反向喷管堵盖释放时间及同步性测量

研究了固体火箭发动机推力终止试验时，反向喷管堵盖打开时间及同步性测量方法，在测量中配置了抗干扰能力强，时间分辨率为微秒级的数字记录系统和多功能模拟记录系统，解决了时间测量中产生和获取起始脉中肯主终止脉主号的关键技术，消除了引爆机的产生的冲击和气体电离的影响，该测量方法经过多次充气容器冷试和发动机地面静止试验的考核，证实了测出的数据准确可靠，克服了时间测量数据分散度大的缺点。     

卡尔曼平滑在动态推力测量中的应用

本文首次将卡尔曼平滑应用于固体火箭发动机地面热试车时的动态推力测量,提供了一个便于工程应用且有较高精度的动态推力测量新的数据处理方法。首先,根据固体火箭发动机理论推导出了推力的动态模型;研究了噪声方差和初始条件的确定方法及估计的稳定性、敛散性。继而进行了数字仿真试验,并对实际发动机推力采样数据进行了处理。分析与处理结果表明:卡尔曼平滑应用于动态推力测量是行之有效的。     

推压力传感器计量检定的计算机应用

分析推力、压力传感器计量检定工作中存在的问题，提出了用继电器卡实现一次检定工作中可以使用一台数字万用表多台（多路）传感器，计算机自动记录、处理、打印数据。文中介绍了系统的组成及工作原理、计算机软件功能和传感器实例。     

固体微推力器阵列的推力估计与分配补偿方法

针对固体微推力器阵列(SPMA)中微推力器一次性点火，推力测试中难以获得精确推力的特点，为实现推力在线估计和实时补偿，提出一种利用二次规划对微推力器阵列推力进行估计，同时结合混合整数规划算法进行推力分配的方法，对估计算法收敛性以及控制系统稳定性进行了分析。该方法在不修改控制律的前提下，对推力器推力进行在线估计，并采用推力分配的方法实时补偿推力器出现的推力偏差，对系统稳定性的分析证明该方法可以保证系统的有界稳定。将其应用到微纳卫星编队保持中，仿真结果表明，在微推力器阵列出现推力偏差的情况下，该方法能很好地补偿推力偏差对控制系统造成的影响。     

不同推力下的非合作空间目标轨道机动检测

针对非合作空间目标轨道机动检测问题,创新性地提出具备普适性的不同推力下的轨道机动检测算法与检测流程。首先给出不同推力作用下轨道机动动力学模型,在此基础上提出普适性轨道机动检测策略,包括：全模型地基与天基观测数据仿真策略,数据处理软件平台,脉冲推力、连续大推力与连续小推力轨道检测算法与流程,精度评估策略。该策略利用不同推力作用下的检测算法与流程,可以满足多数非合作目标轨道机动检测需求。结合地基与天基观测数据,仿真分析不同推力下的非合作目标轨道机动检测情况与轨道精度恢复情况,结果表明该策略能对轨道机动进行有效检测,为工程实际提供了有益借鉴。     

推力可控固体火箭发动机应用及发展

介绍了固体火箭发动机推力控制的多种技术方案及可控推力室在姿控，轨控发动机领域中的应用。     

固体火箭发动机推力偏心试验研究

火箭发动机的推力偏心是一个复杂而重要的问题,本文根据多种固体火箭发动机推力偏心试验的大量数据和观察到的现象分析,获得了一些有价值的结果,而这些结果可为火箭发动机设计者提供有益的参考。     

卫星轨道圆化的有限推力点火控制策略

本文研究卫星轨道圆化的点火控制策略，发动机推力为有限常值，方向可调。考虑了燃料消耗引起的质量损失。假设圆轨道上有一飞行器在运动，称为虚拟轨道器。只要卫星与虚拟轨道器软交会，就完成了轨道圆化。文中给出了使卫星与虚拟轨道器软交会的推力方向控制策略和点火位置与关车位置的求取方法。仿真结果表明，本文方法与水平推力策略和切向推力策略相比，具有更高的控制精度，而且燃料消耗接近最优。     

