含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机性能

含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机的性能预示是在热力计算基础上进行的,其热力计算就是贫氧推进剂在给定一、二次燃烧条件下的热力计算。本文简要介绍了贫氧推进剂非化学平衡体系热力计算的原理,分别对壅塞式和非壅塞式固体火箭冲压发动机进行了不同情况的热力计算。结果说明:用能量高的含硼推进剂,固体火箭冲压发动机的比冲显著提高。燃气流量不可调的壅塞式固体火箭冲压发动机的性能随工作高度和飞行马赫数的变化会有较大的变化,非壅塞式固体火箭冲压发动机的变化较小。     

固体发动机的流量调节技术（4）——流量调控系统的软硬件调试

利用仿真器,对软硬件进行组合调试.主要对系统的数据空间、A/D转换、步进电机驱动及程序的正确性等进行调试.给出了步进电机的响应,系统的流量变化.     

火箭喷管硅基内衬的液体层烧蚀模型

本文提出喷管工作条件下硅基内衬的液体层烧蚀模型,认为其烧蚀机理是热化学反应的消耗和SiO_2熔融液体层在喷管燃气流剪切力和压力梯度作用下的流失。根据液体层烧蚀模型,建立了烧蚀预示计算方法,针对硅基内村喷管扩张段进行了预示计算,获得沿喷管扩张段长度的烧蚀率和表面温度分布,并进行了影响烧蚀率的参数研究。理论预示与实验结果吻合良好,说明喷管工作条件下硅基内衬的液体层烧蚀模型比较符合实际。     

用隐式格式计算喷管跨音速湍流流场

用隐式近似分解法计算二维可压N－S方程模拟喷管跨音速流场，选用代数混合长度湍流模型，整个计算在贴体面曲线坐标系中进行，计算结果和实验数值作了比较，显示了本文数值方法具有精度高和收敛快的优点。     

固冲发动机的流量调节技术——调控系统硬件设计

说明了控制系统的硬件是固冲发动机流量调节技术的“大脑”.以MCS-51系列的高性能AT89C52单片机为基础扩展、配置而成的硬件系统扩展了数据存储器,有向前通道配置和向后通道配置.与软件设计相辅相成,该系统可以承担输入参数、运算和输出参数,以及指挥微电机运转的任务.     

等离子体干扰低轨道侦察卫星的计算分析

研究等离子体干扰破坏低轨道侦察卫星功能的效应，提出了用等离子体反卫星的概念。对等离子体环境中卫星充放电机理及效应进行了分析，给出其干扰破坏低轨道卫星的途径为：等离子体使卫星表面形成电孤放电电位差，并产生强烈的电孤电流和电磁脉冲，从而破坏太阳能电池阵、表面温控材料、星上微波电子仪器，并影响天线正常工作。把卫星表面分成14个不同的等效单元，利用等效充电模式，计算了高密度低能和中等能量等离子体对某卫星表面的充电过程，分析电子温度和数密度、卫星表面初电位、太阳能电池阵电位对卫星表面最后达到平衡电位的影响。获得的结论是：300eV以上的能量将使卫星表面形成放电电位差。     

脉冲微波辐射推进数值模拟

介绍了脉冲微波辐射推进的基本工作原理。在数值模拟方面。采用前期点爆炸自模拟解与后期矢通量分裂格式相结合的方法,计算了固定的抛物面型反射面聚焦入射平行微波束击穿空气形成的高温等离子体流场及其对反射面产生的推动作用,求出了推力器的动量耦合系数。结果表明,当输入的微波能量为E=10J时,焦距为15mm的抛物面型推力器在单脉冲作用下所获得的最大推力超过97N．相应的动量耦合系数为Cm=482．8N／MW,这与相同情况下日本东京大学通过实验获得的结果基本吻合。     

固冲发动机的流量调节技术（3）调控系统软件设计

介绍了固冲发动机进气道流入的空气流量是随固冲导弹的飞行高度、速度和攻角而随机变化的,发生器的贫氧燃气流量与空气流量之比在化学恰当比附近保持为常数（等）是一种合理的调节．通过比较法,将发生器实时生成的燃气流量与等时实际所需的燃气流量相比较,有差别时,通过发生器喉面积调节,达到二者一致．说明了这种调节是在软件和硬件的共同作用下完成的．叙述了与控制系统硬件相辅相成的软件设计,包括上述比较法和论文（1）的静、动特性分析等基本软件,以及若干功能子程序和抗干扰专用软件设计．     

“小子样、零失效”情况下寿命可靠度的置信分析方法

许多造价昂贵,高可靠度要求的产品系统,其工作寿命的试验样本具有“小子样、零失效”的局限,工程中迫切需要对这类产品系统的可靠度予以可信评定。本文给出了只凭工作寿命的“小子样、零失效”可靠性试验样本,求取工作寿命可靠度置信区间的解析公式,并给出算例,计算和分析了不同试验样本系统工作寿命可靠度的置信限,得出了对可靠性评估有指导意义的结论。     

固冲发动机的流量调节技术——流量调节系统设计

阐述了固冲发动机燃气流量调节的必要性,对发生器燃气流量调节方案进行了评述．采用以改变喉面积来调节燃气流量的方案,对方案的静、动特性进行了分析．