液体火箭发动机健康监控技术研究现状

液体火箭发动机健康监控技术是改进和提高运载火箭、航天器可靠性与安全性的核心技术之一,对其进行研究具有重要的学术价值和工程应用价值。液体火箭发动机健康监控技术的研究主要包括液体火箭发动机故障检测与诊断理论方法、液体火箭发动机健康监控系统两方面。该文介绍了基于模型驱动的方法、基于数据驱动的方法和基于人工智能的方法,阐明了液体火箭发动机故障检测与诊断理论方法的研究现状,通过对美国液体火箭发动机典型健康监控系统的介绍,阐明了液体火箭发动机健康监控系统研究的若干进展及现状,并对液体火箭推进系统健康监控技术的演变趋势作了简要评述。     

发汗冷却喷管在火箭发动机上的应用

较系统地介绍了发汗冷却的机理和发汗冷却研究的发展历程，说明了发汗喷管不同研究阶段的典型结构，并重点阐述了可望很快应用于工程上的发汗喷管结构，同时列出了发汗喷管计算中关键技术－热量交换的有关数学模型和各参数的取值。指出了近期需要开展的工作。     

旋转充液系统全飞行过程非线性动力学仿真

本文考虑一类刚认耦合的旋转充液系统的飞行动力学问题，在依据力学变分原理给出基本方程，导出全飞行过程运动状态方程的基础上，建立了相应的仿真模型。可能通过对Navier-Stokes方程求解和液体流动的惯性波振动特性，给出液体的反作用力矩。经过仿真实验，分析角运动的时间序列，给出了比较详尽的飞行不稳定机制分析结果。     

充液航天器液体晃动等效力学模型的建立

在考虑液体表面张力影响液体晃动求解的基础上,利用动力学方程等价准则,建立了三轴定向充液卫星在二维平动和二维摆动扰动作用下的空间摆等效力学模型,并对两种情况下等效摆的主要参数进行了计算和比较。结果表明,考虑表面张力时,液体的晃动特性对航天器姿态控制系统稳定性有不利影响。     

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。     

航天发射场火箭推进剂个人防护技术研究进展

对个人防护装备的应用、发展进行了综述，分析了目前国内火箭推进剂个人防护装备存在的缺陷，对该领域的发展趋势进行了探讨。     

低温阀在液体火箭发动机试验中的应用

介绍了低温阀在国内外液体火箭发动机试验中的应用情况,分析了我国低温阀在航天领域的研究现状,提出了低温阀的研究方向.     

液体火箭发动机故障检测与诊断技术综述

对几种主要的液体火箭发动机故障检测与诊断技术的研究应用现状作了阐述,对国内外的有效经验作了简单介绍,提出了有待解决的问题。     

液体火箭发动机氧腔流动分析及均流板设计研究

采用Navier-Stokes方程数值模拟了某型火箭发动机推力室氧腔流动，计算分析了节流板表面的总、静压分布及其畸变指数。依据压力畸变提出了氧腔均流孔板改进方法，并通过多次分析-设计循环得到了新的均流板。最后对所设计的均流板进行了详细地计算分析和实验验证。分析和验证表明新设计的均流板使氧腔出口节流板表面压力畸变降低了30．4％，显著提高了氧腔压力均匀性，进而可以大大提高燃烧效率。     

混合比影响爆震波点火器工作过程之实验研究

爆震波点火器用于工程，其设计存在一个最佳结合点，使得在合适的管路中，爆震波传播速度、转捩距离、爆震波能量等能够符合点火器目标需求。为了研制适用于工程的爆震波点火器，在氢氧爆震波点火器基本特性试验的基础上，对初始混合气体的混合比等与爆震波特性的关系进行了研究。对实验结果进行分析认为。混合比对爆燃爆震转捩（DDT）距离影响较大，混合比大于3时，其转捩距离小于500mm。混合比增加时，爆震波传播速度会减小，但稳定的爆震波相对于波的混气的马赫数并小减小，维持在4．8左右。在初始混气压力不变情况下，质量流量可以提高爆震波能量，增强爆震波的点火能力。研究结论时爆震波点火器在工程中实际应用及以后的研究方向具有指导性作出。