小卫星编队飞行的相对运动学方程研究

以运动学方法为基础研究了编队卫星相对运动的一种更直接方法，利用不同天体力学特性，将相对位置和速度与相对轨道参数建立了联系，首先，详细推导了以运动学方法为基础的相对运动方程，据此可直接得出环绕卫星的轨道根数，其次，为有利于相对轨道分析和设计，对相对运动方程进行了简化，最后，通过例子验证了该方法的正确性，仿真结果表明该方法是有效可行的。     

风扇转子叶片周向积叠的三维气动优化设计

为了研究优化环境对优化结果的影响，利用商业软件NUMECA对某风扇第一级转子叶片进行了气动优化设计，并对比研究了第一级转子单排叶片的优化及其在整级环境中的优化结果。研究发现．单叶排优化后．虽然能提高整级风扇的效率，但是由于匹配的原因，整级风扇在整个流量范围内总压比都比优化前的有所减小；在级环境中优化后，该级风扇的效率和稳定工作范围都扩大了，且保证了级压比不变，其优化效果比单叶排的优化效果好。     

防静电白色热控涂层的耐空间环境及工艺性能

研究了防静电白色热控涂层（ACR-1）的耐空间环境性能及工艺性能。在模拟空间环境设施中研究了紫外辐照、电子辐照和质子辐照对涂层太阳吸收率（αs）的影响。结果表明ACR-1在地球静止轨道环境中具有较高的稳定性；经过3000当量太阳小时（ESH）的紫外光辐照后，△αs为0．02；质子辐照效应对涂层仅。的变化影响较大。另外，研究了涂层厚度对αs和其与基材结合力的影响，以及基材表面处理工艺对涂层在-196—150℃冷热交变循环试验中可靠性的影响。     

火箭型单级入轨（SSTO）的初步分析

火箭型单级入轨（ＳＳＴＯ）是今后的发展方向之一，从多方面分析了火箭型单级入轨（ＳＳＴＯ）方案的可能性，简要回顾了ＳＳＴＯ的发展历史，特别对三角快帆（ＤＣ－Ｃｌｉｐｐｅｒ）作了分析，认为采取多项先进技术后是完全可以实现的。明确了单级入轨的两个基本方向：提高比冲和降低结构重量。分析了采用不同形式发动机的影响，列出了主要关键技术，最后提出了几个有参考价值的观点。     

编队飞行卫星轨道的初步设计研究

使用两体相对运动的Hill方程进行小卫星编队飞行队形的初步设计，给出了编队飞行中各绕飞小卫星的轨道要素确定过程。以空间圆形编队为例，在未考虑摄动的情况下，通过仿真验证了设计的有效性。     

模拟地球同步轨道辐照环境对光学太阳反射镜性能的影响

研究了模拟地球同步轨道辐照环境对卫星用温控涂层-光学太阳反射镜(OSR)性能的影响。对所研制的两类OSR 片进行的辐照试验项目有,真空紫外辐照、低能电子和两种能量的质子辐照。此外还进行了等离子体环境条件下的表面充/放电效应试验。经过相当于安装在地球同步轨道卫星南北极位置处,在空间七年所受到的电子、质子和紫外辐照总剂量的辐照后,导电型OSR 的太阳光谱吸收率α_s 由0.068增加到0.078,法向发射率ε_n 由0.83降低到0.72;而非导电型OSR的α_s 由0.066增加到0.085,ε_n 由0.82降低到0.76。表面充/放电试验的结果表明:导电型OSR 的充电电位仅在15～40V 之间,而非导电型OSR 的充电电位则可高达13kV。因此导电型OSR能有效地控制表面的充/放电现象。     

微重力场中对流—辐射—传质系统的地面模拟技术

研究了微重力条件下对流－辐射－传质稳态系统的地面相似模拟技术，进一步发 温度－材料综合保护技术。通过采取补偿热流，调整壁面热流密度分布的方法，保持了原型与尺寸适当缩小后的模型的Ｎｕ数，Ｓｈ数，材料，温度，湿度不变，从而实现模型与原型流动，换热和传质相似。     

防静电白色热控涂层的空间环境性能试验

通过在氧化锌晶格中掺入重金属离子，得到具有防静电功能的白色颜料，再以丙烯酸树脂为粘合剂制备出空间飞行器外表面用的ACR－1防静电白色热控涂层；研究了空间环境效应（包括紫外辐照，电子和质子辐照）对该热控涂层太阳吸收率的影响并与有机硅白色热控涂层进行了比较，地面模拟空间环境试验研究结果证明，ACR－1防静电白色热控涂层具有良好的空间稳定性。     

微重力下管肋式空间辐射器的整体优化分析

建立了向一重力环境下管肋式空间辐射器传热过程的数学模型，并以单质量散热量最大和热载体驱动功率最小为优化目标，对管式空间辐射器进行了优化分析。     

多机并联火箭羽流流场及其底部热环境分析

For the problem that the plume flow field structure of a multi engine parallel rocket is complicated and the bottom thermal environment is extremely harsh, which may cause the failure of the engine structural components, the plume flow field and thermal environment at different altitudes are studied through numerical simulation. The result is compared with the measured results in flight which shows that when the rocket is flying at a low altitude, the plume of the engines do not interfere with each other. As the flight altitude increases, the plumes gradually expand and begin to interfere with each other, and finally there is an obvious backflow at the bottom of the rocket. The maximum heat flux at the moment of take off is basically the same as the measured value in flight. Before the backflow occurs, the heat flux mainly consists of radiant heat, the convective heat flow increases as the flight altitude grows, but it is also much smaller than the peak heat flow at takeoff. The result has certain guiding significance for the optimal design of engine structure thermal protection.