通过对现有高超声速风洞设备现代化升级改造,极大地弥补了其高超声速地面试验能力的不足。调研了美国高超声速风洞试验能力发展背景,重点阐述了近期美国高超声速风洞地面试验在气动力/热、推进一体化、材料与结构等领域能力提升的主要动向,以及对特色高超声速设备建设的探索研究,并分析美国高超声速试验能力提升的举措及设备能力变化,得出了几点启示。     

国外超燃冲压发动机风洞试验

介绍了短时推进试验与Hy-V项目联合的研究背景、项目目标及地面试验内容.论述了地面试验设施的试验介质气流污染和持续时间对超燃冲压发动机性能的影响,给出了相关试验的计划和进展情况.     

弹靶一体化试验研究

本文首先简要地介绍了武器系统的研制试验和作战试验，然后从弹靶一体化的角度出发，以装甲试验为线索，将武器系统试验分为模拟试验，分系统试验，实弹试验和战场试验四个部分。本文还讨论了各种试验的相互关系，并指出了各种保存在的局限性。     

国外巡航导弹用涡扇发动机试验技术

概述了近几年国外巡航导弹涡扇发动机试验技术的研究发展状况，并以美国Ｆ１０７－ＷＲ－１００涡扇发动机为例，对其评定程序，测量和试验方法进行了分析论述。     

美国海军完成SLAM-ER导弹打击移动目标的试验

2006年9月13日，在美国加州中国湖美国海军空战中心进行的一次试验中，波音公司的SLAM-ER导弹以直接碰撞的方式成功命中了一个远程控制的移动地面目标．这次试验是美国海军SLAM—ER研制／作战飞行试验项目的一部分．2006年6月1日，成功进行了该项目的研制飞行试验．     

飞航导弹研制和定型一体化试验研究与探讨

飞航导弹武器系统的研制和定型试验,使其科学合理的相互结合形成一体化试验,其理论研究与探讨已提到日程上来,并在工程实践中正在不断地加以探索和应用。从飞航导弹武器系统研制和定型试验的目的、要求、特点;试验方法的改进;采用一体化试验的发展趋势等有关方面的理论和实践,加以研究与探讨。     

火箭-冲压组合发动机模型的地面静态试验

介绍了一种火箭基组合循环发动机的地面静态试验, 其中, 探讨了试验发动机模型尺寸的设计, 并简要分析了试验结果.     

印度低温火箭发动机点火试验被迫中断

1月19日，印度自主研制的低温火箭发动机在液体推进系统中心（LPSC）进行了点火试验，试验预计进行720S，但发动机点火30S后，由于传感器失灵，错误警报响起，试验被迫停止。