推力器的推力稳定性问题

本文导出了亚临界流动状态下的气体在节流阀口参数变化时局部节流压降的波动公式,为选择卫星控制系统用的冷气推力器推进剂控制阀门节流口的参数和节流压降提供了理论依据。这个公式对设计推力稳定的冷气推力器有重要参考价值。     

动态推力频域恢复技术

介绍了固体火箭发动机静止试验动态推力的测量方法。首先对试验台架和发动机进行动态校准得到系统的响应函数，然后利用频率响应函数对试验过程中测到的输出力函数进行恢复，以获得真实的输入力函数。实践证明，频域恢复技术是有效的途径之一。     

推力矢量控制系统的参考模型鲁棒控制研究

本文针对典型的推力矢量电波位置伺服系统中存在的参数摄动和加性扰动，采用模型参考鲁棒控制方法（ＭＲＲＣ），使系统对扰动不敏感。ＭＲＲＣ方法仅需要已知系统的输入输出信息，而不必采用全状态反馈，同时比模型参考自适应控制（ＭＲＡＣ）算法简单。文中通过理论分析和必要的公式推导，证明了系统是渐进稳定的，并且仿真结果也验证了ＭＲＲＣ的有效理论分析和必要的公式推导，证明了系统是渐进稳定的，并且仿真结果也验证了ＭＲ     

推力中止过程一维不定常气相流动数值计算

准确地预示固体火箭发动机推力中止这一瞬变过程，对飞行器飞行精度及可靠性具有重要意义。建立了一维不定常流动数值计算模型，考虑了传热、摩擦、燃面变化，燃烧室长径比、通喉比等因素，计算了推力中止过程内弹道，给出了燃气参数沿燃烧室长度的分布及随时间的变化。     

空间小推力发动机推力室喷注器的设计与身部冷却问题

介绍了空间小推力双组元液体火箭发动机推力空头部喷注器设计的某些特点和身部冷却的一些问题，具体地讨论了几种喷注器设计方案和简述了身部液膜／辐射冷却的机制，并给出某些情况下估算壁温的方法。     

塞式喷管多参数性能优化计算

从影响塞式喷管推力性能的因素中总结出内喷管倾角，内膨胀比、总膨胀比，燃气总压和飞行高度这五个主要因素，并以推力最大为目标函数运用枚举和逐层优化的方法对上述五个参数的取值进行优化计算，提出了对这五个参数进行优化取值的方法并得到了相关结论，其结论可为实际的塞式喷管发动机设计研制提供部分的理论依据。指导相关设计参数的确定。     

固体火箭发动机反喷管打开后的瞬变参数辩识研究

大量研究表明,在固体火箭发动机反向喷管打开的瞬变过程中,发动机的瞬变燃速、反喷管的流量收缩因子和反喷管的开放函数对内弹道性能预示有较大的影响,但这些参数难于用一般方法精确确定,本文提出用控制论中的辩识技术来确定这些瞬变参数的方法,通过对真实发动机的瞬变参数辩识,证明了该方法具有真实性好、快速、准确、经济的特点,在工程应用上是可行的和可靠的,是工程计算和分析瞬变参数的一个新途径。     

小议量和单位用法中的“比冲”——比冲就是喷流速度

应用《中国大百科全书》中关于比冲的定义以及航天器设计中常用到的有关公式 ,推导出比冲的单位 ,根据国际单位制和比冲的物理含义 ,导出比冲等于喷流速度 ,从而提出以喷流速度代替比冲的建议     

固体火箭发动机推力线横移和偏斜模拟计算

分析了固体火箭发动机推力线横移和偏斜的影响因素，介绍了由静态影响因素引起的偏差计算方法，得到的模拟计算结果与实测结果相近。这种计算方法将有助于改进导弹的姿态控制精度。     

深化改革创新机制 切实转变企业经济增长方式

民航是国家经济的重要部门,民航行业的持续快速健康发展和实现民航强国目标,都有赖于行业各企业单位(包括空管部门内的各个企业)按照社会主义市场经济规律的要求,紧密结合行业和本企业的特点,在深化改革、创新机制,切实转变经济增长方式上作出努力。