固体火箭发动机燃气喷射推力向量控制燃气阀

80年代初,法国欧洲动力公司使用新研制的碳/碳和碳/陶瓷复合材料设计了能经受3600K火焰温度的燃气阀,并于1986年进行了两次试验,均获成功,对脉冲式和比例式这两种不同的工作模式的燃气阀作出了评价,本文先介绍研究计划的内容,然后详细地说明燃气阀的设计、关键部件点火前的试验、点火试验的结果和试验后的分析。     

舱外航天服质子和电子辐射能量域值测量

ISS建造需要1000多小时的EVA。在ISS外部进行出舱活动，航天员可能会很大程度地暴露在电子和质子辐射的作用中。图1和2包含了典型的ISS轨道存在的电子和质子能谱。当前EVA航天服设计期间，服装设计者们并没有预想到ISS建造需要大量EVA，辐射屏蔽也没有作为重要的考虑对象，因此，在ISS着手建造之前需要制定辐射防护指南。这些指南将以需要确认的计算模型为基础。完成电子和质子在不同位置上穿透航天服最小能量的直接测量，这是确认计算模型的其中一步。另外，这些测量可能会影响未来的航天服设计。     

用于非线性目标跟踪的测量值预处理

若我们在极坐极或球坐标系统中得到测量值值，跟踪算法就变成非线性的。作者研究当测量值是在极坐标系统中得到时，跟踪作直线匀速运动目标的问题。文中提出一种与坐标变换、线性化和近似相关的新算法。对变换后的测量值进行预处理，并将其提供卡尔曼滤波器，以得到最后的状态估值。模拟结果证明，对于非线性问题，这一新算法具有其优越性。     

固体火箭发动机推力终止试验技术探讨

反喷管打开时间、同步性及负推力等数据是导弹弹道计算的重要参数，基于目前测试条件，提出了一些测量这些数据的简便可行的试验方法，以满足固体火箭发动机研制的需求。     

空空导弹大角度姿态推力矢量控制研究

为研究具有大离轴角及越肩发射能力的先进空空导弹敏捷转弯方法，研究了空空导弹的大角度姿态机动控制律。利用时间尺度分离的方法将导弹的姿态动力学和运动学系统分别看做快子系统和慢子系统。用李亚普诺夫方法设计了慢子系统控制律。利用动态逆方法设计了快子系统控制律。分析了控制系统的鲁棒性和稳态精度。仿真结果证明了所提控制方法能够大大减小空空导弹大角度姿态机动时各种力矩干扰的影响。最后给出了采用姿态控制实现的越肩发射的仿真结果。     

多传感器目标跟踪的实时剔野方法

考虑了目标跟踪和航天测控中测量数据的实时剔野问题，测量数据集合中严重偏离大部分数据所呈现趋势的小部分数据点被称为野值点，野值的剔除对提高目标跟踪精度有十分重要的意义，己有的剔野方法从工程应用角度看，存在不适宜成串出现的野值。需要人工干顾、计算量大，不适宜在线快速处理等缺点，多传感器目标跟踪系统可以通过合理利用传感器的互补与冗余信息来能提高系统的目标跟踪性能，本文在多传感器目标跟踪条件下，综合利用多传感器数据形成的对目标状态参数的正确描述和测量数据集合主体的变化趋势，给出了实时、准确、高效地识别测量数据中野值点的方法。仿真结果表明利用多传感器目标跟踪中航迹融合的分布式融合方法，可以快速、有效地解决野值斑点剔除问题。     

固体发动机高空模拟试验瞬时真空推力的修正分析与计算

分析了当环境压强分布不均时，用固体发动机高空模拟试验实测瞬时推力修正计算瞬时真空推力问题；同时，根据一种发动机（SRMI）的试验现象，分析了引起发动机推力偏斜的因素，就这些因素对推力的影响给出了定量计算公式。     

卫星轨道圆化的有限推力点火控制策略

本文研究卫星轨道圆化的点火控制策略，发动机推力为有限常值，方向可调。考虑了燃料消耗引起的质量损失。假设圆轨道上有一飞行器在运动，称为虚拟轨道器。只要卫星与虚拟轨道器软交会，就完成了轨道圆化。文中给出了使卫星与虚拟轨道器软交会的推力方向控制策略和点火位置与关车位置的求取方法。仿真结果表明，本文方法与水平推力策略和切向推力策略相比，具有更高的控制精度，而且燃料消耗接近最优。     

非轴对称斜切喷管内流场数值模拟

应用有限体积法建立了三维守恒型N-S方程组的数值求解器,对某非轴对称斜切喷管内流场开展了数值模拟计算,研究了斜切角度变化时引起的发动机推力及推力线偏转角变化。研究结果表明,在相同总压、总温条件下,喷管质量流量及发动机推力随斜切角增大而呈线性趋势减小,推力线偏转角在斜切角为0°时最大。