印2009年进行可复用运载器亚轨试飞

印度空间研究组织（ISRO）维克拉姆·萨拉伯依航天中心科学家最近在布鲁塞尔举行的第二届欧洲航空航天科学大会上介绍了印可重复使用运载器验证机亚轨道试飞的一些情况。试飞将在2009年进行。验证机重1．4吨，长65米，翼展3．6米，与美X-37验证机相仿。它将由高11.5米、装药重9吨的固体火箭助推器发射，最大飞行高度67公里，飞行距离650公里，将在印度洋上溅落。     

RDX／AP／A1／HTPB推进剂配方工艺性能和力学性能研究

选用了3种不同规格的HTPB粘合剂、3种高性能键合剂和3种不同粒度的球形铝粉来研究以TDI为固化剂的高固体含量（88％）的RDX/AP/Al／HTPB丁羟推进剂的力学和工艺性能，研究结果表明，使用高分子量、低粘度的HTPB粘合剂和3^#高性能键合剂能明显改善RDX／AP／Al／HTPB推进剂宽温度范围内的力学性能和工艺性能；采用细粒度球铝粉能使工艺性能得到改善，而对力学性能影响不大。     

整体式固体火箭冲压发动机与导弹一体化优化设计专家系统

根据整体式固体火箭冲压发动机与导弹一体化优化设计领域的研究特点、现状，首次提出了以专家系统、数据库技术为核心的软件解决方案。在此基础上研究了辅助参数决定，自动查询数据库，监控计算等专家系统应用的具体环节，并提供了计算的实例和结果。     

GEO卫星寿命末期离轨控制策略

根据机构间空间碎片协调委员会(IADC)1997年的建议,提出了一种采用多次两脉冲霍曼变轨对寿命末期地球同步轨道(GEO)卫星实施离轨控制的策略。分析了剩余燃料充足时变轨中燃料消耗的计算,以及剩余燃料不足时应采用一次两脉冲霍曼变轨使卫星尽可能离开GEO的对策。仿真结果表明,该离轨控制策略可行。     

固体火箭发动机多次起动研究述评

本文较全面地介绍了国外研究固体火箭发动机多次起动的方案,包括液控型、单室分段型、双室型、旋流阀控制型、枢轴式喷管型、全固体熄火型和水熄火型等,并分析了各方案的优缺点,指出了今后研究的方向。     

非结构网格技术应用于固体火箭发动机内流场数值模拟

从二维欧拉方程出发，采用非结构网格技术对固体火箭发动机内流场进行数值模拟，研究了点火初期、燃烧过程中和燃烧结束时固体火箭发动机燃烧室不规则物理区域内形成的复杂流动，分析了流场结构及特性，并对在这一领域应用非结构网格技术存在的问题进行分析。     

铝粉的辐射热反馈及对固体推进剂压强指数的影响

研究了含铝，含细ＡＰ固体推进剂中铝粉对推进剂表面的辐射热反馈，得出这种反馈是使该推进剂燃速压强指数上升的主要原因之一，在配方中添加超细铝粉可能氏压强指数的上升。     

航天飞机先进固体火箭发动机的推进剂

综述了美国航天飞机走进固体火箭发动机的推进剂配方研制，制造工艺和工艺过程中的质量控制。     

高填充复合推进剂的初始粘弹性泊松比

本文从粘弹性力学和复合材料力学理论说明，高填充复合固体推进剂的初始粘弹性泊松比可能小于０．４，并讨论了粘弹性泊松比的测试方法，利用一种新方法得出了相应的实验数据。     

基于Web的固体火箭发动机质量信息系统

介绍了分布式应用的原理。探讨了基于Web的固体火箭发动机质量信息系统的体系结构。同时给出了以大型关系数据库Oracle为后台支撑建立Web环境下的固体火箭发动机质量信息系统的具体实现方案。