ABRES弹头(再入飞行器)再入散布研究

本文简要介绍在高级弹道再入系统(ABRES)计划期间,美国为实现小型化弹道式弹头(再入飞行器)的高命中精度而在理论方面和地面试验、飞行试验方面进行的大量研究及其结果。该项研究是在弹道系数从7324kg/m~2至19530kg/m~2、再入角从15°至40°的条件下进行的。研究确定了影响弹头散布的各种因素,这些因素起作用的高度区域,以及它们引起的命中散布的大小或量级。文中以图线形式介绍了这些研究结果,并根据从研究导出的再入误差预算给出了总的再入命中散布。     

弹道式再入飞行器的振动响应(续)

第6节响应验证试验1.目的响应试验是利用空军飞行动力实验室的声疲劳设备进行的,其目的:①用实测飞行器的响应数据与内部振动响应,整理成适合于作相关分析的形式,来验证最优化的响应予示技术;②通过精确测量内、外声级与声谱以确定和足够详细地表达实验中的强迫函数,通过这些工     

用于高超音速飞行器的涡扇-冲压双循环发动机设计研究

本文作为美国宇航局——兰利研究中心的课题的一部分,对高空、M=5飞行器使用的发动机方案,进行了分析研究,即对以涡扇发动机和冲压发动机组成的双循环推进系统,提出了两个基本方案——并置与环绕方案和54种参数与结构的组合,按一假定的弹道进行了计算和研究。     

用于战术、再入飞行器的三位一体式环形激光陀螺

三轴环形激光陀螺的一个成员是三位一体式激光陀螺(Trilag),即在同一整体块上联结三个方形光学腔体,这样,透镜和其它部件可共用。该陀螺正由辛格公司的基尔福特制导与航空分公司为海军和空军研制。该公司最近将T-24型三位一体式样机交付给查尔斯·斯塔克·德雷珀实验室,将其用于空军的机密再入飞行器上作鉴定,其数字24代表光路长。基尔福特公司声称,三位一体式设计提供了大小、性能和成本的最佳结合,而且稳定性     

基于DSP的小型飞行器大气数据测量系统设计

大气数据参数的采集和处理是保证小型飞行器飞行安全的重要因素。文中论述了小型飞行器大气数据测量系统的工作原理，按照功能将系统进行适当划分。采用DSP作为系统载体，构建了完整的数据测量系统。     

法国高超音速飞机(AGV)和2000年航天运输系统(STS)使用的发动机

在本刊(AIR & COSMOS)介绍布尔日航展的一期中,曾介绍了法国航空航天公司在高超音速飞机、未来航天运输系统、赫尔姆斯接替者、阿里安5以及2000年航天运输系统(STS)领域内进行的研究。其结论之一是:这些飞行器采用哪种动力装置的问题是最紧迫、最有决定性的,同时又要求进行最深入的研究。     

加固再入飞行器研制计划(第三阶段)——SAMS/TATER防热层和天线窗飞行试验计划

一、前言近几年,再入飞行器研制的重点放在能抗水气凝结体环境的端头材料及端头设计上。地面和飞行试验数据表明,再入飞行器的防热层和天线窗材料也同样易受恶劣气候环境的损伤。试验结果证明防热层材料抗侵蚀环境的能力在很大程度上取决于材料的组成和结构方式。     

波载形高超音速巡航导弹与超燃冲压发动机的性能分析(续)

提出了波载体结构与一体化超燃冲压发动机的高超音速巡航导弹的性能计算方法,可求得不同波载体的升阻比和平面-容积比。燃烧室性能分析方法中包括了燃烧室截面积变化、空气和氢混合反应的热释放分布、热传导、摩擦、当量比和比热比对性能的影响。然后,基于二维最短喷管长度的无粘理论,进行了半壁喷管的分析。在喷管推力和升力计算及型面设计中,考虑了层流粘性的影响。最后,以平直压缩面波载型前体和一体化超燃冲压发动机构成的高超音速巡航导弹总体结构为例,进行了设计计算。     

宽范围裂纹扩展速率(da)/(dN)与△K的关系

<正> 本工作所用材料为45CrNi钢,σ_(0.2)=80～90kgf/mm~2,K_(1C)~-=428kgf/mm~(3/2)。三点弯曲试样尺寸为10×40×160(mm),试验在室温、空气环境下进行,高、中、低三个速率区的应力比R均为0.1,用放大3×10倍的读数显微镜直接测量两表面裂纹长度。     

