利用热源温度场迭加法诊断持续点热源的强度及位置

可重复使用运载器的防热瓦故障会使航天器的局部结构产牛热源，并在结构中形成温度场。应用热源温度场迭加法的解函数，解得结构温度历程，然后据此温度的变化率趋势判断出热源位置，在此基础上依据多点测最值构造出辨识参数用于热强度识别，通过对一薄壁结构模型算例的计算仿真，证明了本文所提方法的有效性。论文工作为进一步开展热源诊断技术研究，提供了可资工程实践应用的数值算法体系以及有益的数值计算结论。     

Future spacelift projections

In 1996 the NASA Advisory Council asked for a comprehensive look at future launch projections out to the year 2030 and beyond. In response to this request NASA sponsored a study at The Aerospace Corporation to develop long-range space transportation models for future commercial and government applications, and to analyze the design considerations and desired characteristics for future space transportation systems. Follow-ons to present space missions as well as a wide array of potential new space applications are considered in the study. This paper summarizes the space transportation system characteristics required to enable various classes of future missions. High reliability and the ability to achieve high flight rates per vehicle are shown to be key attributes for achieving more economical launch systems. Technical, economic and policy implications are also discussed.     

大型弹体发射速度测量方法的研究

大弹体的发射速度是各种弹体飞行控制中的重要参数。由于弹体尺寸大、发射时间短等原因，因而对发射速度的快速实时测量难于保证精度。本文提出一种“双测头光电反射式速度测量系统”，它采用“双路平衡式光电传感系统”接收信号，可实现各种大型物体（如导弹、火箭）的发射速度测试，在0－50m/s内，其相对误差小于1％，且安装调工方便，方法具有实用价值。     

再入制导和弹道跟踪误差分析

新一代可重复使用运载器对再入制导提出了更高地要求。目前的空间运输系统证明基于阻力加速度的制导方法是行之有效的。其基本概念是跟踪基准阻力加速度包线，在飞行过程中可根据需要更新这个包线。跟踪适当的阻力加速度包线保证了飞行器可以飞行准确的距离达到目标，同时满足弹道约束。在横向上，我们可采用类似于美国航天飞机的倾斜反转逻辑或航向角跟踪技术。本文推导出了基于反馈线性化的控制算法，并将其应用于可重复使用运载器纵向和横向的制导。最后，我们分析了阻力加速度跟踪的误差。     

新一代运载火箭

综述了国内外运载火箭的现状 ,指出了国内运载火箭技术上的差距以及研制新一代运载火箭的必要性与基本思路 ,提出了新一代运载火箭的总体技术方案 ,并对方案论证与工程实施中的几个主要问题进行了探讨     

可重复使用运载器磁悬浮助推发射参数研究

针对磁悬浮助推水平起飞运载器这种新型发射概念,采用概念性分析方法,研究地面发射参数对可重复使用运载器性能的影响规律。结果表明,助推发射水平起飞运载器在降低初始推重比、推进剂和结构质量等方面具有优势,最后得出地面发射参数的一组优化值。     

运载火箭测发控网络设计

运载火箭测试发射控制系统对数据处理能力、数据通信能力的要求越来越高。本文采用最新的网络通信技术,结合CZ-3A运载火箭测发控网络的实际设计需求和设计原则,概要介绍了运载火箭测发控网络的特点,着重从测发控网络的拓扑结构、双网卡捆绑技术、静态路由技术等五方面详细阐述了测发控网络的设计,最后通过测发控网络的功能测试验证了该设计的可靠性和先进性。     

内装式空射运载火箭重力出舱机箭耦合动力学分析

研究了以运输机为平台的内装式运载火箭空射过程载机和火箭的耦合动力学建模。建模针对两个阶段：第一阶段,火箭固定于载机机舱内,两者构成一个整体,按照普通刚体的力学方法处理;第二阶段,火箭解锁后,沿着舱内的发射筒向外滑行,载机和火箭形成两刚体相互作用的耦合系统,基于牛顿-欧拉法建立系统动力学模型。载机在空射火箭过程中,油门和升降舵满偏,在加速前飞的同时拉大姿态俯仰角,火箭在自身重力分量和惯性力的作用下,沿着机舱内的发射筒加速向外滑行,直至与载机分离。数值仿真分析了空射过程载机的重要力学参数的变化过程,验证了载机操控策略的可行性和安全性,可为未来中国空射运载火箭技术设计提供数据参考。     

热发射过程中发射箱蒙皮力学性能损伤与试验研究

文中选择大、中、小3种典型结构尺寸的发射箱,利用计算流体动力学（Computational fluid dynamics,CFD）仿真软件Fluent对发射箱蒙皮表面在导弹发射过程中的力、热环境进行了仿真分析。以铝合金材料为例,对发射箱蒙皮材料在燃气流环境中力学性能损伤情况进行了烧蚀试验研究。研究结果表明,随着烧蚀时间延长,铝合金材料力学性能损伤存在一个突变点,在1.5 s内下降不明显,但是当烧蚀时间延长至2.0 s时,力学性能急剧下降至0。该研究结果为铝合金发射箱轻量化设计、热防护设计和使用次数设计等提供了数据支撑。     

大型导弹车工作模态识别研究及应用

针对大型导弹车在运输状态下的动态特性识别问题,设计制作了能够反映大型导弹车主要动力学特征的简化模型,使用最小二乘复指数法（LSCE）对简化模型进行了动态特性识别,对识别结果进行了分析和评估,并将最小二乘复指数法应用到真实大型导弹车运输状态的模态识别中。可为大型导弹车运输状态下的动力学特性分析提供参考。