共面圆轨道最省燃料小推力多次变轨研究

本文研究两个共面圆轨道之间最节省燃料的多次变轨过程。通过分析，得到滑行段起点和终点之间的解析关系式，解决了变轨次数增加带来的计算问题。给出了从近地圆轨道到同面同步轨道的最优多次变轨的计算结果，并进行了分析和讨论     

低推力化学火箭发动机技术

本文回顾了旨在改进星船上推进系统应用的低推力化学火箭发动机的性能而正在进行的研究计划。通过建立燃烧和流动物理过程的新的预估方法;采用高温材料;改进部件设计优化性能;利用高性能推进剂等项措施.提高低推力化学火箭发动机的性能和工作寿命。改进的预估方法是通过局部和全局的预估值与试验数据的比较得到的。预估值是从有限反应速率动力学的 RPLUS Navier-Stokes 的计算机程序和联合军队、宇航局的方法中得出的。数据是从激光珍断系统和发动机试车实测性能得到的。结果表明,喷注器和燃烧过程的模型需要改进,流动显影技术,例如二维激光—感应莹光(LIF)显影技术对解决流动对称和剪切层的燃烧过程有所帮助。高温材料的制造工艺还在探索中,利用这些材料的小发动机正在进行设计、生产和试验工作。防氧化的铼涂铱保护层用化学气桕沉积工艺制成,从而使燃烧室工作温度升高800K。在地球可贮存推进剂(四氧化二氮和-甲基肼或无水肼)的发动机上,取消液膜冷却,改善燃烧效率.并控制喷注器的热沉温度,通过组合件的重新没计。获得了性能增益。铼铱两种材料互相扩散情况和抗氧化特性表明,推力室要求的几十小时的使用寿命是可以达到的。推力为22、62、440和559N 的火箭发动机已经设计、生产和试验了。试验证明,比冲性能提高了98～196N·S/kg。更高性能的推进剂通过了鉴定。这些推进剂(定义为空间可贮存推进剂),包括作为氧化剂的液氧,作为燃料的氮氢化合物或碳氢化合物。为此,专门设计和生产了液氧/肼发动机,其特征速度效率高达95%,面积比204:1时换算的真空比冲为3381N·S/kg。利用液氧/液氢推进剂,尤其在载人飞船上,其比冲性能可以得到进一步的提高,然而,某些特殊的设计必须改进,并通过飞行考核进一步完善。     

火箭基组合循环(RBCC)发动机性能分析

介绍了采用引射火箭模式的RBCC发动机工作原理,并在对其概念设计模型进行简化的基础上,进行了RBCC发动机系统性能分析,评估了RBCC发动机系统主要设计参数(发动机系统出口截面直径和燃料化学反应后的总温)的变化对其性能(推力、推力系数和比冲)的影响,认为:1)燃料经过加热后,推力和推力增益都上升了69.97%,比冲增加了180.18%;2)随着二次燃烧过程中燃烧室温度的上升,发动机的推力、推力增益和比冲得到了很大的提高,火箭发动机的性能得到了很好的改善;3)随着RBCC发动机系统出口截面直径的增加,尾气对发动机的反推力、推力增益以及比冲急剧下降,不利于其性能的改善。     

塞式喷管多参数性能优化计算

从影响塞式喷管推力性能的因素中总结出内喷管倾角，内膨胀比、总膨胀比，燃气总压和飞行高度这五个主要因素，并以推力最大为目标函数运用枚举和逐层优化的方法对上述五个参数的取值进行优化计算，提出了对这五个参数进行优化取值的方法并得到了相关结论，其结论可为实际的塞式喷管发动机设计研制提供部分的理论依据。指导相关设计参数的确定。     

超燃冲压发动机推阻力特性研究综述

超燃冲压发动机由进气道、燃烧室和尾喷管等部件构成,推阻力是其最重要的特性参数。回顾了超燃冲压发动机部件级推阻力特性和整体推阻力特性研究现状,介绍了超燃冲压发动机推阻力特性研究方法和测量技术。建议今后研究过程中关注以下几个问题：研究精确的自由射流试验测量技术,研究流场均匀性对发动机性能的影响,开发高精度仿真平台。     

