超声速冲击射流的PIV实验研究

冲击射流广泛应用于短距、垂直起降飞行器（SVTOL）等航空航天领域，然而却伴随着流场与噪声等诸多方面的问题，笔者采用PIV（粒子图像测速）技术对超声速冲击射流的流场结构和涡结构进行了深入研究。实验发现在不同的冲击工况下，冲击射流流场结构呈轴对称和螺旋结构，其瞬时流场的主涡结构也有类似特征，脉动流场在瞬时流场主涡结构的基础上会附加与主涡旋转方向相反的次涡结构，在对称和螺旋两种模态下，由于涡结构的影响，冲击射流的近壁速度存在较强的脉动。     

微型扑翼飞行器控制系统的研究现状

微型扑翼飞行器作为一种新概念飞行器有着广泛的应用前景和市场需求。简要介绍了微型扑翼飞行器的概念、特点和应用，以及优势控制系统设计的技术难点；重点从控制理论与算法、控制元器件的设计、控制系统实现等三个方面概述了国内外微型扑翼飞行器控制技术的最新研究成果和发展趋势。在此基础上，总结出微型扑翼飞行器控制系统研究需要解决的关键技术和今后研究的重点。     

GAP/AN推进剂热分解动力学研究(Ⅰ)

利用热重法和微商热重法，基于Ｋｉｓｓｉｎｇｅｒ及Ｏｚａｗａ两种数据处理方法研究了ＧＡＰ和ＡＮ的热分解动力学，两种方法求得的动力学参数值基本一致。动力学结果与燃速测试数据的相关性很好，经过理论分析进一步阐述了燃速调节剂提高ＧＡＰ／ＡＮ推进剂燃速的本质。     

旋转条件下固体火箭发动机燃烧室气-固两相湍流流动数值模拟

以不可压Ｎ－Ｓ方程为基础，在旋转相对坐标系中，采用贴体坐标和ＳＩＭＰＬＥ法，对给定结构的旋转固体火箭发动机燃烧室诬蔑一中气－固两相湍流流动进行了数值模拟。不同时刻燃烧情况的计算结果表明：旋转对固体火箭发动机燃烧室燃气流动结构的影响随着燃烧肉厚而退移而显著增强；在发动机药柱的前翼燃烧消失后，前封头开口区域的气－固两相切向涡开始为得热烈，切向涡的分布呈现Ｒａｎｋｉｎｅ特点，在发动机前开口区域涡的固synw     

旋转条件下固体发动机燃烧室内流场数值模拟

采用贴体坐标和ＳＩＭＰＬＥ法，对某一大型固体发动机在旋转条件下的内流场进行了数值模拟。不同燃烧时刻的计算结果表明，旋转对固体发动机燃烧室内流场结构的影响随着燃烧肉厚的退移而显著增强；前封头开口区域存在中烈的切向涡，将严重影响该区的防防护。     

固体发动机燃烧室内流场数值模拟研究现状

从三个方面介绍了固体火箭发动机燃烧室内流动数值模拟研究的现状及取得的成果，包括发动机点火传播及起动过程的数值研究，翼环槽内流场研究和粒子轨迹，熔渣计算，并对我国开展此项研究的重点提出了建议。     

GAP/AN推进剂熄火表面研究

采用一种新的方法得到中止燃烧以后的熄火样品，利用扫描电子显微镜和能谱分析研究了ＧＡＰ／ＡＮ推进剂熄火表面的结构和形貌。燃速调节制ＣＡＲ对ＧＡＰ／ＡＮ推进剂的燃烧过程有显著的影响，ＣＡ改变了熄火表面的结构，加速了凝聚相的分辨反应。     

基于基准轨道的多节点协调轨道保持方法

在指定时间内，轨道摄动方程的状态变化可以用柯西标准型的常微分方程表述。基于摄动方程，轨道的修正控制参数的计算问题可以表示为指定区间两点边值问题的参数优化问题。传统的参数计算方法本质上是将边值问题转化为初值问题，强制在一个边界点上满足边值条件，弱化了积分区域中的约束条件，造成不适应多约束条件下的轨道保持。基于基准轨道的多节点轨道控制方法在积分区域内的一组约束条件下，建立基于多约束条件方程的有限差分方程，与传统的升交点重合法相比，该算法将约束条件由目标圈目标升交点扩展到点火圈与目标圈之间所有圈的卫星位置参数约束，从而确定控制量将卫星轨道始终保持在偏差管道内，最大限度的满足对卫星轨道保持的要求。     

二级燃料箱后底顶盖成形工艺研究

介绍了某型号运载火箭二级燃料箱后底顶盖成形方法改进及工艺试验过程，在分析了原顶盖不足之处后，提出了采用过弯法抵消弯曲回弹，采用翻边法提高焊接质量的成形方法，给出了经大量工艺试验后确定的工艺参数，并分析、介绍了模具设计过程，该方法已成功应用于某型号运载火箭二级燃料箱后底。     

细长旋成体大迎角非对称流动特性的试验研究

简要介绍了细长体大迎角流动非对称性的试验结果,分析了Re数、湍流度和安装条件等因素对大迎角流动非对称性的影响,探讨了大迎角流动非对称性的产生机制。文章最后着重阐述了该研究得出的一些支持细长体大迎角流动非对称性产生机制的空间动力不稳定性观点的理由。