小推力航天器的地月低能转移轨道

 在限制性四体模型下研究基于小推力方式的地月低能转移问题,通过借助于平动点轨道的相空间结构来揭示小推力转移的机理。重点研究了小推力转移自由飞行段的构造：经由LL₁点穿越获得最小能量的低能转移;而经由LL₁点Halo轨道穿越,得到(M,N)圈穿越轨道;由于Halo轨道相对于平动点增加了一维度的选择,根据(2,2)圈穿越轨道构造该转移的自由飞行段。在地球势阱逃逸和月球势阱捕获段,分别设计了合适的小推力的控制律及发动机开/关机时间,成功实施近地球段的小推力加速和近月球段的减速。尽管未对所得到的结果进行优化,所得转移轨道的燃料消耗也与类似边界条件的SMART-1轨道基本一致。     

火星探测器使命轨道捕获策略研究

分析了火星探测器使命轨道捕获策略研究需求,给出了三种可用的典型捕获策略,建立了速度纵向平面内的飞行动力学方程,对三种典型策略进行了飞行动力学仿真,给出了各策略完成捕获所需速度增量、任务耗时及过。通过对仿真结果的分析比较,得出研究结论为：直接制动捕获任务耗时及过载较小,但速度增量需求较大;多次穿越后捕获任务耗时较长,但速度增量需求和过载较小;一次穿越后捕获速度增量需求较小且任务耗时较短,但过载较大。     

关于未来火箭发动机高度补偿喷管的性质估价

根据美国空军签定的合同,普拉特·惠特尼公司将要对未来火箭发动机高度补偿喷管的性能进行估价.现有助推器发动机,包括航天飞机的发动机,都具有固定的几何尺寸的喷管.此种喷管设计必须综合考虑发射和入轨的理想环境变化.根据新的设计,喷管几何尺寸是可     

多种复合材料缠绕模压喷管的工艺技术

介绍了一种小型固体推进剂火箭发动机的喷管，采用高硅氧玻璃纤维、酚醛树脂等多种复合材料缠绕模压成型的新工艺，由于选用整体模压喷管，取消了部分金属壳体，降低了喷管重量，提高了弹体的有效载荷；同时依靠模具成型，使制品尺寸精确，重现性强；通过数十个喷管的地面点火与飞行试验，证明了制件结构合理，工艺方法可行，工艺参数稳定，产品质量可靠。     

喷管喉部沉积层温度场与沉积速率分析

以传热学的观点,喷管喉部发生沉积时的传热分析属于移动边界不稳定导热问题.本文建立了传热分析模型与传热微分方程.通过动座标变换,求得了微分方程的近似解析解,即温度场随时间变化的规律.由此进一步分析了金属氧化物沉积速率随时间变化的规律.     

F—15短距起落和机动技术验证机轴对称飞行试验结果

本文介绍了由Ｆ－１５Ｂ飞机改进的短距起落和机动技术验证机与它的飞行试验计划，试验目标以及飞行试验结果，为工业部门未来飞机设计提供有价值的数据。     

一种耐高温的轻型喷管材料

纤维材料公司(FMI)已验证了加工轻型、抗氧化的用于卫星姿控系统的复合材料推力室的可行性。此部件的优点是减轻了系统重量、提高了有效载荷;由于较高的温度容限及较低的加工成本,使之成为一个更加简单、可靠且性能优良的系统。增强材料采用高强度、高弹性模量的碳纤维,基体材料为碳化硅。借助于轴向编织型坯的致密化过程加工碳纤维增强碳化硅基推力室。由化学气相渗透法(CVI)对编织部件进行致密化处理,最终密度约为2.1g/cc 及开口孔隙率为14%。致密的部件周向抗拉强度超过100MPa(15KSI)     

气动可调喷管的研究

气功可调喷管是一种先进的排气喷管.本文具体介绍一种带辅助进气门的气动可调喷管的工作特点、性能和设计.试验研究结果表明:该喷管结构设计合理,其性能远高于固定式收缩——扩张型喷管的性能,且工作范围宽广.     

斜切喷管火箭发动机推力的近似计算

本文根据火箭发动机推力等于作用在火箭发动机内外表面上压力的合力这一基本公式,引入在一定条件下喷管扩张段内的燃气压力与喷管截面半径成线性变化的关系,导出大料切角时斜切喷管火箭发动机的轴向推力和侧向力理论计算的近似公式。计算结果与六分力推力试验的测试结果相比颇为接近,说明该公式具有较好的计算精度,可以用于涡轮式火箭弹推力和转矩计算以及某些反推发动机的推力计算。     

固体推进技术的发展动向

本文综述了80年代以来固体推进技术的几个主要发展动向:1.固体火箭发动机总体结构的新发展;2.广泛采用石墨纤维缠绕壳体;3.改进喷管结构及喷管材料;4.开展固体推进剂新品种的研究;5.提高生产自动化程度,降低固体发动机成本。