空间飞行器在视线坐标系中的追逃界栅

针对近地共面圆轨道上的两飞行器追逃问题,应用定性微分对策理论,在双方均为连续小推力假设下,研究了在视线坐标系下对策双方在中立结局上的最优控制策略及中立结局的非线性界栅构造及线性界栅的求解方法。在线性化方法中,首先针对方程中的状态变量作线性化,待最优推力确定后,再对推力变量在确定的终端附近线性化。本文理论推导最终得到了最优推力及线性化界栅表达式,给出线性化界栅与非线性数值逼近解的仿真结果。     

液氧／甲烷气液喷注器试验研究

介绍了液氧／甲烷气液喷注器热试验情况,试验燃烧室压力7．1～7．4MPa,混合比3．5～3．9。研究了不同的喷嘴结构参数对燃烧性能和流量特性的影响。获得了燃烧效率、流量系数、振动、点火性能以及积炭特性等重要参数。     

直连式RBCC来流模拟段设计及参数处理方法

介绍了直连式RBCC火箭引射模态的地面实验系统,对来流模拟段进行了设计,并对实验状态下来流参数的确定与发动机推力的计算方法进行了研究,建立了推力模型,对系统进行了原位标定。实验结果表明,在管道充压条件下,工作传感器测得的推力与原位标定时施加的推力呈线性关系,与软管中的来流总压关系不大;这种设计不会对推力产生不确定的干扰,且起到了密封作用。     

膨胀循环液体火箭发动机推力调节阀仿真研究

根据某膨胀循环液体火箭发动机推力调节阀的结构及工作原理,通过理论分析建立了推力调节阀的数学模型,并利用AMEsim软件构建了推力调节阀的仿真计算模型,对其进行了仿真计算.计算了发动机额定工况、高工况和低工况参数下推力调节阀内部各压力及流量参数,并对推力室室压、调节阀出口压力和氢主文氏管入口压力变化引起的调节阀主阀流量变化趋势进行了计算分析,得到了调节阀内部各压力参数及流量的变化规律.     

液体火箭发动机复合材料机架初步设计研究

针对液体火箭发动机承力机架,开展复合材料机架的初步设计及探索应用研究。通过对原金属机架结构设计特点分析,提出了一种碳纤维增强复合材料机架的设计方案,并对其进行了力学性能预测及设计参数影响分析等方面研究工作;最后,采用有限元软件ANSYS的APDL语言开发了复合材料机架的计算程序,该程序基于损伤累积理论,包含结构应力分析、材料的失效判断及材料的性能退化3个主要循环过程,通过仿真手段模拟了在载荷增加过程中结构内部产生损伤,并逐渐累积直至破坏的整个过程。仿真分析结果表明:复合材料的应用可在满足原机架强度、刚度和稳定性等设计要求基础上,相对于原结构实现了50%的减重。     

涡轮泵内流路静动态分析

根据涡轮氧泵内流路的工作特点,对其进行节点划分,建立了完整的内流路拓扑网络。在此基础上,建立主泵、节点特性、流阻元件变形、轴向力和轴向位移等模型,对影响其工作可靠性的内流路,进行静、动态过程研究,并初步探讨涡轮氧泵起动过程中,转子的装配位置、轴承游隙和刚度对轴向位移的影响。     

喉栓式推力可调发动机喷管流场数值模拟

对喉栓式推力可调固体火箭发动机喷管流场进行了数值模拟,并对喉栓型面进行了过程优化;针对喉栓不同作动速度和自由容积,分析了流场内各参数的变化;进行了非同轴喉栓发动机试验研究.计算结果表明,细长锥型喉栓总体性能最优;发动机压强建立过程与喉栓作动速度和自由容积关系密切;模拟结果与试验数据差别不大,可为喉栓式推力可调固体火箭发动机的研发提供参考.