基于压力变送器及智能仪表的箱压自动控制技术

目前发动机地面试验过程中的泵入口压力控制主要是通过控制介质贮箱内压力来实现的.介绍了大型液体火箭发动机研制试验中介质贮箱压力自动控制的一种新方法,这种方法集试验过程信号采集、动态工艺参数显示、上下限设定值显示、报警显示输出及自动控制为一体,减小了手动调节箱压继电器的操作误差,使系统的可靠性得到了很大程度的提高.     

TM波照射时喷气发动机进气道的极化散射矩阵

对ＴＭ波照射下喷气发动机进气道的极化散射矩阵进行了分析计算。通过将喷气发动机进气道等效成规则的圆波导腔结构，用多个波导模的叠加表示进气道内电磁场，并采用平面孔径辐射场的克希荷夫积分公式和电磁场互易定量，求得了进气道的极化散射矩阵，从而将复杂的腔体散射问题简化到只需求在规则波导模激励下喷气发动机终端的反射系数。所得结论对单、双站散射均适用。     

冲压发动机超声速进气道研究进展

超声速进气道是冲压发动机的关键部件之一。简要介绍了冲压发动机常用的典型进气道。重点叙述了进气道的最新研究成果,主要包括等溢流角弯曲前缘侧壁压缩进气道设计概念、支板引射压缩进气道、双模态超燃冲压发动机变几何进气道、全外压缩式超声速“参数进气道”、固定型面方转椭圆形超声速进气道（REST）等的设计概念与方案。最后概括了先进进气道的发展趋势。     

圆波导圆柱轴＋平面叶片终端不连续性的计算

分析了圆波导中“圆柱轴＋平面扇形金属叶片终端”的不连续性，根据电磁场互易定理和物理光学法（ＰＯ）计算了这种终端对波导模的反射系数。这个问题的研究可用来解决喷气式发动机进气道对电磁波的反射，进一步地利用本文的结果可计算进气道的雷达截面（ＲＣＳ）或极化散射矩阵。     

可贮存推进剂火箭增压气体与泵入口压力关系研究

根据氦气和氮气在可贮存推进剂中的溶解度与发动机泵入口压力关系，以及对美国上面级火箭“阿金纳”增压系统的分析，计算和研究，对我国可贮存推进剂上面级火箭的发动机泵入口压力要求和增压输送系统进行分析和研究，认为采用氦气增压，我国可贮存推进剂上面级火箭发动机氧化剂泵入口压力要求可以大幅度地降低，较大地提高火箭的运载能力，并提出相应的改进建议。     

导弹发射车带主机发电的方法

根据一般导弹发射车电源供电的形式和集中供电存在的弊端，提出了导弹发射车主机发电的研究课题，即利用导弹发射车自身行驶用的汽车发动机作为原动力，通过能量转换，变成导弹发射车所需的一次电源。介绍了实现主机发电的技术难点，及为解决这些技术难点所采取的技术措施。实际应用表明，主机发电除具有重量轻、体积小外，还保持了原有的操作位置，克服了集中供电的不足。     

导弹精度鉴定中应用统计试验法的几个问题

本文从分析战略导弹飞行试验发数问题入手,说明了验前信息的重要性,而统计试验法是一种提供验前信息的重要技术途径。本文回顾了苏联和美国在这方面的研究功态;介绍了统计试验法;并对在战略远程导弹精度鉴定中应用统计试验法的几个问题,展开了较深入的讨论;最后建议在未来的战略远程导弹精度鉴定中采用该项技术途径。     

用预测法量化防空导弹武器系统效能的研究

针对当前分析人员难于求解防空导弹武器系统总体效能值，提出了一套量化系统效能中的系统能力向量Ｃ的方法。对该方法作了详细的论述，并用该方法量度了一些防空导弹武器系统的总体系统效能。分析得到的结果是令人满意的，从而进一步解决了如何通过较理想的效能模型，全面地预测防空导弹武器系统在给定条件下完成规定任务的能力问题。     

基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计

针对吸气式高超声速飞行器高空巡航飞行时净推力和升力不足的难题,探索了一种基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计方法。该方法耦合了具有高升阻比特性的乘波机体和气流压缩性能优异的三维内收缩进气道,获得了一种气动性能较优的高超声速飞行器一体化构型。在设计过程中,对一种咽式进气道的几何外形和激波系结构进行了适当改变,得到了能与楔形乘波前体进行一体化设计的类咽式进气道构型,并采用遗传算法对进气道参数进行了优化;以所得到的进气道和乘波体为基础对飞行器整体构型进行了飞行器内外流一体化设计。无黏计算所得流场与理论设计吻合良好,有黏计算结果表明该飞行器在马赫数7时最大升阻比达到3.4,具有良好的气动性能。