整体式固冲发动机的设计和分析

就整体式固冲发动机在空空导弹上的应用，对发动机的设计展开了比较的讨论；阐述了固冲发动机作为空空导弹推进系统在设计上的一些基本思想，并且分析了固冲发动机的推力，比冲，速度等特点，特别是强调了发动机的攻角特性分析。     

整体式固冲发动机空空导弹一体化设计

采用分步优化方法，研究了整体式固冲发动机中远程空空导弹的一体化设计问题。在质点弹道总体优化设计中，把导弹和整体式固冲发动机作为一个系统，优选了导弹和发动机的参数；在质点系优化设计中，对控制系统参数进行优选，满足导弹的命精度要求。实例计算结果表明，采用分步优化方法具有较高的效率，便于工程应用。     

液氢—液氧火箭发动机的推力测量

论述了氢氧发动机与常温推进剂发动机推力测量的不同点，环境影响，低温管路影响，发动机收缩影响及低温调试。针对低温对推力测量带来的影响、提出了解决问题的技术措施。     

固冲发动机导弹方案弹道设计与优化

文中针对以固冲发动机为动力装置的导弹弹道特性与推力特性高度耦合的特点,建立了相应的方案弹道优化模型,并采用基于遗传算法与序列二次规划算法的组合优化方法,以最大射程为目标进行内外弹道一体化优化设计.弹道仿真结果表明:所得到的优化后的飞行弹道方案,在满足飞行条件约束和发动机设计约束的情况下,射程提高了约21.7％.从而验证了所用优化方法的有效性以及一体化优化设计的必要性.     

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．     

固冲发动机贫氧燃气流量调节技术

本文为原理性研究阶段报告,简要介绍固体火箭冲压发动机燃气发生器贫氧燃气流量调节技术,包括其动态方程和动态性性,系统的软,硬件和伺服机构设计,原理性冷试状况等。     

液体火箭发动机地面试验推力测量系统结构设计研究

结合液体火箭发动机地面试验推力测量系统的类型,介绍轴向推力稳态测量系统、轴向推力动态测量系统、推力矢量测量系统以及推力偏心测量系统的组成及原理。针对地面试验中常用的轴向推力稳态测量分析影响推力测量的因素,探讨推力测量系统结构设计原则及结构形式要求,为后续推力测量系统结构设计提供依据。     

整体式固冲发动机转级控制模块设计

为保证固冲发动机的正常工作,必须进行准确的转级过程控制。基于DSP和CPLD双元控制的转级控制模块能安全可靠地实现转级控制,完成转级过程数据记录,具有灵活配置转级控制参数,结构紧凑,使用方便的特点。     

基于Annubar流量计测试固冲发动机进气流量

介绍了一种适用于高温、高压,拥有大量程比的差压式气体质量流量计——Annubar流量计,并成功地将其应用于固冲直连试验系统中。试验证明:Annubar流量计很好地解决了固冲发动机进气的高温、高压、大流量测量问题,比传统的流量计拥有更大的量程比和更小的不可恢复压力损失,可准确地测量出高温来流的质量流量。     

利用阻力测量评估超燃冲压发动机的推力性能

报告了在评估超燃冲压发动机净推力上应用最重要的阻力值,求出试验条件下净推力上限值的方法。介绍了评估程序和取得的结论：1)分析方法、条件与对象;2)一元分析中未包含的损失;3)燃烧推力的性能;4)净推力的性能;5)结论。     

固冲发动机进气流量测量及卡尔曼滤波应用研究

为了提高固冲发动机进气流量的测量精度和响应速度,采用均速管流量计(德尔塔巴流量计)测量进气道内进气气流的平均流速。基于PLC和PC计算机组成固冲发动机进气流量的高速高精度测量系统,设计了自适应且实时响应的卡尔曼滤波器,以消除测量系统中的随机误差。测试结果表明,固冲发动机进气流量精度得到提高,且整个测试系统响应快,满足实际需要。     

Research on Instantaneous Thrust Measurement for Attitude-control Solid Rocket Motor

In order to measure the instantaneous thrust of a certain attitude-control solid rocket motor, based on the analysis of the measurement principles, the difference between the instantaneous thrust and steady thrust measurements is pointed out. According to the measurement characteristics, a dynamic digital filter compensation method is presented. Combined the identification-modeling, dynamic compensation and simulation, the system＇s dynamic mathematic model is established. And then, a compensation digital filter is also designed. Thus, the dynamic response of the system is improved and the instantaneous thrust measurement can be implemented. The measurement results for the rocket motor show that the digital filter compensation is effective in the instantaneous thrust measurement.     

固体火箭冲压发动机工作包线分析

根据固体火箭冲压发动机工作原理和三维数值仿真与试验结果,建立了较为符合实际的进气道、燃气发生器和补燃室工作数学模型,并对进气道和固体火箭冲压发动机的工作包线进行了分析,提出了进一步拓宽固体火箭冲压发动机工作包线的措施,得出对燃气流量进行调节,是扩大固体火箭冲压发动机工作包线的一种可行的方法。     

固体燃料冲压增程炮弹力学分析

采用有限元法对某固体燃料冲压增程炮弹及其零部件在火炮膛内的结构完整性进行了系统分析.建立了三维有限元模型,研究了高过载下各部件受轴向、径向和切向惯性力综合作用下的应力、应变分布.结果表明,中心锥支座和堵盖处应力集中严重,在初步设计时必须重点考虑;增大支柱宽度和厚度有利于降低最大应力;其他零部件的应力、应变均能满足强度要求.该研究为固体燃料冲压增程炮弹的结构设计提供了有用依据.     

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．     

喉栓式固体火箭发动机喷管性能影响研究

对喉栓式固体火箭发动机内流场进行了稳态数值模拟,分析了喉栓头部型面、喉栓尺寸、喉栓位置对发动机性能的影响规律,结果表明发动机效率受喉栓头部型面、尺寸、位置等因素影响显著,所提供的结论可为喉栓式变推力固体火箭发动机的设计、试验及应用提供参考依据.     

火箭发动机六分力试验台系统误差分析研究

文中基于静力学与动力学原理，建立了六分力测试台力学模型，研究分析了六分力测试台的静、动态误差特性，为六分力测试系统设计及提高测试精度提供了理论基础。     

液体火箭发动机试验推力校准测控系统设计

针对某液体火箭发动机试验推力校准的需要,设计了推力校准测控系统。根据负反馈比例控制原理设计了电液伺服系统的闭环控制器,实现了标准力的闭环自动加载和控制,为推力校准提供了高稳定性、高精度的标准力。基于Labview8.6设计的测控软件并结合RS485通讯方式,实现了自动或手动推力校准以及校准过程的远程控制。校准结果表明,利用该系统可以快速地进行手动或自动推力校准,且校准精度高、效率高、可靠性好,完全满足推力校准的要求。