嫦娥一号月球探测卫星研制综述

嫦娥一号卫星是我国第一个月球探测卫星,将实现对月球的环绕探测。嫦娥一号卫星的研制和发射是我国深空探测活动的开端,在我国航天史上将成为继人造卫星和载人航天后的第三个里程碑。与近地卫星相比,嫦娥一号卫星面临更复杂的控制过程和环境,因此,嫦娥一号卫星必须突破一系列的关键技术,实现既定的任务目标。文章介绍了嫦娥一号卫星的任务目标、主要技术方案和研制过程;概要性地说明了嫦娥一号卫星的研制过程。     

某防空导弹制导控制半实物仿真系统设计

介绍了某防空导弹制导控制半实物仿真系统的设计,给出了仿真系统的组成。其中,导引头和天线罩安装于导引头仿真转台上,惯测装置置于位置速率转台上,并采用真实视线法进行半实物仿真。仿真和导弹飞行试验结果表明,该半实物仿真系统有效地模拟了飞行试验导弹的飞行过程,仿真试验具有较高的重复性和置信度。     

VXI总线系统及在固体发动机地面试验中的应用

分析了固体火箭发动机试验测控系统的现状，提出了VXI总线系统是理想的测控系统平台的论点，并对VXI总线测控系统应用于固体火箭发动机试验测控的优势进行了阐述。     

液体火箭发动机故障检测与诊断研究的若干进展

近十年来，液体火箭发动机故障检测与诊断方法和技术的研究在以下几方面取得了重要进展：基于信号分析的方法；基于模型的方法；基于人工智能的方法；故障模式分析与信号特征提取；阈值的选择。该文对这些研究的若干进展作简要评述。     

SPACEBUS3000卫星平台及其测控系统

介绍了法国宇航公司ＡＥＲＯＳＰＡＴＩＡＬＥ研制的通信卫星平台ＳＰＡＣＥＢＵＳ３０００的主要电子系统结构和功能，着重介绍了它的测控系统部分，包括数管子系统和射频子系统的详细结构和功能划分，以及它们的设计方案。     

球形铝粉对低燃速丁羟推进剂燃烧特性的影响

采用静态燃烧性能测试和实验发动机动态实验等方法。研究了球形铝粉替代非球形铝 后推进剂燃速特性的变化。研究发现，含球形铝粉推进剂的低压燃烧速显著降低，而燃速压强指数明显高于含非球形铝粉推进剂，讨论了球形和非球形铝粉对推进剂燃烧过程的影响，并初步解释了含球形铝粉推进剂低压燃速的下降原因。     

硝胺丁羟推进剂高、低压燃烧性能研究

通过几种燃速调节剂对含奥克托金（HMX）的丁羟橡胶复合推进剂高，低压的燃烧性能影响实验研究，结果表明，二茂铁衍生物（T27）能有效调节推进剂燃速和降低高，低压段的压强指数，复合燃速调节剂（T27＋CB），并可消除高压段出现的燃速突变现象，该结果可为单室双推力发动机推进剂燃速设计提参考。     

NEPE推进剂中AP含量及粒度效应实验研究

通过对系统配方的推进剂进行多项实验，较为系统地研究了AP的含量与粒度对HMX型NEPE推进剂燃烧性能直接或间接的影响；依据推进剂燃烧波结构中的凝相机理，暗区理论和火焰性质，全面考察了AP的影响机制；并结合Al粉的存在，探讨了组分间相互作用的可能机理，分析结果表明：AP含量适当的增加与粒度级配可以在一定程度上改善推进剂的燃烧性能。     

Ap复合固体推进剂稳态燃烧模型综述

对目前国内外典型的且较为成熟的高氯酸铵复合固体推进剂稳态燃烧模型进行了简要的综述,涉及的燃烧模型有:GDF模型、HR模型、BDP模型、临界粒径模型、PEM模型、CIT/JPL模型、两区模型和价电子模型。对上述模型的适用范围、特点和优缺点进行了较为客观的评价。     

价电子分形燃烧模型在高能固体推进剂中的应用

在价电子燃烧模型的基础上引进分形理论,提出复合固体推进剂的价电子分形燃烧模型,在此基础上进行了高能固体推进剂燃速和压强指数的模拟计算,研究了固体填料粒径和压力对燃速的影响规律。结果表明,价电子分形燃烧模型适用于高能固体推进剂的燃烧性能计算,燃速及压强指数模拟计算结果与测试结果吻合较好,大部分误差在±10%范围以内。