深空探测器推进系统

以技术较成效的月球探测器、火星探测器推进系统为重点，介绍了国外深空探测活动的情况。简述了深空探测对推进系统的需求、我国航天器液体推进技术的现状。认为我国的推进技术经一些适应性发展，即可满足深空探测的需求，并且设想了我国近期较为可行的深空探测器推进系统方案。     

并联贮箱不平衡输出及其解决途径

分析了空间飞行器推进剂贮箱并联设置时产生的不平衡输出问题，从工程角度估计了不平衡输出的程度。对于不允许测量贮箱压降的金属膜片贮箱，在其出口设置气蚀文都利管是解决并联贮箱不平衡输出的简单而又有效的方案。     

扩张管和燃料部分填充对PDE效能的影响

采用基于有限速率基元化学反应模型的网格自适应有限体积方法,数值模拟以脉冲爆轰发动机为背景的爆轰波通过扩张喷管的流场,研究了喷管形状及喷管充气状况对脉冲爆轰发动机推进性能的影响。结果表明,氢-氧混合物产生爆轰波的等截面爆轰管冲量在某一比例合适的部分填充时达到最大,而对较大扩张角的喷管来说,其冲量一般随喷管内可燃气体填充比例的增加而增加,比冲通常随可燃气体填充比例的减少而增加;合适的喷管和燃料填充系数能使比冲显著提高。     

导弹推进装置飞行试验中故障状态判断与分析

介绍了海军战术导弹用四类推进装置,即液体、固体、涡喷、冲压发动机与燃油、冷气输送系统在靶场飞行试验中曾出现的故障,并以其中部分故障和典型故障图象为例,阐述了故障判断、分析与动力学方程的应用。     

三轴同步卫星无陀螺巡航下姿控异常及预警研究

通过分析三轴同步卫星无陀螺巡航模式下姿控系统频繁喷气导致推进系统A、B分支切换的现象及其原因,提出了一种分支切换预报方法。该方法能够根据太阳敏感器测量数据的变化,有效地对推进分支切换作出预警。同时,为了避免星上推进分支自主切换的发生,文中最后提出了2种可行的解决途径。     

涡扇发动机排气系统红外特征

采用反向蒙特卡罗法(Reverse Monte-carlo,简称RMC)结合窄带模型计算了模型涡扇发动机(不带加力)排气系统的红外辐射强度。考虑了金属壁面的发射和反射以及燃气中CO2,CO和H2O等组分的吸收、发射和透射,组分的吸收系数由NASA SP3080数据库获得,并对判断射线归宿的过程进行了改进,开发了计算程序。实验测量了模型涡扇发动机排气系统的中波红外光谱辐射强度及其空间辐射强度分布。结果表明:计算得到的3～5μm波段内的光谱辐射强度以及空间辐射强度分布与实验值吻合较好,最大误差为10%左右,本文的计算方法能比较准确地反映涡扇发动机排气系统在非加力状态下的中波红外辐射特征。     

大型运载火箭动力系统非线性稳态特性的敏感性分析

讨论了大型运载火箭动力系统非线性稳态参数（系统平衡点参数）对于内外扰动因素的敏感性。考虑的内外扰动因素包括：系统结构参数与组件性能参数变化、推进剂性能参数变化、推进剂供应系统入口压力变化和环境温度变化,并得出了有指导意义的结果。     

整体式固体火箭冲压发动机研制

概要介绍了我国第一种整体式固体火箭冲压发动机试验研究样机的研制,讨论了样机地面试验研究和飞行试验研究两大阶段中,整机（含主级和助推级）各部件及分系统的设计,试制和试验工作,样机结合合理,主级比冲比国外同类型号导弹发动机有较大提高,助推级综合性能和热防护也优于后者。     

激光供能换热器概念设计及性能分析

针对换热器模式激光推进的特点,设计了一种新颖的平板式换热器结构,这种结构由多层异质材料复合外壳、耐高温金属框架和层流微通道组成,具有较高的激光-热转换效率。建立了换热器出口截面二维温度场模型并进行数值分析,其结果验证了换热器结构的热稳定性。建立了换热器内部流体一维流动模型并进行数值分析,得出了激光辐照功率密度和流体入口速度对换热器内部流体温度分布的影响关系,验证了换热器结构设计满足流体通道压降小的要求。     

一种卫星推进分系统复合材料氦气瓶的结构设计方法

为了提高航天复合材料压力容器的性能因子,根据复合材料压力容器网络理论方法提出了“参数对应关系”结构设计方法,对一种卫星推进分系统复合材料氦气瓶进行了结构设计,确定了纤维复合层承载压力,得到了不同内衬壁厚情况下气瓶纤维预紧应力与内衬压缩应力、内衬工作应力、纤维工作应力的对应关系,获得了内衬最小壁厚和纤维预紧应力区间等参数,用有限元法对气瓶结构设计进行静力学分析校核,所设计气瓶完成了全部的鉴定试验,气瓶性能因子37km,爆破压力70MPa,纤维预紧应力区间为[120MPa,270MPa].设计和验证结果表明:基于网络理论的“参数对应关系”结构设计方法可用于弹性工作金属内衬复合气瓶的研制,内衬最小壁厚的精确求解对提高复合材料气瓶性能因子是有效的.