LHT40低功率霍尔推力器放电特性试验

为了获得300W级混合励磁模式低功率霍尔推力器的放电特性,采用一套高精度激光微推力测量装置和集成离子流诊断装置获得推力器不同工况下推力、比冲、效率、束流发散角和质量利用效率的变化特性。试验结果表明,推力器的推力、比冲、阳极效率在200～300V存在一个最大值;放电电流、放电电压呈现无阻尼谐波振荡特性,其一阶频率大约4.05kHz。在恒定电场和磁场下,推力器束流离子电流密度呈现双极扩散的结构;阳极流率增大至0.95mg/s时,离子电流密度呈现典型的双峰结构,质量利用效率与质量流率呈现正相关的特性。     

贫氧推进剂声发射燃速仪的研制

通过研究贫氧推进剂的燃烧特性。主要是燃烧声信号的频带特性和不稳定特性，采用弱信号检测电路，并结合计算机技术，研制了用于贫氧推进剂燃速测试的新型声发射燃速仪。整机具有自动控制测试、计算各种燃速参数等功能。     

修正增益卡尔曼滤波算法在被动测距问题中的应用

在采用被动导引头的导弹突防过程中，准确并及时地得到自身距离拦截器的距离信息，是制定导弹突防策略的关键。针对采用红外成像装置作为测量手段的飞行体，研究了利用红外成像装置观测空中运动目标所获得的目标视线角信息，采用修正增益卡尔曼滤波算法从目标视线角信息中提取出一定精度的飞行体至目标的距离信息的被动测距问题。文中给出了四种不同计算工况下的仿真结果曲线。仿真算例验证了被动测距方法的有效性，证明了载体进行机动有助于被动测距精度的提高。     

固体火箭冲压发动机补燃室冷态流场实验研究

利用相位多普勒粒子分析仪,在球缺型多级多切轴向喷孔与双侧下颚进气道相配合的实验模型上,测量了固体火箭冲压发动机补燃室内气流掺混流场。通过减小测量壁面厚度解决了曲面上激光聚焦问题。实验结果表明:(1)旋流角度为0°,在进气道一侧下游区域有一较大的回流区,这是由于进气道气流流入补燃室时,其流动方向与补燃室壁面有一夹角,流动方向出现一突扩区域所致。(2)有旋流时,补燃室通过轴线截面上回流区域减小,强度减弱,但沿轴线横截面上,回流强度增强。     

最终热处理对炭／炭复合材料摩擦磨损性能的影响

对同一种炭/炭复合材料,经过不同温度最终热处理后的微观结构、石墨化度、导热系数和摩擦磨损性能进行了对比研究。试验表明:随着最终热处理温度的提高,易石墨化的热解炭偏振光下光学活性增强,而难石墨化的热解炭微观结构几乎没有变化;炭/炭复合材料的晶粒逐渐长大,层面间距缩小,石墨化度有较大提高;平行纤维方向的导热系数和垂直纤维方向的导热系数均有上升。另外,试验表明:随着热处理温度的提高,炭/炭复合材料的摩擦表面逐渐形成薄而致密的自润滑膜,摩擦系数在经过一个峰值后趋于平稳状态,磨损量下降明显。在1800℃热处理的材料的失重主要是由于氧化造成的,说明1800℃的热处理温度过低,对炭/炭复合材料的各项性能无影响。     

基于平衡化学反应和稳态火焰面模型的燃烧数值模拟

探讨了非预混燃烧模型在模拟甲醇燃烧室三维湍流两相燃烧数值模拟中的应用,简要介绍了非预混燃烧模型的优势.使用CFD软件对甲醇燃烧室的燃烧过程进行模拟,分别采用了平衡化学反应模型和稳态火焰面模型,模拟了甲醇燃烧室在试验参数状态下的温度场.通过对模拟结果比较后发现,两种模型在模型高温区域对温度的计算结果差别不大,但在低温区域差别较大.而平衡化学反应模型较稳态火焰模型达到平衡所需要的时间短.     

多机型协同空战多目标分配战术决策仿真算法

针对多个机型能够同时使用而且空战性能差别很大的特点,研究运用多机协同作战的理论来探讨适合多机型协同空战的目标分配战术决策方法。提出仿真算法并给出不同机型搭配的目标分配结果。计算结果表明,文中介绍的方法可以满足我军高低机型搭配作战的要求,并能更有针对性地完成战术决策任务。     

太阳翼铰链锁紧槽的设计研究

针对国内航天器太阳翼所使用的铰链形式,根据产品使用需求,提炼出了铰链锁定装置的功能要求,在此基础上导出了锁紧槽的设计要求、设计流程,提出了一种锁紧槽曲线的设计方法,并通过实例仿真验证了其正确性。     

先进上面级变轨段姿态解耦控制研究

针对多星部署先进上面级变轨段三轴姿态严重耦合以及主发动机开机引起的较大干扰力矩问题,研究了基于反馈线性化的姿态解耦算法。通过给出上面级多星部署任务中的坐标系和姿态角定义,建立了欧拉角描述的姿态动力学与运动学方程。分析了推力矢量与姿控发动机的控制方案,描述了该方案中主发动机、伺服机构和姿控发动机的配置结构,推导了推力矢量控制中的主发动机摆角计算公式和主发动机工作时质心偏移引起的干扰力矩。基于反馈线性化理论,设计了上面级姿态解耦控制律。算例验证结果表明姿态角速率误差和姿态角误差能够快速趋于1°/s和0.5°。文中设计的姿态解耦控制算法具有良好的稳定性和可行性。