星载遥感器对地面目标的定位

系统和深入地研究了多种星载遥感器对地面目标的定位问题。以目标相对于星下点轨迹的方位角和遥感器的视角作为相对定位的结果参量，与卫星轨道参数相结合，导出了地面目标经纬度的通用化计算公式。并在此基础上，完成了关于地面目标定位误差的完整分析，讨论了各误差分量的计算方法，导出了一套相应的计算公式。     

固体火箭发动机药柱内应力的产生与预防

对固体火经柱裂纹的产生机理及改善裂纹的方法进行了探讨，认为药柱裂纹是药柱本身的内应力千成的，其机理是药柱内部的自由体积膨胀和交联收缩导致内应力产生。根据分析，通过寻找最佳材料配方和工艺参数来减少热应力的产生，并采取措施使已产生的内应力释放等方法，可减少或避免药柱裂纹的产生。     

导弹天线罩自动测试系统的设计与实现

为了对导弹天线罩电性能参数进行准确测量，利用虚拟仪器技术，采用LabView软件平台，通过多线程技术，实现一套基于测量仪器和转台协调工作的天线罩自动测试系统的设计。该设计充分挖掘了矢量网络分析仪器内在功能，可同时测量并导出四个通道的八组数据，可同时完成比幅、比相等功能，极大提高了对天线阵列等测试对象的测量效率、测试精度；可以实时显示测量数据的二维图或三维图，有利于实时掌握测试情况。本系统很好地满足了实验需要，它的实现为微波自动测试系统的设计提供了很好的借鉴。     

催化剂在含PDADN推进剂中的作用探讨

通过多种实验测试手段，对催化的ＰＤＡＤＮ推进剂燃烧性能进行了研究，如燃烧特性、热分解、燃烧波温度分布、熄火样品表面的物化结构等。结果表明，催化剂可改善ＰＤＡＤＮ推进剂的燃烧性能。     

国外固体推进剂研究与开发的趋势

从4个主要发展方向分别评述了2010年前固体推进剂研究开发的趋势，认为中近期较现实的高能推进剂组合可能是叠氮粘合剂／ADN／Al或AlH3；战术导弹实现低特征信号主要是以损失固体推进剂部分能量为代价，而低特征信号推进剂添加CL－20和ADN是提高其能量的首选途径，高氮化合物、氧化呋嗅化合物等也有良好的应用前景；采用钝感的粘合剂（如HTPE）、钝感的硝酸酯和合理调控固体添加剂的化学结构及物理性能是实现固体推进剂钝感的有效途径；介绍了用可水解粘合剂（PEGA）或热塑性弹性体（TPE）粘合剂制成的新型固体推进剂具有令人瞩目的少污染和可再生使用性能的实例。     

长期自重载荷作用下固体发动机药柱的位移分析

为了分析固体发动机药柱在长期自重载荷作用下的位移水平,采用加速老化试验,得到该推进剂松弛模量随贮存时间的变化规律;考虑固体导弹发动机的实际贮存情况,探讨了有限元计算中处理发动机滚转的方法;应用三维粘弹性有限元分析方法,对贮存一定时间后的发动机进行了数值仿真,从中获得发动机药柱在长期自重载荷作用下的位移情况。计算结果表明,固体发动机每0.5 a定期翻转,蠕变基本回复到原来的3%以内,药柱的位移增加不大,说明贮存过程中每0.5 a翻转1次是一种好方法,可为固体发动机的设计和使用提供参考。     

恒压式姿控发动机增压气体特性分析

对恒压式姿控发动机增压气体的绝热节流特性进行了理论分析，结合工程实例，分析和计算了氮气增压过程中的结构降温，膨胀降温和节流降温，综合计算结果和实际情况，对增压气体采取了相应的措施，由飞行遥测数据可知，所采取的措施是有效的。     

微喷管中稀薄流动时热力学非平衡现象研究

微喷管作为微推进系统中的重要部件,其工作性能的研究对于微推进系统的设计有着重要理论指导意义。采用求解带滑移边界条件的N-S方程和直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法,研究微喷管中的稀薄流动,通过设定气体分子转动松弛所需要的松弛碰撞数Z_(rot)研究微喷管中的热力学非平衡现象。结果表明:Kn0.1时,微喷管中流动开始变得稀薄,连续性假设失效,N-S方程求解结果出现误差;随着微喷管中流动稀薄程度增加,热力学非平衡现象逐渐明显;热力学非平衡现象使微喷管内气体内能转化为平动能的量减少,微喷管内速度和推力整体减小;热力学非平衡现象对微喷管流场影响大于对其工作性能的影响,考虑转动松弛对微喷管内温度场的影响大于速度场。     

整体冲破式复合材料薄膜盖的设计与试验研究

以复合材料层合板为基本材料设计了一种结构新颖的整体冲破式复合材料薄膜盖,薄膜盖在导弹引擎产生的气流冲击下整体飞出,提高了导弹的发射效率。通过对薄弱区形式的设计分析以及基本材料的力学性能试验,确定了薄弱区结构形式;通过薄膜盖整体、局部应力分析结合相应的强度理论,确定了带薄弱区薄膜盖的设计方案;然后制作了一批实物并进行了薄膜盖冲破实验,结果表明结构设计合理,理论预测方法准确。该文所建立的方法和研究结果为这类箱盖的设计应用提供了依据。     

行星际航天器主动热控系统模糊控制

对行星际航天器主动热控系统进行了研究。以“火星探路者”号为例，在其机械泵式单相液体循环冷却系统设计布局的基础上，使用更高换热效率、更低压力降的分形微管道网络换热器传递电子设备散发的热量，利用模糊控制策略对系统进行控制。通过合理的简化和假设，应用集总参数法建立系统动态特性模型，进行仿真研究。结果表明此主动热控系统能对航天器电子设备温度进行有效控制。