回顾1983年导弹和遥控飞行器(或无人驾驶飞机)的发展

1983年对导弹和遥控飞行器(或无人驾驶飞机)的发展而言是重要的一年,在这一年里除了有几项新计划的出现和另外一些计划的稳步发展之外,在一些已决定了的合同上还有较大的竞争。     

汤姆逊冲锋枪轶事(上)--从臭名昭著的黑手党武器开始成名

汤姆逊冲锋枪的来历及其试制型 汤姆逊冲锋枪(thompson submachine gun),俗称汤姆枪(tommy gun).由于译音的不同,我国曾称汤普森冲锋枪.汤姆逊(John Taliaferro Thompson)是美国的一个退役中将,任自动武器有限公司经理,在该枪的研制中起到了促进作用,但不是该枪的发明人.     

空中发射的小体积冲压发动机(ALVRJ)飞行器的空气动力特性与飞行特性

为了研究与试验整体式液体燃料冲压发动机技术,根据一项连续的海军/沃特ALVRJ/STM试验计划进行了六次十分成功的飞行试验(实际进行了五次一译者注)。本文将要讨论ALRVJ飞行器外形结构、研制、试验与五次飞行试验的情况。试验飞行器在飞行中四个进气道和尾翼的方位呈×形,飞行器采用外侧滑一转弯控制。在风洞试验中,用一个比例为1:3的风洞试验模型研究了它的气动特性。试验内容包括亚音速/跨音速/超音速和高试验雷诺数。进气道明显地影响着它的空气动力特性。为了对飞行特性和飞行弹道进行良好的予测,在飞行试验前,按详细的予测程序对其气动外形、推进系统、自动驾驶仪和控制特性进行了模拟试验。     

引信部件生产的动态测量(最终报告 1976.5.11～1978.12.31)

设计了一种动态测试与校准系统,并试制了一部分。该系统能够高速测试和激光微调电子组件。为测试器鉴定而选择的电路是M732引信的振荡器和放大器组件。本方案的目标要求是:除机械装卸外,以平均每小时3000套的测试和微调速率把每个选择组件的临界特性调到±0.5%的范围。该系统是为了测量修改后的放大器组件的基本特性,计算炸高和自动激光微调厚膜电阻器,把电阻器参数调到一精确数值而设计的。振荡器组件的灵敏度是通过微调两个陶瓷片式电容器中的一个来调整的。炸高(或灵敏度)是应用一“吸收箱”等效电路或表示各个测试状态的电路模型的组合来进行实时计算的。在需要十分复杂而费时的运算场合,引用了预算查表。工程努力是在系统测试本项目放大器测试部分前结束的。测试系统和硬件设计与制造也完成。现已制造了3000个放大器和75个原型振荡器,并对此进行了电性能检测。基本技术可应用于经过适当修改的其它组件。     

引信部件生产的动态测量(第三季度报告 1976.11.11～1977.2.10)

第三季度中,在卖主的工厂里生产、组装并成功地检测了试验站的主要部件。这些部件包括下列各分系统: 计算机控制分系统; 激励分系统; 测量分系统; 接口分系统; 激光分系统。HP公司把前四个分系统组合起来,作为一完整系统进行了检测。测试包括软件操作系统的全部检测以及所有外围硬件的测试。激光微调器在独立应在模拟计算机输入的基础上进行检测。实时放大器测试程序的模拟已经开始。对主线程序作了编码和调试。完成了修改引信振荡器和放大器电路的设计。预制和分析了原型电容器和片状电阻器。     

引信部件生产的动态测量(第四季度报告 1977.2.11～1977.5.10)

第四季度内,试验站的主要零部件交付给LEC(洛克希德电子器材公司)。其零部件包括下列各分系统: 计算机控制分系统; 激励分系统; 测量分系统; 接口分系统; 激光微调器分系统。前四个分系统重新组合,并作为一整体系统由LEC进行检测。检测包括软件操作系统的全部检测以及所有外围硬件的测试。在独立应用模拟计算机输入的基础上对激光微调器进行调试。实时放大器测试程序的模拟完成90%。收到原型放大器的全部零部件。也收到了原型振荡器、生产放大器和振荡器部件的首批交货。系统接近生产准确的振荡器测试信号,并完成了系统测试,主要的长引线部件已选择。有关这些主要零部件的购货单正在拟定。